Вот такая идея:
Для вывода на LEO у Союза 2-1б используется Блок И с РД-0124. Для вывода на ССО, высокоэлиптические орбиты ("Молния", "Меридиан"), высокие круговые ("Глонасс") и на отлётных траекториях используется вариант Союза 2-1б с РБ "Фрегат", т.е. четырёхступенчатый вариант.
В случае высокоэллиптических орбит, "Глонасс" и отлётных траекторий это оправдано, но в случае ССО (средние орбиты) это кажется избыточным. У "Космоса 3М" вторая ступень позволяет выводить ПН на ГСО, а у "Зенита 3SL" третья ступень (Блок ДМ) выводит ПН на ГПО.
Пробовал подобрать подходящий РБ для замены третьей ступени у "Союза 2-1б". Единственным подходящим мог бы быть Блок ДМ, но у него диаметр 3,7м.
В связи с этим возникла идея использовать в этом качестве Блок И переделав его в РБ. Первое , что бросается в глаза это слишком большая для РБ тяга (30 тс). Попробовал подобрать оптимальную тягу маршевой ДУ с точки зрения гравпотерь. Для расчётов использовал спредшит Ратманаи параметры орбиты спутника Меtор-А (масса 4093 кг, перигей 826,3 км, апогей 852,9 км, наклонение 98,73 град).
Оптимальной получилась тяга 15 тс. ПН 3341 кг.
Использование двухимпульсной схемы выведения с повторным запуском ДУ позволит я думаю увеличить ПН ещё больше.
Для получения такой тяги нам нужна половина РД-0124 (две камеры сгорания) и система многократного запуска. Для этого можно установить СОЗ от блока ДМ и запас высококипящего топлива в дополнительных баках с вытеснительной подачей.
КС нужно установить на карданный подвес ( можно от РД58М) с целью управления по тангажу и рысканию. Поскольку КС две, то управление по крену можно организовать без дополнительных сопел. Гелий используется в Блоке И для первоначального наддува баков. В дальнейшем баки наддуваются подогретым кислородом и охлаждённым выхлопом газогенератора. В случае использования Блока И в качестве РБ это вряд ли возможно, т.к. в промежутке между включениями двигателя давление наддува будет падать за счёт охлаждения газов. Нужно перейти на наддув гелием на всём протяжении работы блока. Этот приведёт к увеличению рабочего запаса гелия. Но нет худа без добра конечная масса блока упадёт за счёт меньшего веса гелия в баках по сравнению с кислородом и выхлопом газогенератора. Кроме того гелий нужен для раскрутки бустерных насосов для захолаживания двигателей перед повторным запуском.
БЦВМ на блоке И стоит, нужно только изменить программу. Сухая масса Блока И 2597 кг (вместе с ХО), а РБ ДМ имеет сухую массу 3420 кг, в том числе массу отделяемых в полёте элементов - 1090 кг .
Ругайте :D
А если два РД-58?
У РД-58М больше габариты (высота 2300, максимальный диаметр 1200) и вес (310 кг один, 620 кг два).
У РД0124 с четырьмя камерами высота 1575, максимальный диаметр 2400, вес 450 кг.
УИ у РД0124 выше (359с против 353с), тяга примерно одинакова(7,5 и 8 тс). :D
ЦитироватьУ РД-58М больше габариты (высота 2300, максимальный диаметр 1200) и вес (310 кг один, 620 кг два).
У РД0124 с четырьмя камерами высота 1575, максимальный диаметр 2400, вес 450 кг.
УИ у РД0124 выше (359с против 353с), тяга примерно одинакова(7,5 и 8 тс). :D
Наверное, больший вес - цена за несколько включений. Плюс РД-58 в том, что он есть и именно для таких задач и предназначен.
Как вариант - один РД-58. На баках блока И.
Одного РД58М мало- растут гравпотери и падает ПН (Блок И в 1,4 раза тяжелее ДМ). Многократное включение обеспечивает СОЗ и Бустерные насосы в баках, ну может быть ещё система зажигания.
Кроме того в варианте РД0124А (для Ангары) предусмотрено двукратное включение двигателя. ТНА для половинки РД0124 тоже есть , т.к. вариант с двумя обрезанными камерами используется в качестве РА в РД0155.
Главное использование половины РД0124 позволяет сохранить все габаритные и посадочные размеры Блока И, а освободивщееся от двух камер сгорания место и экономию веса (230 кг) можно использовать для размещения СОЗ, запасов топлива и дополнительного оборудования. Кроме того поскольку оси КС маршевого двигателя находятся расположены на максимально-возможном расстоянии( по-диаметру) возможно в дальнейшем использовать раздвижные сопловые насадки.
О СОЗ здесь http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=7057&start=0&postdays=0&postorder=asc&highlight=
ratte07 писал:
ЦитироватьДУ СООЗ (АТИН+НДМГ)
С5.142 (8 шт.):
- тяга 2,6 кгс;
- удельный импульс непрерывный 285 с;
- импульсный режим (0,1 с) 190 с.
11Д428А (8 шт.):
- тяга 12 кгс;
- удельный импульс непрерывный 285 с;
- импульсный режим (0,1 с) 205 с.
и здесь http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=7057&start=15&postdays=0&postorder=asc&highlight=
mescalito писал:
ЦитироватьВ ДУ СООЗ ДМ заправляется около 118 кг (72 кг - амил, 42 - гептил, 4 - азот). В 12КРБ думаю что столько же так как там судя по фотографиям и рисункам тот же блок ДУ СОЗ разработки ТМКБ "Союз" (Лыткарино). То есть многократно отработанный на ДМе. Точно не знаю, но очень может быть.
А сухая масса ДУ СОЗ устанавливаемого на 12КРБ (и вроде бы и на ДМ)- 33 кг.
ЦитироватьПробовал подобрать подходящий РБ для замены третьей ступени у "Союза 2-1б". Единственным подходящим мог бы быть Блок ДМ, но у него диаметр 3,7м.
А что в этом страшного? При диаметре обтекателя ПН до 4м?
