Вспомнил статью "Отнюдь не слабенький Ямал" в НК № 15-16 за 1998 год. Там Владимир Николаевич Чижухин предложил вернуться к схеме Востока на новом уровне. Т.е. на пакет Союза-У без блока И поставить разгонный блок ЛМ или Фрегат и в космос. :lol:
Чижухин говорил, что по расчётам такая ракета должна выводить три тонны.
Прошло девять лет, но мне кажется , что этот вариант имеет право на жизнь. Пакет имеет смысл брать уже от Союза-2 раз он уже летает. Фрегат тоже за это время несколько улучшили. Используем базовую конфигурацию с минимальным запасом топлива. Поскольку БЦВМ стоит на блоке И, а мы его выбрасываем, то ИМ на двух первых ступенях нужно подключить к БЦВМ Фрегата, добавив программу управления полётом РН. Вроде-бы ничего невозможного. :)
Просчитал спредшитом Ратмана:
На LEO 200 км из Байконура (с наклонением 51,6 град) получаем ПН 4500 кг (Фрегат недозаправлен на 2,2т).
На орбиту высотой 800 км из Плесецка (с наклонением 68 град)-ПН 3700 кг.
На ССО (98 град) высотой 800 км - ПН 3100 кг.
Мне кажется это достойная альтернатива Ангаре 1.2, которую для вывода на ССО планируют дооснащать кроме Блока И ещё и Бризом КМ.
Стартовые столы на трёх космодромах, всё серийно выпускается. Нужно только модифицировать установщик.
ЦитироватьПросчитал спредшитом Ратмана:
На LEO 200 км из Байконура (с наклонением 51,6 град) получаем ПН 4500 кг (Фрегат недозаправлен на 2,2т).
А почему Фрегат недозаправлен?
Вопросы:
1. Вы уверены, что блок И дороже Фрегата?
2. Где ПН на 3-4 т?
ЦитироватьВопросы:
1. Вы уверены, что блок И дороже Фрегата?
2. Где ПН на 3-4 т?
1.Фрегат дешевле, чем Блок И+Фрегат. :)
2.Союз 2-1а с Блоком И (РД0110) и Фрегатом выводит на ССО высотой 800 км Метор весом 4100 кг, а без Блока И только с Фрегатом 3100 кг. :lol:
ЦитироватьЧижухин говорил, что по расчётам такая ракета должна выводить три тонны.
Т.е. 3 т на низкую орбиту. У Вас 3 т на ССО. А не ошиблись?
ЦитироватьЦитироватьПросчитал спредшитом Ратмана:
На LEO 200 км из Байконура (с наклонением 51,6 град) получаем ПН 4500 кг (Фрегат недозаправлен на 2,2т).
А почему Фрегат недозаправлен?
Дмитрий логично объяснить не могу, но с полностью заправленным Фрегатом получаем на LEO 200 км 3966 кг. При этом при включении Фрегата происходит скачок по тангажу и углу атаки на 55 градусов в плюс. При увеличении заправки ситуация ухудшается.
Стал снижать заправку и получил на LEO 200 км 4466 кг при РЗТ 3050 кг. Скачок по тангажу(углу атаки) уменьшился до приемлемых 10 градусов. :)
Кстати попутно делал расчёты на ССО 800 для Фрегатов с увеличенным РЗТ вплоть до 7100 кг. Как ни странно ПН падает.
Может быть при использовании двухимпульсной схемы выведения ситуация была бы другой, но её просчитать я не могу. :oops:
Если интересно могу выслать файлы. :lol:
ЦитироватьЦитироватьЧижухин говорил, что по расчётам такая ракета должна выводить три тонны.
Т.е. 3 т на низкую орбиту. У Вас 3 т на ССО. А не ошиблись?
Чижухин считал для пакета СоюзаУ со старыми РД117, РД118 и Фрегатом первых модификаций ( УИ 327 с, конечная масса 970 кг). Кроме того он не уточнял для какой орбиты сделан расчёт. ( высота, наклонение).
У меня РД107А, РД108А и базовый Фрегат последней модификации (УИ 332,5 с, конечная масса 930 кг). :D
.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЧижухин говорил, что по расчётам такая ракета должна выводить три тонны.
Т.е. 3 т на низкую орбиту. У Вас 3 т на ССО. А не ошиблись?
Чижухин считал для пакета СоюзаУ со старыми РД117, РД118 и Фрегатом первых модификаций ( УИ 327 с, конечная масса 970 кг). Кроме того он не уточнял для какой орбиты сделан расчёт. ( высота, наклонение).
У меня РД107А, РД108А и базовый Фрегат последней модификации (УИ 332,5 с, конечная масса 930 кг). :D
.
У Вас прирост ПН в 1,5 раза. Это многовато. На Союзе 2 с этими изменениями выгадали значительно меньше.
Повторюсь, что Чижухин не уточнял на какую орбиту Фрегат выведет три тонны- а если на ССО?
Проверьте, найдите ошибку. Готов принять любую критику. :)
Кстати если использовать разгонный блок от РН "Полёт" из "Воздушного старта , то получим на LEO 200км ПН 5174 кг при недозаправке 1400 кг. :lol:
Я думаю увеличение ПН при недозаправке может быть связано с уменьшением гравпотерь за счёт увеличения тяговооружённости Блока.
Косвенно это подтверждает тот факт ,что при использовании Блока Л с тягой 6,7тс и плохим массовым совершенством ПН на LEO 4100 кг :D
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьПросчитал спредшитом Ратмана:
На LEO 200 км из Байконура (с наклонением 51,6 град) получаем ПН 4500 кг (Фрегат недозаправлен на 2,2т).
А почему Фрегат недозаправлен?
Дмитрий логично объяснить не могу, но с полностью заправленным Фрегатом получаем на LEO 200 км 3966 кг. При этом при включении Фрегата происходит скачок по тангажу и углу атаки на 55 градусов в плюс. При увеличении заправки ситуация ухудшается.
Стал снижать заправку и получил на LEO 200 км 4466 кг при РЗТ 3050 кг. Скачок по тангажу(углу атаки) уменьшился до приемлемых 10 градусов. :)
Кстати попутно делал расчёты на ССО 800 для Фрегатов с увеличенным РЗТ вплоть до 7100 кг. Как ни странно ПН падает.
Может быть при использовании двухимпульсной схемы выведения ситуация была бы другой, но её просчитать я не могу. :oops:
Если интересно могу выслать файлы. :lol:
Ясно, это из-за маленьуой тяговооруженности Фрегата. Я тут, к сожалению, в Саратов дня га 3-4 уезжаю, но файл прислать можно, через недельку "покумекаю".
Хорошо! :D
ЦитироватьЦитироватьЧижухин говорил, что по расчётам такая ракета должна выводить три тонны.
Т.е. 3 т на низкую орбиту. У Вас 3 т на ССО. А не ошиблись?