ЦитироватьОдного РД58М мало- растут гравпотери и падает ПН (Блок И в 1,4 раза тяжелее ДМ). Многократное включение обеспечивает СОЗ и Бустерные насосы в баках, ну может быть ещё система зажигания.
Кроме того в варианте РД0124А (для Ангары) предусмотрено двукратное включение двигателя. ТНА для половинки РД0124 тоже есть , т.к. вариант с двумя обрезанными камерами используется в качестве РА в РД0155.
Главное использование половины РД0124 позволяет сохранить все габаритные и посадочные размеры Блока И, а освободивщееся от двух камер сгорания место и экономию веса (230 кг) можно использовать для размещения СОЗ, запасов топлива и дополнительного оборудования. Кроме того поскольку оси КС маршевого двигателя находятся расположены на максимально-возможном расстоянии( по-диаметру) возможно в дальнейшем использовать раздвижные сопловые насадки.
Есть еще вопрос с управляемостью. Я так понимаю, что камеры РД0124 качаются в одной плоскости.
Немножко выше Salo:
ЦитироватьКС нужно установить на карданный подвес ( можно от РД58М) с целью управления по тангажу и рысканию. Поскольку КС две, то управление по крену можно организовать без дополнительных сопел.
ЦитироватьЦитироватьПробовал подобрать подходящий РБ для замены третьей ступени у "Союза 2-1б". Единственным подходящим мог бы быть Блок ДМ, но у него диаметр 3,7м.
А что в этом страшного? При диаметре обтекателя ПН до 4м?
ПН будет примерно такая же, но поскольку РБ ДМ имеет больший диаметр и другую длину потребуется переделывать установщик и кабельмачту. Старт потеряет универсальность.:(
Кроме того БЦВМ стоит у Союза 2-1б в межбаковом отсеке Блока И и по кабелям проложенным в гаргроте управляет исполнительными механизмами первой и второй ступени. Поэтому РБ ДМ тоже придётся переделывать под функцию управления всей ракетой-носителем.
ЦитироватьУ "Космоса 3М" вторая ступень позволяет выводить ПН на ГСО
Это опечатка такая?
ЦитироватьГелий используется в Блоке И для первоначального наддува баков. В дальнейшем баки наддуваются подогретым кислородом и охлаждённым выхлопом газогенератора.
Это в обычном блоке И, на Союзе-2-1б используется только гелий, так что тут проблемы нет.
ЦитироватьКроме того гелий нужен для раскрутки бустерных насосов для захолаживания двигателей перед повторным запуском.
Там стоят струйные насосы, но я думаю захолаживания и не требуется.
А вы кстати не проверяли, какую ПН дает спредшит для стандартного блока И на ту же орбиту и на низкую орбиту?
По-поводу Космоса 3М букву "Г" считать буквой "С"
:oops:
На низкую орбиту высотой 200 км и наклонением 51,7 град ПН 8367 кг.
На ССО (перигей 826,3 км, апогей 852,9 км, наклонение 98,73 град) 1920 кг.
ЦитироватьНемножко выше Salo:ЦитироватьКС нужно установить на карданный подвес ( можно от РД58М) с целью управления по тангажу и рысканию. Поскольку КС две, то управление по крену можно организовать без дополнительных сопел.
В общем, новый двигатель.
В общем -да!
Но при этом используются готовые камеры сгорания, подходящий кардан от РД58М, существующий ТНА от рулевых агрегатов РД0155К.
Ферму можно оставить разместив на ней СОЗ и баки с вонючкой. Видимо нужен будет новый газогенератор и бустерные насосы. Хотя можно взять от Блока ДМ поставив их попарно, ведь тяга одной КС близка к РД58М.
ОСИ конечно придётся проводить. Зато сам блок И с системой управления остаётся почти без изменений, нужно только вправить"мозги" СУ и добавить датчики ориентации.
Кстати попутно решается вопрос затопления третьей ступени в удалённых районах Тихого океана, а не там где получится, например над территорией США. :)
Из соседней ветки http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=7557&start=45&postdays=0&postorder=asc&highlight=
ЦитироватьЦитироватьКстати, у блока "И" масса на тонну меньше чем у центавра, при почти той-же заправке....
и как теперь можно утверждать что водородники по массовому совершенству догнали керосиновые?
а наши водородники, как уже заметили, центавру проигрывают..... так вот приходится ждать пока они центавру перестанут проигрывать!
Ну-ка, расскажите нам про Центавр и блок И...
Читаю Шумилина: На РН Атлас-2AS ступень Центравр с двумя ЖРД RL-10A-4-1 имеет массу 18,8 т, в том числе масса топлива -17,1 т. То есть масса конструкции 1,7 т.
Смотрим Вэйда про Атлас-3Б (там двухдвигательный Центавр по заправке близок к блоку И): "Stage Number: 2. 1 x Centaur IIIB Gross Mass: 22,960 kg. Empty Mass: 2,130 kg."
Читаем НК номер 3 за 2006 год (статья Самый мощный Атлас для самой быстрой АМС) – там про Атлас-5 (правда Центавр - однодвигательный): стартовая масса ступени 22,7 т, а масса пустой ступени 1,91 т.
Что там у нас у блока И? На память: сухая масса 2300 кг (у Союз-2 несколько больше), а конечная масса блока И на Союз-2 - где-то под 2700 кг, если не больше. Заправка – примерно 22 тонны.
Вот и сравнивайте!
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/4430.gif)
Дмитрий , Вы приводили по Блоку И Союза-2 следующие данные: РЗТ 22713кг и конечная масса 2743 кг.
По Блоку И Союза ФГ http://www.roscosmos.ru/video/STMA-4.pdf
ЦитироватьМасса заправленного 25,3т.
Сухая масса 2,41т.
Для сравнения Блок ДМ:
ЦитироватьРазгонный блок "ДМ" имеет сухую массу 3420 кг, в том числе массу отделяемых в полёте элементов - 1090 кг; массу КА, выводимых на ГСО, - до 2600 кг; заправляемый запас компонентов топлива - 15050 кг; тягу двигателя 11Д58М в пустоте - 8550 кгс и удельную тягу (в пустоте) - 361 с.
И ещё
ЦитироватьРазгонный блок "ДМ" комплектуется коническим и цилиндрическим переходниками, которые связывают его с РН. При отделении РБ от третьей ступени РН конический переходник отделяется вместе со ступенью, а через некоторое время сбрасывается и ци-линдрический переходник. Масса сухого блока без сбрасываемых элементов - 2200 кг, максимальная длина - 6,26 м, максимальный диаметр - 4,1 м, масса КРТ и газов - 15 095 кг.
Поскольку у Блока И ХО тоже сбрасывается конечная масса у Блока И и ДМ практически одинаковая (около 2,2-2,3т), при том что сухая стартовая масса меньше в 1,3 раза (2597 кг против 3420 кг), а РЗТ в 1,5 раза больше (22,5т против 15т). :wink:
ЦитироватьДля сравнения Блок ДМ:
ЦитироватьРазгонный блок "ДМ" имеет сухую массу 3420 кг, в том числе массу отделяемых в полёте элементов - 1090 кг; массу КА, выводимых на ГСО, - до 2600 кг; заправляемый запас компонентов топлива - 15050 кг; тягу двигателя 11Д58М в пустоте - 8550 кгс и удельную тягу (в пустоте) - 361 с.
И ещё
ЦитироватьРазгонный блок "ДМ" комплектуется коническим и цилиндрическим переходниками, которые связывают его с РН. При отделении РБ от третьей ступени РН конический переходник отделяется вместе со ступенью, а через некоторое время сбрасывается и ци-линдрический переходник. Масса сухого блока без сбрасываемых элементов - 2200 кг, максимальная длина - 6,26 м, максимальный диаметр - 4,1 м, масса КРТ и газов - 15 095 кг.
Поскольку у Блока И ХО тоже сбрасывается конечная масса у Блока И и ДМ практически одинаковая (около 2,2-2,3т), при том что сухая стартовая масса меньше в 1,3 раза (2597 кг против 3420 кг), а РЗТ в 1,5 раза больше (22,5т против 15т). :wink:
Наследство Л3 - семисуточный ресурс. Если делать РБ для ГСО, сейчас закладываются на 9 часов.
В общем-то большая масса ДМ - это отчасти плата за ресурс и включение в невесомости, отчасти перетяжеление (в наследство от Л3).
Т.е. блок И тоже потяжелеет, будучи переделанным в РБ, но не настолько, как ДМ. :wink:
Кстати, потенциал ДМ для ГСО до 3,4 т ПН. Если все вылизать.
Если блок И оснастить системами ориентации, повторного запуска, радиоуправления, электропитания и др. и пр. необходимых для работы в качестве РБ то его сухой вес превысит вес ДМ. Кроме того РБ обязательно должен быть "толстым", и именно это ухудшает массовые характеристики.
ЦитироватьКстати, потенциал ДМ для ГСО до 3,4 т ПН. Если все вылизать.
Насколько я понял, идея как раз не вылизывать ДМ, а относительно (вылизывания ДМа) немного доработать блок И.
ЦитироватьЕсли блок И оснастить системами ориентации, повторного запуска, радиоуправления, электропитания и др. и пр. необходимых для работы в качестве РБ то его сухой вес превысит вес ДМ.
А сколько вся эти системы весят на ДМе? ;)
ЦитироватьКроме того РБ обязательно должен быть "толстым", и именно это ухудшает массовые характеристики.
Вот прямо так обязательно? ;) И даже для блока И нельзя сделать исключение из этого эмпирического правила?
ЦитироватьКстати, потенциал ДМ для ГСО до 3,4 т ПН. Если все вылизать.
ЦитироватьИзготовление модернизированного разгонного блока 11С861-03, имеющего повышенные энергетические характеристики, предназначенного для выведения на геостационарную орбиту космических аппаратов массой до 3200 кг, начато в 1997 году. Изготовление первого базового модуля в феврале 2003 года
ЦитироватьЕсли блок И оснастить системами ориентации, повторного запуска, радиоуправления, электропитания и др. и пр. необходимых для работы в качестве РБ то его сухой вес превысит вес ДМ. Кроме того РБ обязательно должен быть "толстым", и именно это ухудшает массовые характеристики.
Ну и пусть! Главное что на ССО можно будет выводить ПН без дополнительного РБ. Это в любом случае окупится. А по поводу толстого РБ- посмотрите на Atlas 401. Самое тонкое место это Центавр (3,05м, у первой ступени 3,81м)! :D
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/4675.jpg)
ЦитироватьА сколько вся эти системы весят на ДМе? ;)
ДМ для запуска АМС (без отсека электроники) имеет конечную массу 1900 кг. Значит этот отсек в районе 300 кг.
ЦитироватьВот прямо так обязательно? ;) И даже для блока И нельзя сделать исключение из этого эмпирического правила?
Обязательно. Именно для этого делают торовые баки на Бризе, шарики на Фрегате, торовые и подвесные баки на верхних ступенях Союза, Востока, Молнии, Зенита, Циклона, торовый и подвесной бак на самом ДМе и т.д. и т.п. Думаете если бы можно было то никто не сделал бы несущие?
В качестве западной классики могу напомнить Транстейдж и вторую ступень Дельты-2.
ДУ СОЗ как уже говорилось на первой странице 33 кг, запас топлива и газов 118 кг. итого 151 кг. Правда блока вроде бы два, а цифры даны без расшифровки. Ну пусть 302 кг. :)
ЦитироватьНу и пусть! Главное что на ССО можно будет выводить ПН без дополнительного РБ. Это в любом случае окупится.
А не дешевле будет поставить вместо него Фрегат? Чтоб было чтото типа 8А92М?
ЦитироватьА по поводу толстого РБ- посмотрите на Atlas 401. Самое тонкое место это Центавр (3,05м, у первой ступени 3,81м)! :D
Но вы заметили что это дело пришлось быстро спрятать под обтекатель? Вот и вам как минимум прийдётся, но сначала растопырить блок и как минимум до тех же трёх метров.
(Вобщето отвечая вам я имел в виду что вы предлагаете применять блок И вместо ДМа)
ЦитироватьЦитироватьА сколько вся эти системы весят на ДМе? ;)
ДМ для запуска АМС (без отсека электроники) имеет конечную массу 1900 кг. Значит этот отсек в районе 300 кг.