Третий спутник весил 1327 кг и был выведен двухступенчатым пакетом на орбиту с перигеем 226 км, апогеем 1881 км и наклонением 65,2 град. :lol:
Данные по Востоку 2М на сайте ЦСКБ "Прогресс" http://www.samspace.ru/RN/voctok.htm
ЦитироватьРакета-носитель "Восток"
"Восток" – наименование серии трехступенчатых ракет-носителей, разработанных на базе ракеты-носителя Р-7 с добавлением блока 3-й ступени.
Высокие энергетические характеристики и надежность конструкции ракеты-носителя "Восток" обеспечили успешные запуски первых кораблей-спутников, а затем метеорологических спутников типа "Метеор", "Метеор-Природа", "Космос", болгарского спутника "Болгария-1300' и индийских спутников дистанционного зондирования Земли серии IRS.
Первый пуск ракеты-носителя был осуществлен 28 июля 1962 года. Завершена эксплуатация ракеты-носителя 29 августа 1991 года успешным запуском индийского спутника IRS-1B. Всего проведено 139 пусков ракеты-носителя, из них 132 успешных.
Энергетические возможности ракеты-носителя "Восток" обеспечивали выведение с космодрома Байконур космических аппаратов массой от 1150 до 1840 кг на солнечно-синхронную орбиту наклонением 98 или 99 градусов, высотой 650-1000 км.
На сайте Энергии http://www.energia.ru/energia/launchers/vehicle_vostok.html
ЦитироватьСоздание трехступенчатой РН предусматривалось Постановлением Правительства от 20 марта 1958 года на базе Р-7 с целью достижения второй космической скорости и доставки лунной станции на Луну (первый вариант) или облет ею Луны (второй вариант).
Эскизный проект третьей ступени ракеты Р-7, названной блоком Е, был выпущен в 1958 году.
Ракетный блок Е имел начальную массу 8 т, массу полезной нагрузки 350-450 кг, тягу двигателя 5 тс и компоненты топлива кислород-керосин. Стабилизация блока Е осуществлялась по командам автономной системы управления специальными соплами, работающими на отработанном газе после турбонасосного агрегата. Впервые предусматривалось поперечное деление ступеней ракеты с запуском двигателя в условиях космического пространства. Работа по созданию двигателя для ракетного блока Е проводилась совместно ОКБ С.А. Косберга и ОКБ - 1 (М.В. Мельников). Систему управления блока разрабатывал НИИ под руководством Н.А. Пилюгина.
Блок Е обеспечивал выведение межпланетных станций Е1 (для пролета вблизи Луны), Е1А (для достижения поверхности Луны), Е2, Е2А, Е3 (облет Луны, фотографирование ее обратной стороны и передача изображения на Землю). В целях экономии времени и затрат материальной части трехступенчатая ракета отрабатывалась одновременно с выполнением лунной программы.
Первый пуск РН с лунной станцией Е1 состоялся 23 сентября 1958 года. Однако полет завершился аварией РН на 87-секунде полета из-за возникновения возрастающих продольных колебаний.
При повторном пуске 12 октября 1958 года ракета опять потерпела аварию на 104-ой секунде по той же причине. Физика этого явления была выяснена и впервые в мировой практике ракетостроения появился демпфер продольных колебаний, встроенный в топливную магистраль двигательной установки.
Пуск 4 декабря 1958 года вновь завершился аварией на 245-й секунде полета из-за дефекта мультипликатора насоса перекиси водорода.
Успех пришел 2 января 1959 года - старт и полет всех трех ступеней прошел нормально.
В дальнейшем эта РН использовалась также для запуска космических аппаратов "Зенит", спутников "Электрон" и космических аппаратов "Восток". На корабле "Восток" 12 апреля 1961 года успешный полет на орбиту ИСЗ совершил первый космонавт планеты Ю.А. Гагарин.
После этого полета РН получила название "Восток".
Стартовая масса РН "Восток" около 287 т, а космического аппарата - 4725 кг.
Здесь правда дан вес вместе с третьей ступенью Блоком Е (пустым).
Уманский даёт вес 1850 кг (если это не ошибка). Можно оценить конечную массу Блока Е. :D
Параметры двигателя РД0109 на сайте КБХА http://www.kbkha.ru/rus/22.php?type=1&id=8
ЦитироватьУдельный импульс тяги в пустоте, кгс с/кг (м/с) 323,5 (3170)
Тяга в пустоте, тс (кН) 5,56 (54,5)
Масса двигателя, кг 121
Время работы в полете, с 430
ЦитироватьВопросы:
Где ПН на 3-4 т?
Конечно на ССО.
Посидел в Яндексе:
1, В книге В.Е.Гудилина http://www.buran.ru/htm/gud%2018.htm
ЦитироватьДетальная разработка состава, структуры, объёма и формы материалов отчёта позволила параллельно вести работы по всем основным направлениям в необходимом объёме, в результате чего сроки выпуска отчёта были сокращены в два-три раза. Отчёт был завершён в середине августа 1958 г.
После принятия концепции баллистического спуска область выбора форм СА сузилась до осесимметричных. Была принята сферическая форма СА, имеющая достоверные и стабильные аэродинамические характеристики во всех диапазонах углов атаки и на всех скоростях, обеспечивающая приемлемую массу тепловой защиты.
В основу проектирования был положен обязательный "стратегический" принцип: надёжность и безопасность полёта человека должны быть обеспечены функциональным дублированием систем и агрегатов принципиально разными способами реализации полётных операций. Применение только "простого", чисто количественного, дублирования допускалось как исключение. Такой подход позволил избежать случайностей при создании летательного аппарата принципиально нового типа.
В отчёте "Материалы предварительной проработки вопроса о создании спутника Земли с человеком на борту (объекта ОД-2)" были рассмотрены основные лётные характеристики, компоновочная схема ОД-2, форма СА и вопросы устойчивости, состав оборудования, компоновка и система его приземления, тепловая защита СА, тепловой режим на орбите, система управления и ориентации, измерение и связь, программа экспериментальных работ и сделаны следующие выводы и рекомендации:
1. На орбиту ИСЗ с помощью доработанной трёхступенчатой ракеты можно вывести космический аппарат массой 4500...5500 кг.
2. На космическом аппарате массой 4500...5500 кг можно разместить человека, необходимое служебное и научное оборудование.
По "Энциклопедия "Космонавтика", М.: Сов. энциклопедия, 1985 и на сайте Железнякова http://www.cosmoworld.ru/spaceencyclopedia/tereshkova/index.shtml?korabl.html
ЦитироватьМасса КК "Восток" - 4,73 т; максимальная достигнутая продолжительность полета - 5 суток ("Восток-5"); длина (без антенн) 4,4 м; максимальный диаметр 2,43 м.
Спускаемый аппарат - масса 2,46 т, диаметр 2,3 м, объем 5,2 куб. м, свободный объем 1,6 куб. м - предназначен для размещения космонавта, в нем космонавт спускается до высоты 7 км. Герметичный корпус СА (алюминиевый сплав) имеет сферическую форму (диаметр 2,2 м).