система электропитания и и система управления ракетой и так стоят на Блоке И Союза 2-1а- 2-1б. Видимо придётся доработать программное обеспечение и подключить датчики системы ориентации.
ЦитироватьЦитироватьА сколько вся эти системы весят на ДМе? ;)
ДМ для запуска АМС (без отсека электроники) имеет конечную массу 1900 кг. Значит этот отсек в районе 300 кг.
ЦитироватьВот прямо так обязательно? ;) И даже для блока И нельзя сделать исключение из этого эмпирического правила?
Обязательно. Именно для этого делают торовые баки на Бризе, шарики на Фрегате, торовые и подвесные баки на верхних ступенях Союза, Востока, Молнии, Зенита, Циклона, торовый и подвесной бак на самом ДМе и т.д. и т.п. Думаете если бы можно было то никто не сделал бы несущие?
В качестве западной классики могу напомнить Транстейдж и вторую ступень Дельты-2.
КРБ должен быть не толстым, а коротким. В случае, если он размещен под ГО - чтобы место не занимал. Из блока И можно сделать КРБ, но он потяжелеет существенно. Кроме СООЗ и системы многократного запуска, надо будет теплоизолировать бак ЖК. Кроме того, надо будет дорабатывать СУ и СЭП (под больший ресурс).
Цитироватьсистема электропитания и и система управления ракетой и так стоят на Блоке И Союза 2-1а- 2-1б. Видимо придётся доработать программное обеспечение и подключить датчики системы ориентации.
Датчиков и на ДМе нет. Всё на гироскопах.
А система управления и электропитания на трёхминутный бросок на орбиту и 6-часовой полёт на ГСО это не одно и то же.
ЦитироватьЦитироватьА сколько вся эти системы весят на ДМе? ;)
ДМ для запуска АМС (без отсека электроники) имеет конечную массу 1900 кг. Значит этот отсек в районе 300 кг.
Это только электроника. А все остальное? Система ориентации, повторного запуска и прочие аккумуляторы?
Вы совершенно точно уверены, что все это покроет разницу 1,5 т сухого веса между этими блоками? ;)
ЦитироватьЦитироватьВот прямо так обязательно? ;) И даже для блока И нельзя сделать исключение из этого эмпирического правила?
Обязательно. Именно для этого делают торовые ...
Не, не, стоп, стоп!
Делать заново могут что угодно, из каких угодно соображений. А стоит ли из-за этого ПЕРЕредывать блок И?
ЦитироватьКРБ должен быть не толстым, а коротким.
Что ж им помешало сделать Центавр ещё короче? ;)
Тут главное что блок должен быть толщиной с основную ракету. Если растопырить его до такой степени никак невозможно то делается переходник нужного диаметра а блок помещается внутрь.
ЦитироватьИз блока И можно сделать КРБ, но он потяжелеет существенно. Кроме СООЗ и системы многократного запуска, надо будет теплоизолировать бак ЖК. Кроме того, надо будет дорабатывать СУ и СЭП (под больший ресурс).
Да уж.
ЦитироватьКстати, потенциал ДМ для ГСО до 3,4 т ПН. Если все вылизать.
И увеличить заправку на 20 %.
ЦитироватьЦитироватьНу и пусть! Главное что на ССО можно будет выводить ПН без дополнительного РБ. Это в любом случае окупится.
А не дешевле будет поставить вместо него Фрегат? Чтоб было чтото типа 8А92М?
Уже обсуждали в теме "Восток-Фрегат" http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=7142&start=0&postdays=0&postorder=asc&highlight= и пришли к выводу, что усовершенствованный Блок И может дать большую ПН на ССО
ЦитироватьЭто только электроника. А все остальное? Система ориентации, повторного запуска и прочие аккумуляторы?
Аккумуляторы наверняка в этом же отсеке и входят в 300 кг.
ЦитироватьНе, не, стоп, стоп!
Делать заново могут что угодно, из каких угодно соображений. А стоит ли из-за этого ПЕРЕредывать блок И?
Если его применять на Протоне вместо ДМа то он переломится. Нужно как минимум поместить его под ГО или в переходник основного диаметра, как ДМ.
Цитироватьи пришли к выводу, что усовершенствованный Блок И может дать большую ПН на ССО
И этот выигрыш окупит переделку блока в РБ? Может быть для особо тяжёлых ПН применять нынешний вариант - И+Фрегат?
ЦитироватьЦитироватьсистема электропитания и и система управления ракетой и так стоят на Блоке И Союза 2-1а- 2-1б. Видимо придётся доработать программное обеспечение и подключить датчики системы ориентации.
Датчиков и на ДМе нет. Всё на гироскопах.
А система управления и электропитания на трёхминутный бросок на орбиту и 6-часовой полёт на ГСО это не одно и то же.
Какая ГСО? Речь о ССО. 50-60 минут до включения в апогее за-глаза. :wink: На ГСО пусть Фрегат работает.
ЦитироватьЦитироватьи пришли к выводу, что усовершенствованный Блок И может дать большую ПН на ССО
И этот выигрыш окупит переделку блока в РБ? Может быть для особо тяжёлых ПН применять нынешний вариант - И+Фрегат?
пределку окупит отказ от приобретения Фрегата в тех случаях когда он не нужен. :wink:
ЦитироватьЦитироватьЭто только электроника. А все остальное? Система ориентации, повторного запуска и прочие аккумуляторы?
Аккумуляторы наверняка в этом же отсеке и входят в 300 кг.
ЦитироватьНе, не, стоп, стоп!
Делать заново могут что угодно, из каких угодно соображений. А стоит ли из-за этого ПЕРЕредывать блок И?
Если его применять на Протоне вместо ДМа то он переломится. Нужно как минимум поместить его под ГО или в переходник основного диаметра, как ДМ.
Речь о Союзе! На Протоне дай бог ДМ использовать вместо Бриз-М! Кто ж туда пустит Блок И.
ЦитироватьКРБ должен быть не толстым, а коротким. В случае, если он размещен под ГО - чтобы место не занимал. Из блока И можно сделать КРБ, но он потяжелеет существенно. Кроме СООЗ и системы многократного запуска, надо будет теплоизолировать бак ЖК. Кроме того, надо будет дорабатывать СУ и СЭП (под больший ресурс).