Приборный отсек - масса 2,27 т, максимальный диаметр 2,43 м, длина 2,25 м, объем 3 куб. м - предназначен для размещения аппаратуры и оборудования основных систем КК, обеспечивающих орбитальный полет. Корпус ПО, выполненный из алюминиевого сплава, имеет форму двух усеченных прямых конусов, сопряженных основаниями.
Значит на LEO Восток c блоком Е выводил около 5 тонн. :D
На сайте http://www.astronautix.com/lvs/vos8a92m.htm
ЦитироватьVostok 8A92M [/size]
Manufacturer: Korolev. Launches: 94. Failures: 2. Success Rate: 97.87%. First Launch Date: 1964-08-28. Last Launch Date: 1991-08-29. Launch data is: complete. LEO Payload: 3,800 kg (8,300 lb). to: 850 km Orbit. at: 81.00 degrees. Apogee: 1,000 km (600 mi). Associated Spacecraft: Astrofizika, IK-B-1300, IRS, Iskra, Meteor, Meteor-2, Meteor-Priroda, Meteor M, Resurs-O1, Resurs-OE, Tselina-D. Liftoff Thrust: 3,996.850 kN (898,528 lbf). Total Mass: 282,300 kg (622,300 lb). Core Diameter: 2.99 m (9.80 ft). Total Length: 30.84 m (101.18 ft).
Stage Data - Vostok 8A92M
Stage Number: 0. 4 x Stage: Vostok 8A92M-0. Gross Mass: 43,300 kg (95,400 lb). Empty Mass: 3,700 kg (8,100 lb). Thrust (vac): 995.300 kN (223,752 lbf). Isp: 313 sec. Burn time: 120 sec. Isp(sl): 256 sec. Diameter: 2.68 m (8.79 ft). Span: 2.68 m (8.79 ft). Length: 19.00 m (62.00 ft). Propellants: Lox/Kerosene. No Engines: 1. Engine: RD-107-8D74K. Status: Out of production.
Stage Number: 1. 1 x Stage: Vostok 8A92M-1. Gross Mass: 101,000 kg (222,000 lb). Empty Mass: 6,500 kg (14,300 lb). Thrust (vac): 940.400 kN (211,410 lbf). Isp: 315 sec. Burn time: 305 sec. Isp(sl): 248 sec. Diameter: 2.99 m (9.80 ft). Span: 2.99 m (9.80 ft). Length: 28.00 m (91.00 ft). Propellants: Lox/Kerosene. No Engines: 1. Engine: RD-108-8D75K. Status: Out of production.
Stage Number: 2. 1 x Stage: Vostok 8A92M-2. Gross Mass: 8,100 kg (17,800 lb). Empty Mass: 1,100 kg (2,400 lb). Thrust (vac): 54.520 kN (12,257 lbf). Isp: 326 sec. Burn time: 400 sec. Isp(sl): 0 sec. Diameter: 2.56 m (8.39 ft). Span: 2.56 m (8.39 ft). Length: 2.84 m (9.31 ft). Propellants: Lox/Kerosene. No Engines: 1. Engine: RD-0109. Status: Out of production.
--------------------------------------------------------------------------------
Цитировать1968 June 12 - 13:14 GMT - Launch Site: Plesetsk. Launch Vehicle: Vostok 8A92M. Model: Vostok 8A92M
Cosmos 226 Nation: USSR. Payload: Meteor no. 10. Mass: 4,730 kg (10,420 lb). Class: Earth. Type: Weather. Spacecraft: Meteor. Agency: MOM. Perigee: 579 km (359 mi). Apogee: 639 km (397 mi). Inclination: 81.20 deg. Period: 96.90 min. COSPAR: 1968-049A. USAF Sat Cat: 3282. Decay Date: 1983-10-18. Investigation of the upper atmosphere and outer space.
Цитировать1974 July 9 - 14:40 GMT - Launch Site: Plesetsk. Launch Complex: LC43. Launch Pad: LC43/4. Launch Vehicle: Vostok 8A92M. Model: Vostok 8A92M.
Meteor 1-18 Nation: USSR. Payload: Meteor-Priroda no. 1. Mass: 3,800 kg (8,300 lb). Class: Earth. Type: Weather. Spacecraft: Meteor-Priroda. Agency: MOM. Perigee: 883 km (548 mi). Apogee: 909 km (564 mi). Inclination: 81.20 deg. Period: 102.90 min. COSPAR: 1974-052A. USAF Sat Cat: 7363. Conducted experimental work in studying the natural resources of the earth. Also tested plasma engine
Цитировать1977 June 29 - 18:34 GMT - Launch Site: Baikonur. Launch Complex: LC31. Launch Pad: LC31. Launch Vehicle: Vostok 8A92M. Model: Vostok 8A92M.
Meteor 1-28 Nation: USSR. Payload: Meteor-Priroda s/n 2-2. Mass: 3,800 kg (8,300 lb). Class: Earth. Type: Weather. Spacecraft: Meteor-Priroda. Agency: MOM. Perigee: 332 km (206 mi). Apogee: 338 km (210 mi). Inclination: 97.40 deg. Period: 91.20 min. COSPAR: 1977-057A. USAF Sat Cat: 10113. Decay Date: 1993-08-28. Continuation of experimental work in studying the natural resources of the earth. Acquisition of meteorological information required for use in the operational weather service.
Цитировать1978 January 10 - 13:23 GMT - Launch Site: Plesetsk. Launch Vehicle: Vostok 8A92M. Model: Vostok 8A92M.
Cosmos 975 Nation: USSR. Program: Tselina. Payload: Tselina-D no. 14. Mass: 4,000 kg (8,800 lb). Class: Sigint. Spacecraft: Tselina-D. Agency: MOM. Perigee: 513 km (318 mi). Apogee: 522 km (324 mi). Inclination: 81.20 deg. Period: 95.00 min. COSPAR: 1978-004A. USAF Sat Cat: 10561. Decay Date: 2001-09-19
ЦитироватьMeteor 1-30 Nation: USSR. Program: Resurs. Payload: Resurs-OE s/n 3-1. Mass: 3,475 kg (7,661 lb). Class: Earth. Type: Landsat. Spacecraft: Resurs-OE. Agency: MOM. Perigee: 428 km (265 mi). Apogee: 457 km (283 mi). Inclination: 97.70 deg. Period: 93.40 min. COSPAR: 1980-051A. USAF Sat Cat: 11848. Duration: 4,274.00 days. Decay Date: 1992-03-01. First flight of prototype for Resurs-O1 spacecraft. Also performed remote sensing tasks. Acquisition of information required for continued investigation of the natural resources of the earth; development of remote sensing methods for measuring the status of the earth's surface and the atmosphere beneath the satellite.