Даже для одного апогейного включения на ССО? СУ и СЭП дорабатывать надо, но одна система дешевле двух.
Ну а в случае с Ангарой? Там ведь предполагалась именно такая схема выведения с повторным включением РД-0124А в апогее на УРМе-2? Ну пусть потяжелеет блок И на 400-600 кг. Хотя замечу, что весь Фрегат вместе с двигателеми баками весит тонну. Но два двигателя и две системы управления не нужны. Причём С5.92 ещё и дефицитен. Экономия! Да и дополнительное место под ГО появится. Вместо двух переходников (Блок И -Фрегат и Фрегат -Пн) только один. :wink:
ЦитироватьЦитироватьЭто только электроника. А все остальное? Система ориентации, повторного запуска и прочие аккумуляторы?
Аккумуляторы наверняка в этом же отсеке и входят в 300 кг.
Ну так откуда будем брать 1,5 т разницы?
ЦитироватьЦитироватьНе, не, стоп, стоп!
Делать заново могут что угодно, из каких угодно соображений. А стоит ли из-за этого ПЕРЕредывать блок И?
Если его применять на Протоне вместо ДМа то он переломится. Нужно как минимум поместить его под ГО или в переходник основного диаметра, как ДМ.
Хм... А почему на Союзе не переламливается?
ЦитироватьЧто ж им помешало сделать Центавр ещё короче? :wink:
Очевидно титановский вариант не давал заметных преимуществ в массе ПГ, но был дороже.
ЦитироватьДаже для одного апогейного включения на ССО? СУ и СЭП дорабатывать надо, но одна система дешевле двух.
Ну вобщето одно апогейное включение на ССО это не то чтоб совсем уж РБ. икто ж не называет "РБ" вторую ступень Космоса-3М или Дельты-2 или третью Циклона-3...
ЦитироватьНу а в случае с Ангарой? Там ведь предполагалась именно такая схема выведения с повторным включением РД-0124А в апогее на УРМе-2?
Вроде там такого отродясь не было. Для таких финтов там на Ангаре-1.2 поверх УРМа-2 уже Бриз приладили. Если это гениальное изобретение хруников то почему бы так же и на Союзе не сделать?
ЦитироватьНу так откуда будем брать 1,5 т разницы?
Набежит. Это убирается масса с трудом, а набегает сама легко и быстро. :)
ЦитироватьХм... А почему на Союзе не переламливается?
А потому что ГО маленький.
ЦитироватьЦитироватьНу так откуда будем брать 1,5 т разницы?
Набежит. Это убирается масса с трудом, а набегает сама легко и быстро. :)
Ну нифига се!
Как из 300 кг набежит 1,5 тонны???
Безосновательно это все как-то... Не похоже на Вас :)
ЦитироватьЦитироватьХм... А почему на Союзе не переламливается?
А потому что ГО маленький.
Здрасьте! У Протона ~10 м, у Союза до 8,5 м - велика ли разница?
http://www.space.su/301/boa0154/intro.htm
ЦитироватьВ 1998 г. КБХА проработало возможность использования двигателя РД-0124 для II ступени РН «Ангара-1.2» и для III ступени РН «Аврора». Основными отличиями от требований к базовому двигателю являются изменение времени работы двигателя на главной и конечной ступени тяги, двукратное включение в полете. По результатам работ выпущен технический проект двигателя РД-0124А (для РН «Ангара») и эскизный проект по двигателям РД-0124Р и РД-0124Д (для РН «Аврора»).
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьНу так откуда будем брать 1,5 т разницы?
Набежит. Это убирается масса с трудом, а набегает сама легко и быстро. :)
Ну нифига се!
Как из 300 кг набежит 1,5 тонны???
Безосновательно это все как-то... Не похоже на Вас :)
ЦитироватьЦитироватьХм... А почему на Союзе не переламливается?
А потому что ГО маленький.
Здрасьте! У Протона ~10 м, у Союза до 8,5 м - велика ли разница?
Союз-ST:
(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/nk/forum-pic/Metop/ST-Fairing.gif)
И не ломается! :lol:
Ну вобщем заявления Старого перпендикулярны к действительности :wink:
На Союзе не отваливается а на Протоне бы отвалился. Потому что на Протоне требуется больший размер.
ЦитироватьЦитироватьКстати, потенциал ДМ для ГСО до 3,4 т ПН. Если все вылизать.
Насколько я понял, идея как раз не вылизывать ДМ, а относительно (вылизывания ДМа) немного доработать блок И.
Это я к тому, что ДМ сейчас несколько хуже, чем мог бы быть.
Конечно мог бы быть лучше. :wink:
ЦитироватьКонечно мог бы быть лучше. :wink:
Если бы у бабушки был... э-э-э.... В общем, она была бы дедушкой :wink:
А если и то и это, то получается вообще гермафродит.
ДМ мог бы стать лучше, если бы керосин заменили на водород.
Правда , Дмитрий! :lol:
ЦитироватьА если и то и это, то получается вообще гермафродит.
ДМ мог бы стать лучше, если бы керосин заменили на водород.
Правда , Дмитрий! :lol:
Вне всякого сомненья :D
ЦитироватьЦитироватьКРБ должен быть не толстым, а коротким. В случае, если он размещен под ГО - чтобы место не занимал. Из блока И можно сделать КРБ, но он потяжелеет существенно. Кроме СООЗ и системы многократного запуска, надо будет теплоизолировать бак ЖК. Кроме того, надо будет дорабатывать СУ и СЭП (под больший ресурс).
Даже для одного апогейного включения на ССО? СУ и СЭП дорабатывать надо, но одна система дешевле двух.