ЦитироватьMeteor 1-31 Nation: USSR. Payload: Meteor-Priroda. Mass: 3,800 kg (8,300 lb). Class: Earth. Type: Weather. Spacecraft: Meteor-Priroda. Agency: MOM. Perigee: 574 km (356 mi). Apogee: 612 km (380 mi). Inclination: 97.90 deg. Period: 96.50 min. COSPAR: 1981-065A. USAF Sat Cat: 12585. Also performed earth resources tasks. Acquisition of information required for continued investigation of the natural resources of the earth; development of remote sensing methods for measuring the parameters of the atmosphere and the earth's surface beneath the satellite. Carried scientific i nstruments developed in the People's Republic of Bulgaria, as well as Soviet equipment. Objects 1595 and 1596 launched by a single rocket.
Цитировать1991 August 29 - 06:48 GMT - Launch Site: Baikonur. Launch Complex: LC31. Launch Pad: LC31. Launch Vehicle: Vostok 8A92M. Model: Vostok 8A92M.
IRS-1B Nation: India. Payload: IRS 1B. Mass: 980 kg (2,160 lb). Class: Earth. Type: Landsat. Spacecraft: IRS. Agency: ISRO. Perigee: 892 km (554 mi). Apogee: 919 km (571 mi). Inclination: 99.00 deg. Period: 103.10 min. COSPAR: 1991-061A. USAF Sat Cat: 21688. Remote sensing; launched commercially by USSR. Operational remote sensing satellite for natural resources management.
По моим подсчётам Восток-Фрегат должен выводить на ССО (98,7 град наклонение) высотой 500 км ПН 3422 кг, на ССО высотой 800 км- 3110 кг и на ССО высотой 1000 км - 2814 кг. :)
Вобщето на орбиту типа ССО четыре ступени действительно избыточны. Американцы на Дельте например отказались от твердотопливной верхней ступени для запуска на ССО.
Согласен. :)
Тем более такая ракета Восток-2М была и неплохо работала.
А в подтверждение сделал расчёт по выводу ПН на орбиту Globalstar (52 градуса, высотой 1414 км). Восток-Фрегат с Фрегатом увеличенной заправки (сухая масса 1050 кг, РЗТ 6900 кг) может вывести 2774 кг. Союзом с Фрегатом выводят четыре спутника Globalstar. каждый весит 450 кг. Вместе с диспенсером ПН 2000кг.
Значит без блока И можно вывести столько же. И даже на один больше. :lol:
ЦитироватьСогласен. :)
Тем более такая ракета Восток-2М была и неплохо работала.
Восток-2М работал плохо т.к. у него как я понимаю третья ступень имела только одно включение и это сильно всё портило. А вот была такая ракета Циклон-3 (тоже трёхступенчатая) так та очень неплохо летала. Имела ПН больше чем Восток-2М при значительно меньшей стартовой массе и меньшем УИ двигателей.
В случае с Фрегатом включений может быть до 20-ти. А хватит наверное и трёх, включая увод Фрегата с орбиты.
ЦитироватьВ случае с Фрегатом включений может быть до 20-ти. А хватит наверное и трёх, включая увод Фрегата с орбиты.
Да. Поэтому с Фрегатом всё будет горааааздо лучше.
Тем более Циклона 3 скоро уже не будет, Днепра тоже (с 2012 года),а Ангара 1.2 будет ли? :)
Кроме того отказ от блока И и замена его Фрегатом позволит отказаться от горячей схемы разделения ступеней и следовательно уменьшить вес второй ступени. Поскольку не нужна тяжёлая ферма (достаточно лёгкого переходника) и термоизоляция верхней части ступени. Попутно улучшится аэродинамика, а также за счёт сокращения длины ракеты на 7м (Длина Блока И)уменьшатся ветровые нагрузки. :)
ЦитироватьТем более Циклона 3 скоро уже не будет, Днепра тоже (с 2012 года),а Ангара 1.2 будет ли? :)
Кроме того отказ от блока И и замена его Фрегатом позволит отказаться от горячей схемы разделения ступеней и следовательно уменьшить вес второй ступени. Поскольку не нужна тяжёлая ферма (достаточно лёгкого переходника) и термоизоляция верхней части ступени. Попутно улучшится аэродинамика, а также за счёт сокращения длины ракеты на 7м (Длина Блока И)уменьшатся ветровые нагрузки. :)
Formally, the development of the Fregat upper stage started in 1992 in conjunction with the Rus project, envisioning a series of upgrades of the Soyuz rocket family.
The Fregat was expected to serve as a fourth (upper) stage of the Soyuz-2 rocket, delivering payloads from low "parking" orbits into various high-altitude orbits or sending planetary probes into deep space.
!!!! Potentially, the Fregat could be adapted to serve as the third stage of the Soyuz rocket,
!!! instead of Block I stage, to form Vostok-2/Fregat booster. In such configuration, the rocket could launch cargo into low- and mid-altitude orbits, as well as into sun-synchronous orbits.
Со страницы
http://www.russianspaceweb.com/fregat.html
Цитирую начало темы:
ЦитироватьВспомнил статью "Отнюдь не слабенький Ямал" в НК № 15-16 за 1998 год. Там Владимир Николаевич Чихухин предложил вернуться к схеме Востока на новом уровне. Т.е. на пакет Союза-У без блока И поставить разгонный блок ЛМ или Фрегат и в космос. :lol:
Чижухин говорил, что по расчётам такая ракета должна выводить три тонны.
Прошло девять лет, но мне кажется , что этот вариант имеет право на жизнь.
Чижухин В.Н. работал в Волжском филиале РККЭ Энергия и с его подачи были предложены Кванты, Ямал и т.д.
В том то и дело, что все понимают избыточность четырёхступенчатой схемы, но реально ничего не делается. Зачем запускать Globalstar по четырёхступенчатой схеме?
Судя по этой картинке информация по Фрегату на сайте Зака не обновлялась давно. Фрегат-2
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/59518.jpg)
Может поэтому упоминается Фрегат в качестве третьей ступени. :(
Кстати и данные по Фрегату устарели. Последняя информация в НК №3 за 2007 год в статье на 56 странице.
Сделал расчёт ПН на орбите Целины-2 . Получилось 3466 кг. Целина-2 весит 3200 кг. Т.е. можно использовать вместо Зенита-2М.
Хм, странно... Считаю, считаю - больше 2300 кг на ССО высотой 800 км не получается :cry: Или я ошибся, или Salo :?:
to Salo: считаю дома, а исходники Ваши на работе (кое-что восстановил) по памяти, кое-что взял из того, что под рукой. Не скините ли сейчас в Форум исходные данные для спредшита (в варианте полностью заправленного Фрегата)?
Soyuz 2-1а
Launch mass_____ 284139,7538
Payload _______ 3109,753786
I________ II III
Full mass _________ 172200___ 101150___ 6180
Empty mass________ 19440____ 11520____ 930
Isp (atm) (s)________263,3____ 257,7____ 332,5
Isp (vac) (s)________320,2_____320,6____ 332,5
Thrust (vac) (t)______416,4____ 100,94___ 2
Fairing mass_________________ 1500
Fairing jettison (s)____________ 183
Sx________________ 30_______ 30
Sy________________ 200______ 50
Cx________________0,2______ 0,2
Cy________________0,5______ 0,5
AOA + Linear
tatm_____ 125
Da______ 6,41
q(ti)____30,54__ 29,90822785 __ 32,35846106__ 0,309999003
Perigee (km)_______ 800
Apogee (km)_______ 800
Inclination _________ 98,7
Дмитрий, решил проверить себя. Взял Ваш исходный файл по Союзу У.
Подставил исходные данные:
Launch mass________284160,1954
Payload____________2980,195374
I II III
Full mass__________172200____101300___6180
Empty mass_______20470_____ 11670____ 930
Isp (atm) (s)_______263,3_____ 257,7____ 332,5
Isp (vac) (s)_______320,2_____ 320,6____ 332,5
Thrust (vac) (t)_____416,4_____ 100,94___ 2
Fairing mass__________1500
Fairing jettison (s)______187
Sx_______________30________ 30
Sy_______________200_______ 50
Cx_______________0,2_______ 0,2
Cy_______________0,5_______ 0,5
AOA + Linear
tatm_____ 125
Da_______6,54
q(ti)___31,02___31,35223572___33,31717393___0,310490849
Perigee (km)__________800
Apogee (km)__________800
Inclination____________98,7
Жду ответа как соловей лета. :D
Одну ошибку Дмитрий у меня нашёл: рано сбрасывается ГО. У меня на 187 с, а нужно на 288 с. Поэтому ПН будет меньше. :(
Ну чтож, займёмся подсчётами. :wink:
Всё упирается в экономическую и исполнительскую целесообразность.
Делать Новую ракету, а концепция Восток-фрегат, это новая ракета - значит её испытывать , применять, согласовывать , выделять производственные мощности и площади.... и т.д. тому подобное. Это дорого, по настоящему дорого потому что ещё и отвлекает те редкие оставшиеся руководящие коадры. Способные что-то понимать по Союзу.
Идея Восток-Фрегат довольно дорогая не в плане деталей, хотя и они дороговаты, честно говоря Фрегат, не менее дёшев чем третья ступень с РД-0110, но ограничен по количеству изделий малым объёмом производства двигателей РБ.
В то же время на проект Ангара сосредоточны все основные силы и средства Роскосмоса и обеспечена поддержка правительств, имеется растущий коллектив, и в этом плане даже высокая цена самого изделия не означает высокую цену запуска в целом. Запуски ангарского обрубка выполняют несколько функций, где запуск ПН может быть и не самым гдавным.
Как я уже неоднократно говорил с производством Союза лучше не эксперементировать. Работают и слава Богу. Итак уже себествоиммость производства взлетела до неприличия ( не имею точныйх данных но приблезительные расчёты говорят о росте цены Союза до 600-800 милионов рублей в 2008-2010 годах).
И прошу не забывать что есть ещё и проект Ладога-МК511, рассмотреный и в Роскосмосе и в КВ, не вызвав сопротивления и отторжения. Эта ракета тоже запускается с союзовского стартового комплекса но имеет себестоимость в 150 милионов рублей при ПН 2500-3000 кг ( вполне адекватный российский ответ Фэлкану-9, по удельной себестоимости вывода ПН ), причём при установке на третьей ступени двигателя с большим УИ ( 320-350 сек ) вполне возможно довести ПН и до 3500-4000 кг.
Так что малые нагрузки вполне целесообразно позапускать и с помощю Ангары 1, с 2010 до 2015 года, а там вполне вероятен выход 511.
Сделал расчёты заново.
ГО типа ST весом 1500 кг. Сбрасывается на 288 с.
В результате ПН уменьшилась в среднем на 300 кг.
Получил следующие данные:
ССО 500 км.
Фрегат базовый (сухая масса 930 кг , РЗТ 4030 кг ,недозаправлен на 1020 кг) - ПН 3061 кг.
ССО 800 км.
Фрегат базовый (сухая масса 930 кг, РЗТ 5150 кг , недозаправлен на 100 кг) - ПН 2814 кг.
ССО 1000 км.
Фрегат средний (сухая масса 960 кг , РЗТ 5800 кг , недозаправлен на 100 кг) - ПН 2535 кг.
GlobalStar круговая орбита высотой 920-930 км и наклонением 52 град.
Фрегат средний (сухая масса 960 кг , РЗТ 5700 кг ,недозаправлен на 200 кг) - ПН 3381 кг.
Целина 2 круговая орбита высотой 800 км и наклонением 71 град.
Фрегат базовый (сухая масса 960 кг , РЗТ 5250 кг ,заправлен полностью) - ПН 3286 кг.
В случае с Целиной 2 пришлось снижать орбиту до 800 км с 850-880 км поскольку ПН упала до 3150 кг. А ведь ещё нужен адаптер. :(
И тут меня осенило. Ведь есть ещё один ГО для Фрегата - тип S.
У него меньше диаметр (3,7м вместо 4,1м) и длина (7,7 м вместо 11,4м).
И сбрасывается он на 255 с. :)
В случае с GlobalStar используется как раз тип S длиной 8,3-8,45 м. И умещаются все четыре вместе с диспенсером. :)
Одна проблема не знаю какова его масса. :(
ЦитироватьВсё упирается в экономическую и исполнительскую целесообразность.
Делать Новую ракету, а концепция Восток-фрегат, это новая ракета - значит её испытывать , применять, согласовывать , выделять производственные мощности и площади.... и т.д. тому подобное. Это дорого, по настоящему дорого потому что ещё и отвлекает те редкие оставшиеся руководящие коадры. Способные что-то понимать по Союзу.
Концепция Восток-Фрегат, это "старая" ракета из модернизированных блоков которые уже производятся ЦСКБ "Прогресс" и НПО "Лавочкина". ЦСКБ производил до 60 ракет в год- с площадями для производства проблем нет. Да и кто сказал, что будет больше ракет. Будет меньше блоков И. :)
Ряд ракет мог бы выглядеть так.
(http://rb.foto.radikal.ru/0707/0e/6d971f0df98f.jpg)
Сделал пессимистический расчёт
Ухудшил массовые параметры двух первых ступеней .
_____________________I________II
Full mass___________172200___100900
Empty mass_________20470____11670
ГО типа ST весом 1700 кг (по информации Shina)/ Сбрасывается на 288 с.
Получил следующие данные:
ССО 500 км.
Фрегат базовый (сухая масса 930 кг , РЗТ 3950 кг ,недозаправлен на 1200 кг) - ПН 2855 кг.
ССО 800 км.
Фрегат базовый (сухая масса 930 кг, РЗТ 5050 кг , недозаправлен на 200 кг) - ПН 2631 кг.