Ну а в случае с Ангарой? Там ведь предполагалась именно такая схема выведения с повторным включением РД-0124А в апогее на УРМе-2? Ну пусть потяжелеет блок И на 400-600 кг. Хотя замечу, что весь Фрегат вместе с двигателеми баками весит тонну. Но два двигателя и две системы управления не нужны. Причём С5.92 ещё и дефицитен. Экономия! Да и дополнительное место под ГО появится. Вместо двух переходников (Блок И -Фрегат и Фрегат -Пн) только один. :wink:
Пардон, что-то заклинило на термине КРБ. Для ССО можно обойтись и меньшими доработками. Например, просто запенить бак ЖК. Осадку топлива можно производить РДТТ, но поскольку система ориентацити все равно нужна, лучше ее совместить с системой обеспечекния запуска.
Вот и я о том же. Интересно как осуществляется повторный запуск РД-0124А. Видимо ТНА раскручивают гелием. А остальное? Зажигание как в ДМ?
Но всё таки более правильным был бы трёхкратный запуск, чтобы затопить блок после завершения манёвра выведения. :wink:
По-поводу ДМ. Дмитрий, как Вам кажется, что эффективней : спрятать КРБ под ГО как у Корвета или как на ДМ использовать переходники, которые при работе нижних ступеней разгружают блок от нагрузок, а затем сбрасываются на этапе работы блока?
ЦитироватьПо-поводу ДМ. Дмитрий, как Вам кажется, что эффективней : спрятать КРБ под ГО как у Корвета или как на ДМ использовать переходники, которые при работе нижних ступеней разгружают блок от нагрузок, а затем сбрасываются на этапе работы блока?
Наверное, под ГО - он может быть сброшен гораздо раньше. Хотя в каждом конкретном случае надо считать, и очень точно.
Вобще к теме об использовании верхней ступени семёрки в качестве РБ есть вопросик. Как работал блок Е ракеты Восток-2М (8А92М) при выведении Метеоров и Целины-2 и особенно Ресурсов и ИРСов на ССО?
Имело место двукратное включение (что врядли) или запуск с задержкой после достижения апогея балистической траектории (что тоже врядли) или как? Как достигались средневысотные круговые орбиты? И можно ли сделать так же с Союзом и блоком И?
Может Pit знает? :wink:
Или Вован? :)
Вован не знает. Пит тоже врядли. Даже не знаю у кого и спросить. :(
У Чертока? :twisted:
ЦитироватьВобще к теме об использовании верхней ступени семёрки в качестве РБ есть вопросик. Как работал блок Е ракеты Восток-2М (8А92М) при выведении Метеоров и Целины-2 и особенно Ресурсов и ИРСов на ССО?
Имело место двукратное включение (что врядли) или запуск с задержкой после достижения апогея балистической траектории (что тоже врядли) или как? Как достигались средневысотные круговые орбиты? И можно ли сделать так же с Союзом и блоком И?
Хотите быть уверенным на 100 %, а не на 99,9? :wink: А так у Союза из-за меньшего времени работы блока И траектория задерется и гравпотери возрастут, ПН будет больше, чем у Востока, но существенно меньше, чем у Союз-Фрегата. Да вроде тут этот вариант c одним включением уже считали.
ЦитироватьУ Чертока? :twisted:
Черток неи говорит.
Вобщем может получиться что вместе с 8А92М канет в лету и её тайна.
Может Варфоломеев чего знает, как главный специалист по семёрке?
ЦитироватьХотите быть уверенным на 100 %, а не на 99,9? :wink:
Да мне и 99.0-99.3 хватило бы... :)
Так попросите Шлядинского задать этот вопрос Варфоломееву. :wink:
ЦитироватьТак попросите Шлядинского задать этот вопрос Варфоломееву. :wink:
А где он?
Отправьте ему вопрос в ЛС! :wink:
ЦитироватьДа мне и 99.0-99.3 хватило бы... :)
Варианты кроме простого однократного включения настолько маловероятны, что меньше 99,9 не получается :)
Я думаю Вы правы, потому что Блок Л запускается в невесомости 1 раз,а появился позже блока Е :wink:
ЦитироватьЯ думаю Вы правы, потому что Блок Л запускается в невесомости 1 раз,а появился позже блока Е :wink:
Восток-2М появился гораздо позже, но я с трудом представляю себе, чтобы из блока Е сделали подобие блока Л и это осталось неизвестным. Да это и не имеет особого смысла, все же ракета не твердотопливная и времени работы двигателей вполне хватает для достижения высоты в 800 км и скругления траектории, а выигрыш от задержки включения вряд ли значителен, учитывая распределение ХС по ступеням, разве что недозаправить блок Е, но тогда проще использовать готовый блок Л. Для двукратного включения РД-0109 вообще не предназначался и ПН при реализации такого варианта была бы явно больше.
Посмотрел в справочнике:время работы РД-0109 430с. Видимо действительно ПН выводилась напрямую. :wink:
Ну само по себе время работы ничего не доказывает :wink:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/48964.jpg) (https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/48965.jpg)
А я кажется нашёл ответ на сайте :
http://hometown.aol.de/_ht_a/b14643/space-rockets/East_Europe_1/Semyorka/Design/Vostok-2_1.htm
http://hometown.aol.de/_ht_a/b14643/space-rockets/East_Europe_1/Semyorka/Design/Vostok-2_2.htm
Видимо использовалась гибридная апогейная ступень(Kick-Modul) для второго включения в апогее.Предположительно РД-4.
(http://hometown.aol.de/_ht_a/b14643/space-rockets/East_Europe_1/Semyorka/Gallery/RD-4.jpg)
19.6 kN hybrid motor RD-4 (kick stage for Vostok-Meteor launcher ?)
(http://hometown.aol.de/_ht_a/b14643/space-rockets/East_Europe_1/Semyorka/Gallery/irs_4.jpg)
Block E + kick stage + payload IRS-1
(http://hometown.aol.de/SLVehicles3/pictures_2/Block-E.jpg)
Block E + kick stage + payload IRS-1
(http://hometown.aol.de/_ht_a/b14643/space-rockets/East_Europe_1/Semyorka/Gallery/irs_2.jpg)
Fairing for IRS-1
(http://hometown.aol.de/_ht_a/b14643/space-rockets/East_Europe_1/Semyorka/Gallery/irs_3.jpg)
Indians IRS-1 on pad
ЦитироватьВарианты кроме простого однократного включения настолько маловероятны, что меньше 99,9 не получается :)
Но всётаки интересно, как реализована траектория.