ССО 1000 км.
Фрегат средний (сухая масса 960 кг , РЗТ 5600 кг , недозаправлен на 300 кг) - ПН 2374 кг.
GlobalStar круговая орбита высотой 920-930 км и наклонением 52 град.
Фрегат средний (сухая масса 960 кг , РЗТ 5700 кг ,недозаправлен на 200 кг) - ПН 3182 кг.
Целина 2 круговая орбита высотой 800 км и наклонением 71 град.
Фрегат базовый (сухая масса 930 кг , РЗТ 5150 кг ,недозаправлен на 100 кг) - ПН 3084 кг.
Целину не вытягивает даже на 800 км.
Фрегат сложный в производстве и обслуживании РБ. Лучше делать блок И многократного включения. Который можно заправлять прямо на СК без проблем. И выпускать в значительно большем количестве, чем Фрегаты.
Этот вариант мы с Вами уже обсуждали здесь http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=7068 :D
ЦитироватьЭтот вариант мы с Вами уже обсуждали здесь http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=7068 :D
Да, обсуждали. Но я с того момента еще узнал про Фрегат. По подготовке на космодроме он значительно сложнее, чем все элементы Союза. Это в добавление к сложности его изготовления.
Спору нет. Безусловно сложнее. :(
Но как Вы помните, на Блоке И придётся ставить половинку РД-0124 с тягой 15 тс, поскольку при 30 тс ПН на ССО резко падает. Хотя в этом случае ЦСКБ все карты в руки. :D
Больших проблем у КБХА с разработкой такого двигателя не будет.
Попробую посчитать и этот вариант. :)
Сделал пессимистический расчёт по разным блокам в качестве третьей ступени:
Full mass___________172200_______100900
Empty mass_________20470________11520
Isp (atm) (s)_________263,3________257,7
Isp (vac) (s)_________320,2________320,6
Thrust (vac) (t)_______416,4________100,94
Fairing mass_________1700
Fairing jettison (s)_____288
Получил следующие ПН в кг:
______________Блок И_____Блок И 15 тс _______ДМ_______Фрегат
ССО 500_______4290_______4687______________3849_____3061
ССО 800_______2344_______3476______________3132_____2814
ССО 1000_______764_______2585______________2561_____2535
Globalstar 930 __1705_______3629______________3533_____3381
Целина 2 880___1968_______3592______________3405_____3100
Интересно, почему это при уполовиненной ДУ ПН больше чем при стандартной, вроде как рост гравпотерь должен превышать уменьшение массы ДУ. Блок И случайно не с однократным включением взят ?
А теперь фокус - если обеспечить двухкратное включение ДУ блока И, то со стандартной заправкой и при стандартных 30 тс тяги на ССО 800 км будет выводиться примерно 5900-5960 кг.
ЦитироватьИнтересно, почему это при уполовиненной ДУ ПН больше чем при стандартной, вроде как рост гравпотерь должен превышать уменьшение массы ДУ. Блок И случайно не с однократным включением взят ?
Для относительно высоких орбит более оптимальны пониженные значения тяговооруженности. Грубо говоря, если тяговооруженность слишком большая, то длительности активного участка (ну, или РЗТ)может не хватить, чтобы дотащить ПН на орбиту.
Дмитрий, Вы не могли бы прикинуть, какую ПН можно получить на ССО 800 км при тяге Блока И 15 тс и двукратном включении. :D
ЦитироватьДмитрий, Вы не могли бы прикинуть, какую ПН можно получить на ССО 800 км при тяге Блока И 15 тс и двукратном включении. :D
4870 кг
Кстати у меня с однократным включение Блок И с тягой 15 тс переходит на отрицательный угол атаки с 731с , который постепенно растёт до -15 град в момент отсечки на 833 с. :)
ЦитироватьЦитироватьДмитрий, Вы не могли бы прикинуть, какую ПН можно получить на ССО 800 км при тяге Блока И 15 тс и двукратном включении. :D
4870 кг
Получается, что наилучшим вариантом является Блок И с тягой 30 тс и двукратным включением. :)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьДмитрий, Вы не могли бы прикинуть, какую ПН можно получить на ССО 800 км при тяге Блока И 15 тс и двукратном включении. :D
4870 кг
Получается, что наилучшим вариантом является Блок И с тягой 30 тс и двукратным включением. :)
Конечно, надо учесть еще и необходимость установки СООЗ. ПН в реале будет, конечно меньше, но все равно, думаю, что этот вариант оптимален.
Вроде бы такой вариант двигателя разрабатывался КБХА для Ангары - РД-0124А
ЦитироватьВ 1998 году КБХА проработало и определило возможность использования двигателя РД-0124 для второй ступени ракетно-космического комплекса «Ангара» (КБ «Салют»), предназначенного для выведения на околоземные орбиты космических аппаратов различного назначения. 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. По состоянию на конец 2002 года проведено 26 огневых испытаний с суммарной наработкой 2462 с, подтвердивших соответствие основных параметров требованиям ТЗ.
ЦитироватьВроде бы такой вариант двигателя разрабатывался КБХА для Ангары - РД-0124А
ЦитироватьВ 1998 году КБХА проработало и определило возможность использования двигателя РД-0124 для второй ступени ракетно-космического комплекса «Ангара» (КБ «Салют»), предназначенного для выведения на околоземные орбиты космических аппаратов различного назначения. 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. По состоянию на конец 2002 года проведено 26 огневых испытаний с суммарной наработкой 2462 с, подтвердивших соответствие основных параметров требованиям ТЗ.
Да, было дело. Интересно, этот вариант - РД-0124А - живой? :roll:
А бог его знает. Смущает появление варианта Ангары 1.2 с блоком Бриз КМ поверх блока И. :(
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьДмитрий, Вы не могли бы прикинуть, какую ПН можно получить на ССО 800 км при тяге Блока И 15 тс и двукратном включении. :D
4870 кг
Получается, что наилучшим вариантом является Блок И с тягой 30 тс и двукратным включением. :)
Да, причем и по стоимости. И Д, и Фрегат - дорогой штучный товар.
ЦитироватьА бог его знает. Смущает появление варианта Ангары 1.2 с блоком Бриз КМ поверх блока И. :(
А это где? Вроде блока И на Ангаре уже нет.
Скажем так блок с РД-0124. :)
ЦитироватьСкажем так блок с РД-0124. :)
Были здесь разговоры, что УРМ-1 не вытягивает даже УРМ-2. Если это так, то вряд ли можно сверху еще взгромоздить Бриз-КМ. :? Так все же где Вы видели такую конфигурацию?
Версия зачем Бриз. Разведение нескольких ИСЗ по орбите. Для этого двух включений РД-0124 недостаточно.
Здесь http://www.lpre.de/upload/Angara_a.jpg
(http://www.lpre.de/upload/Angara-1.jpg)[/url]
Таблица там конечно - это песня. :roll: И выглядит такая связка довольно уродливо.
ЦитироватьДля относительно высоких орбит более оптимальны пониженные значения тяговооруженности. Грубо говоря, если тяговооруженность слишком большая, то длительности активного участка (ну, или РЗТ)может не хватить, чтобы дотащить ПН на орбиту.
Да я в общем-то это и имел ввиду, а то сравнивают блоки в неравных условия, этак и Протон проиграет Союз-Фрегату, если взять орбиту повыше.
ЦитироватьВерсия зачем Бриз. Разведение нескольких ИСЗ по орбите. Для этого двух включений РД-0124 недостаточно.
А когда у нас крайний раз такое было? Я думаю, добавление третьей ступени вполне может повысить ПН, особенно на средневысокие орбиты.
ЦитироватьЦитироватьСкажем так блок с РД-0124. :)
Были здесь разговоры, что УРМ-1 не вытягивает даже УРМ-2.
Потом разобрались - на Ангаре 1.2 используется укороченный УРМ-2 с уменьшенной заправкой :lol:
Дмитрий, а двух включений будет мало. Ведь третью ступень нужно ещё затопить. Иначе будет долгл болтаться на ССО. :lol:
ЦитироватьДмитрий, а двух включений будет мало. Ведь третью ступень нужно ещё затопить. Иначе будет долгл болтаться на ССО. :lol:
Вариантов решения этой проблемы, минимум два:
1)Обеспечить 3-хкратное включение
2)Выводить КА на орбиту 180-200*800 км, в апогее выдавать импульс с помощью ДУ КА. Блок И за счет естественного торможения в атмосфере в перигее постепенно (и достаточно скоро) сойдет с орбиты.
Однако никто не знает где именно упадёт. Нет, уж лучше три включения. :D
ЦитироватьИнтересно, почему это при уполовиненной ДУ ПН больше чем при стандартной, вроде как рост гравпотерь должен превышать уменьшение массы ДУ. Блок И случайно не с однократным включением взят ?
ЦитироватьЦитироватьДля относительно высоких орбит более оптимальны пониженные значения тяговооруженности. Грубо говоря, если тяговооруженность слишком большая, то длительности активного участка (ну, или РЗТ)может не хватить, чтобы дотащить ПН на орбиту.
Да я в общем-то это и имел ввиду, а то сравнивают блоки в неравных условия, этак и Протон проиграет Союз-Фрегату, если взять орбиту повыше.
Так они в моей таблице все с однократным включением. :D
Не умею я считать многократное включение. Может научите. Или посчитаете. :lol:
ЦитироватьЦитироватьВерсия зачем Бриз. Разведение нескольких ИСЗ по орбите. Для этого двух включений РД-0124 недостаточно.
А когда у нас крайний раз такое было? Я думаю, добавление третьей ступени вполне может повысить ПН, особенно на средневысокие орбиты.
У нас может и не было, но в отношении ССО скоро будет переход от одиночных КА на системы для повышения оперативности. Потому что повышать разрешение дальше уже некуда.
Добавление третьей ступени конечно может повысить ПН. Но Бриз-КМ со своей массой конструкции в 25% и низким относительно РД-0124 УИ не лучший кандидат для этого. Скажем с ним ПН Рокота принципиально не возросла по сравнению со Стрелой. Кроме того, он имеет свою СУ и соответственно дорог. Если же снимать блоки с УРМ-2, который как выясняется вообще не УРМ, а укороченная версия, то получится его третья комплектация. И это ради 1-2 пусков в год.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьВерсия зачем Бриз. Разведение нескольких ИСЗ по орбите. Для этого двух включений РД-0124 недостаточно.
А когда у нас крайний раз такое было? Я думаю, добавление третьей ступени вполне может повысить ПН, особенно на средневысокие орбиты.
У нас может и не было, но в отношении ССО скоро будет переход от одиночных КА на системы для повышения оперативности. Потому что повышать разрешение дальше уже некуда.
Добавление третьей ступени конечно может повысить ПН. Но Бриз-КМ со своей массой конструкции в 25% и низким относительно РД-0124 УИ не лучший кандидат для этого. Скажем с ним ПН Рокота принципиально не возросла по сравнению со Стрелой. Кроме того, он имеет свою СУ и соответственно дорог. Если же снимать блоки с УРМ-2, который как выясняется вообще не УРМ, а укороченная версия, то получится его третья комплектация. И это ради 1-2 пусков в год.
Если пойдет Воздушный старт, можно рассмотреть вариант его КРБ с РД-0158.
Давайте здесь обсудим ещё такой вариант:
-А что если на первую и вторую ступень поставить РД-0124 масштабированный раза в три-четыре до стартовой тяги 80-100 тонн?
ЦитироватьЕсли пойдет Воздушный старт, можно рассмотреть вариант его КРБ с РД-0158.
Ну, наверное не пойдет. И для Союза такой блок все равно чужеродный. Вряд ли можно найти что-то дешевле блока И.
ЦитироватьДавайте здесь обсудим ещё такой вариант:
-А что если на первую и вторую ступень поставить РД-0124 масштабированный раза в три-четыре до стартовой тяги 80-100 тонн?
Масштабирование числом камер или размерностью двигателя?
ЦитироватьЦитироватьЕсли пойдет Воздушный старт, можно рассмотреть вариант его КРБ с РД-0158.
Ну, наверное не пойдет. И для Союза такой блок все равно чужеродный. Вряд ли можно найти что-то дешевле блока И.
Ну, почему же? соли ВС будет реализован, то ракета будет выпускаться на Прогрессе параллельно с Союзом. Кстати, в последнем варианте ВС все блоки уже т одинаковый диаметр - 2,66 м.
ЦитироватьМасштабирование числом камер или размерностью двигателя?
Размерностью двигателя.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЕсли пойдет Воздушный старт, можно рассмотреть вариант его КРБ с РД-0158.
Ну, наверное не пойдет. И для Союза такой блок все равно чужеродный. Вряд ли можно найти что-то дешевле блока И.
Ну, почему же? соли ВС будет реализован, то ракета будет выпускаться на Прогрессе параллельно с Союзом. Кстати, в последнем варианте ВС все блоки уже т одинаковый диаметр - 2,66 м.
А откуда такой оптимизм в отношении ВС? Проект задумывался на волне бума низкоорбитальных систем связи. И со всеми подобными проектами сейчас может расчитывать на единичные пуски в год. А как вывести на рынок новую ракету, если окупаемость будет через 50 лет?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЕсли пойдет Воздушный старт, можно рассмотреть вариант его КРБ с РД-0158.
Ну, наверное не пойдет. И для Союза такой блок все равно чужеродный. Вряд ли можно найти что-то дешевле блока И.
Ну, почему же? соли ВС будет реализован, то ракета будет выпускаться на Прогрессе параллельно с Союзом. Кстати, в последнем варианте ВС все блоки уже т одинаковый диаметр - 2,66 м.