Старый ау-у-у-у! Хотя бы обругайте! Прочтите пост перед Вашим! :shock:
http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/nk/1991/3/3-91.html#irs1b
ЦитироватьЗапуск индийского ИСЗ "ИРС-1Б".
28 авг. На космодроме Байконур, откуда завтра намечено запустить индийский спутник советской ракетой-носителем, состоялась встреча ведущих советских и индийских специалистов с представителями прессы. Начальник Главкосмоса А.И.Дунаев отметил, что сотрудничество с Индией в космических исследованиях продолжается почти тридцать лет. Три года изучает природные ресурсы ИСЗ "ИРС-1А", оснащенный двухдиапазонной оптической сканирующей системой. За один "проход" он проводит съемку территории земли шириной 150км. Информация используется для анализа состояния посевов, лесных массивов, почвенного покрова, водных ресурсов и поиска полезных ископаемых.
"ИРС-1Б" - пятый индийский ИСЗ, запускаемый советской ракетой-носителем. Он тоже имеет природоведческую специализацию. Как отметил доктор Рао, с помощью этого спутника ученые Индии надеются решить такие важные проблемы, как поиск источников пресной воды, сохранение тропических лесов, предотвращения опустынивания территорий. Ресурс ИСЗ рассчитан на три года. Кроме съемки Индийской территории намечена съемка территорий ряда государств Азии и Африки. Специалисты из 18 стран уже прошли необходимую подготовку по обработке фотоснимков.
29 августа в 7ч.49м. Моск. с космодрома Байконур осуществлен запуск Индийского спутника "ИРС-1Б" Запуск произведен советской ракетой-носителем "Восток". Целью запуска является создание спутниковой системы дистанционного зондирования поверхности Индийского субконтинента в интересах сельского хозяйства, геологии, гидрологии. Управление спутником осуществляет ЦУП "Бангалор" в Индии и подмосковная наземная станция слежения в Медвежьих озерах Особого конструкторского бюро Московского энергетического института.
Работу по подготовке к запуску ИСЗ выполнены НПО им.С.А.Лавочкина в кооперации с другими предприятиями Министерства общего машиностроения в соответствий с коммерческим соглашением, заключенным, в 1988г Главкосмосом СССР и Индийской организацией космических исследований ИСРО при посредничестве Всесоюзного внешнеторгового объединения "Лицензинторг". Индийские ученые-создатели ИСЗ "ИРС-1Б" провели заключительную проверку спутника на космодроме.
Спутник выведен на солнечно-синхронную орбиту с параметрами: апогей - 924км. перигей - 869км., период -102,9мин., наклонение - 99,25град.
Если это прямое выведение при чём здесь Лавка?
Видимо ответ в апогейном двигателе. :wink:
ЦитироватьСтарый ау-у-у-у! Хотя бы обругайте! Прочтите пост перед Вашим! :shock:
Это не кик-стейдж. Это банальный переходник. Ирс весит в два раза меньше Целины-Д и втрое её короче. Чтоб сохранить массоинерционные характеристики головного блока ступень просто догрузили переходником.
Переходник этот делала Лавка.
Старый, а Вы уже задавали эти вопросы в 2004 году и получили на них те же ответы :wink: :
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=304&start=165&postdays=0&postorder=asc&highlight=
ЦитироватьСтарый, а Вы уже задавали эти вопросы в 2004 году и получили на них те же ответы :wink: :
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=304&start=165&postdays=0&postorder=asc&highlight=
Ну я думал может быть с тех пор что-нибудь прояснилось... Увы.
Кстати, из ответа А. Шлядинского там явствует что у него тоже можно не спрашивать. :(
С тех пор появился Вован но и он не знает. Вобщем есть шанс что 8А92М унесёт этот вопрос с собой в могилу.
http://cosmopark.ru/fomin.html
ЦитироватьДля ракетно-космических комплексов наблюдения, первые ИСЗ которых были разработаны в ОКБ-1, и о них здесь говори- лось тоже, на базе ракет "Восток" и Р-7а была разработана модернизированная 3-ступенчатая ракета "Восток-М". Ракета "Восток-М" разработана в ОКБ-1 уже при непосредственном участии специалистов филиала N3, а конструкторская документация полностью разработана в Куйбышеве. "Восток-М" стал первой космической ракетой, принятой на вооружение Советской Армии в составе комплекса видеонаблюдения, т.е. это комплекс "Восток-М" + "Зенит-2". Тут можно сказать, что именно этот комплекс ("Восток-М" + "Зенит-2") послужили основой для формирования космических войск и формирования специального направления в генштабе по целевому использованию космической информации в интересах обороны страны. В 1964 г. филиалу N3 ОКБ-1 было поручено провести модернизацию ракеты "Восток-М" в целях обеспечения запуска объек- тов типа метеор на высокие круговые орбиты с массой до 1200-1300 кг. Такая задача была выполнена. Первый запуск модернизированной ракеты "Восток-М" был произведен в январе 1965 г., и эксплуатация продолжалась до 1991 г. Всего было осуществлено 94 пуска ракет "Восток" и "Восток-М". Ракета "Восток-М" использовалась для запуска спутников "Метеор", "Метеор-2", "Метеор-Природа", "Ресурс-О", спутников в инте- ресах министерства обороны, а также для запуска двух индийских спутников "ИРС-1а", "ИРС-1б" и болгарского "Интеркосмос-Болгария-1500". Это была первая в СССР ракета, с помощью которой полезные нагрузки выводились на солнечно-синхронные орбиты, причем для этого было предложено и реализовано оригинальное решение запуска в южном направлениии с полигона Байконур с падением центрального блока в акваторию Индийского океана.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьКРБ должен быть не толстым, а коротким. В случае, если он размещен под ГО - чтобы место не занимал. Из блока И можно сделать КРБ, но он потяжелеет существенно. Кроме СООЗ и системы многократного запуска, надо будет теплоизолировать бак ЖК. Кроме того, надо будет дорабатывать СУ и СЭП (под больший ресурс).
Даже для одного апогейного включения на ССО? СУ и СЭП дорабатывать надо, но одна система дешевле двух.