А откуда такой оптимизм в отношении ВС? Проект задумывался на волне бума низкоорбитальных систем связи. И со всеми подобными проектами сейчас может расчитывать на единичные пуски в год. А как вывести на рынок новую ракету, если окупаемость будет через 50 лет?
Проект есть в ФКП, вроде бы (хотя это еще ничего не значит :lol: ). Даже если его не будет, идея использовать РД-0158, имхо, здравая.
Как замена Фрегату, РБ с керосиновым трехтонником можно рассмотреть. Но это для выведения на ГПО и отлетные траектории. Для ССО, ИМХО, лучше блок И многократного включения.
ЦитироватьЦитироватьМасштабирование числом камер или размерностью двигателя?
Размерностью двигателя.
Т.е. получим что-то типа Р-9?
ЦитироватьУ нас может и не было, но в отношении ССО скоро будет переход от одиночных КА на системы для повышения оперативности. Потому что повышать разрешение дальше уже некуда.
Однако совсем не обязательно эти системы будут создаваться по однопусковой схеме, тем более таким слабым носителем.
ЦитироватьДобавление третьей ступени конечно может повысить ПН. Но Бриз-КМ со своей массой конструкции в 25% и низким относительно РД-0124 УИ не лучший кандидат для этого. Скажем с ним ПН Рокота принципиально не возросла по сравнению со Стрелой.
На средневысокие орбины ПН возросла принципиально и Бриз на Ангаре предназначем именно для этого.
ЦитироватьКроме того, он имеет свою СУ и соответственно дорог. Если же снимать блоки с УРМ-2, который как выясняется вообще не УРМ, а укороченная версия, то получится его третья комплектация. И это ради 1-2 пусков в год.
Вполне возможно, что вообще ни одной комплектации не будет, а если будут что-то делать, без третьей ступени не обойтись.
ЦитироватьЦитироватьУ нас может и не было, но в отношении ССО скоро будет переход от одиночных КА на системы для повышения оперативности. Потому что повышать разрешение дальше уже некуда.
Однако совсем не обязательно эти системы будут создаваться по однопусковой схеме, тем более таким слабым носителем.
Может и не будут, но разработчики оценивают "рынок" и под него подстраиваются. Масса аппаратов ДЗЗ может снизится до 100 кг.
ЦитироватьМасса аппаратов ДЗЗ может снизится до 100 кг.
Буагага!
ЦитироватьЦитироватьМасса аппаратов ДЗЗ может снизится до 100 кг.
Буагага!
Да, не отечественных аппаратов, Старый, а зарубежных :lol:
ЦитироватьТ.е. получим что-то типа Р-9?
Да нет. Обычный Союз но на пакете двигатели с характеристиками РД-0124. Ну сопла естественно урезанные, поэтому УИ гдето 300/330.
Использование единой конструкции двигателей, различающейся только размером, позволит унифицировать технологию и удешевить производство. Более высокий УИ, само собой. Ну и в принципе можно в необходимых ращмерах увеличить стартовую тягу.
Что в этом случае может получиться?
ЦитироватьЦитироватьБуагага!
Да, не отечественных аппаратов, Старый, а зарубежных :lol:
И зарубежных, естественно, тоже. И в первую очередь зарубежных.
Это нашим гробам есть куда уменьшаться, а зарубежным только расти.
ЦитироватьЦитироватьТ.е. получим что-то типа Р-9?
Да нет. Обычный Союз но на пакете двигатели с характеристиками РД-0124. Ну сопла естественно урезанные, поэтому УИ гдето 300/330.
Использование единой конструкции двигателей, различающейся только размером, позволит унифицировать технологию и удешевить производство. Более высокий УИ, само собой. Ну и в принципе можно в необходимых ращмерах увеличить стартовую тягу.
Что в этом случае может получиться?
Так это же РД-0155 :wink: Правда, 2-хкамерный, но параметры - как раз :lol:
ЦитироватьТак это же РД-0155 :wink: Правда, 2-хкамерный, но параметры - как раз :lol:
Двигатель аналогичный РД-0124 отлично впишется в конструкцию вместо нынешнего 4-камерного РД-107/108 и обеспечит полное управление по всем осям. А под РД-0155 прийдётся переделывать всю ракету.
ЦитироватьЦитироватьДобавление третьей ступени конечно может повысить ПН. Но Бриз-КМ со своей массой конструкции в 25% и низким относительно РД-0124 УИ не лучший кандидат для этого. Скажем с ним ПН Рокота принципиально не возросла по сравнению со Стрелой.
На средневысокие орбины ПН возросла принципиально и Бриз на Ангаре предназначем именно для этого.
На низкой орбите (63 град., 300 км): Стрела - 1350 кг, Рокот - 1800 кг.
На ССО (97,36 град., 500 км) Стрела - 800 кг, Рокот - 1100 кг.
Т.е. масса ПН возросла, но соотношение для низких и средних орбит одинаковое.
ЦитироватьЦитироватьМасса аппаратов ДЗЗ может снизится до 100 кг.
Буагага!
Там где не нужно метровое разрешение, а скажем 5-6 м, это вполне реально.
ЦитироватьЦитироватьТ.е. получим что-то типа Р-9?
Да нет. Обычный Союз но на пакете двигатели с характеристиками РД-0124. Ну сопла естественно урезанные, поэтому УИ гдето 300/330.
Использование единой конструкции двигателей, различающейся только размером, позволит унифицировать технологию и удешевить производство. Более высокий УИ, само собой. Ну и в принципе можно в необходимых ращмерах увеличить стартовую тягу.
Что в этом случае может получиться?
А что в такой конструкции будет единым, кроме внешнего подобия?
ЦитироватьТам где не нужно метровое разрешение, а скажем 5-6 м, это вполне реально.
Нигде нереально. Масса обычных коммерческих спутников ДЗЗ будет только расти. Практически все показатели спутника, особенно его производительность зависят от массы. Нынешняя "лёгкость" новаых спутников ДЗЗ объясняется только тем что у заказчиков нет денег на нормальный спутник.
ЦитироватьЦитироватьТак это же РД-0155 :wink: Правда, 2-хкамерный, но параметры - как раз :lol:
Двигатель аналогичный РД-0124 отлично впишется в конструкцию вместо нынешнего 4-камерного РД-107/108 и обеспечит полное управление по всем осям. А под РД-0155 прийдётся переделывать всю ракету.
РД-0155 в составе пакета обеспечит управление по 3 осям. Правда, насколько известно, основной вариант имеет рулевые камеры, но ничто не мешает сделать и отклоняемые камеры.
ЦитироватьА что в такой конструкции будет единым, кроме внешнего подобия?
Единая технология производства.
ЦитироватьЦитироватьА что в такой конструкции будет единым, кроме внешнего подобия?
Единая технология производства.
Так она и сейчас единая - сварка-пайка-мехобработка :roll:
ЦитироватьРД