Ну а в случае с Ангарой? Там ведь предполагалась именно такая схема выведения с повторным включением РД-0124А в апогее на УРМе-2? Ну пусть потяжелеет блок И на 400-600 кг. Хотя замечу, что весь Фрегат вместе с двигателеми баками весит тонну. Но два двигателя и две системы управления не нужны. Причём С5.92 ещё и дефицитен. Экономия! Да и дополнительное место под ГО появится. Вместо двух переходников (Блок И -Фрегат и Фрегат -Пн) только один. :wink:
Пардон, что-то заклинило на термине КРБ. Для ССО можно обойтись и меньшими доработками. Например, просто запенить бак ЖК. Осадку топлива можно производить РДТТ, но поскольку система ориентацити все равно нужна, лучше ее совместить с системой обеспечекния запуска.
Я так понимаю, места в ХО Блока И для СООЗ от ДМа хватит:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/4430.gif)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/4927.jpg)
А вот СООЗ ДМа:
(http://i051.radikal.ru/0911/85/54838eebcf00.jpg)
Верхнее и нижнее днище бака кислорода Блока И можно темоизолировать с помощью ЭВТИ. Боковые стенки можно снаружи запенить РИПОРом. Дополнительные источники тока и оборудование ( возможно понадобится ИПВ) можно разместить на переходной ферме от Блока И к ГЧ. Запас гелия при необходимости можно увеличить добавив несколько шар-баллонов в Бак ЖК. Двигатель РД-0124А с возможностью второго запуска.
При первом запуске под управлением СУ выполняем доворот плоскости орбиты с 95,5 град. до 98,7 град.
Второй импульс в апогее для перехода на круговую орбиту.
Третий импульс с помощью двигателей СООЗ позволит затопить Блок И в океане чтобы не пугать американцев (как в случае с Corot и Radarsat 2).
Вроде всё красиво.
Но предположим, что двигатель под второе включение КБХА не доработает. А обойтись без Фрегата для вывода на ССО очень хочется.
Предлагаю в этом случае сделать гибрид Блока И и Блока выведения Икар (да простит меня Вован, но жизнь заставляет):
(http://i022.radikal.ru/0712/45/c07d65fca055.jpg)
Берём от Икара КДУ и недостающие системы.
http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/nk/1997/17/17-1997-2.html
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/4928.jpg)
1 — шар-баллоны; 2 — рама; 3 — топливные баки; 4 — блоки МЖРД; 5 — корректирующе-тормозной двигатель; 6 — гидроаккумулятор; 7 — шар-баллон азота; 8 — электропривод.
ЦитироватьВ состав комплексной двигательной установки "Янтаря-2К" входили:
• корректирующе-тормозной двигатель 11Д430 (КТД), закрываемый поворотной крышкой;
• система жидкостных управляющих двигателей малой тяги трех наименований, объединенных в два коллектора:
• топливные баки с устройством, обеспечивающим подачу компонентов топлива к двигателям;
• система наддува, состоящая из шар-баллонов высокого давления и арматуры подачи газа наддува и управления;
• сигнализаторы давления;
• двухстепенной привод для качания камеры КТД;
• средства обеспечения теплового режима КДУ;
• кабельная сеть;
• рама для размещения систем и агрегатов.
Компоненты топлива КДУ: горючее — несимметричный диметилгидразин, окислитель — азотный тетроксид. Масса заправляемого в баки КДУ окислителя составляла от 195 до 585 кг, горючего — от 105 до 315 кг. Система подачи топлива к двигателям была вытеснительная. Рабочим телом для наддува и управления пневмоавтоматикой двигателя являлся газообразный гелий (масса бортового запаса 3.65 кг при давлении в шар-баллонах от 3.5 до 5 МПа). Для управления гидроаккумуляторами использовался газообразный азот (0.34 кг при давлении от 1.05 до 1.35 МПа). Масса всей КДУ в незаправленном состоянии составляла 375 кг. Суммарный импульс, вырабатываемый всеми двигателями установки составлял 2060 кН·сек.
КТД 11Д430 имел тягу в диапазоне от 2.7 до 3.3 кН (средняя 2.943 кН) при удельном импульсе тяги 3015 Н·сек/кг. Давление в камере сгорания составляло 0.9 Мпа. За время 30-суточного полета могло проводиться до 50 включений двигателя.
Управляющие ракетные двигатели были объединены в четыре блока. УРД первого коллектора (УРД-1) 11Д431 ставились по два в каждый из блоков. Тяга этих малых ЖРД составляла 5.88 Н, число включений 150000, суммарное время работы 10000 сек.
Во второй коллектор входило два типа МЖРД. В каждом из четырех блоков МЖРД стояло по одному УРД-П 11Д446. Он имел тягу 52 Н, число включений 40000 и суммарное время работы 4000 сек. Также по одному в каждом из блоков стояли УРД-П 11Д428 с тягой 110 Н, числом включений 40000 и суммарным временем работы 2000 сек.
СУ, гиростабилизированная платформа, телеметрия у нас есть в межбаковом отсеке Блока И. Источники тока и гелий тоже есть, но при необходимости можно добавить.
Баки КДУ размещаем в переходной ферме от Блока И к ГЧ:
(http://i042.radikal.ru/0712/7a/86ddf8d783c3.jpg)
СООЗ лучше всего разместить в ХО на достаточном расстоянии от центра масс. Корректирующе-тормозной двигатель 11Д430 с двухстепенным приводом для качания камеры КТД придётся заменить на четыре двигателя с качанием в тангенциальной плоскости ( к примеру РД-0237 КБХА но с высотным соплом).Двигатели можно разместить либо в ХО, так же как и рулевые камеры РД-0110:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/59727.jpg)
либо на переходной ферме между Блоком И и ХО отклонив сопла в сторону.
Масса Блока И после сброса ХО ИМХО 2200 кг.
РЗТ Икара 900 кг.
Масса ДУ 375 кг.
Запас гелия и азота 4 кг.
С учётом дополнительного оборудования получим конечную массу доработанного Блока И 3100 кг.
По моим прикидкам ПН в 4т на ССО высотой 800км вывести можно. :wink: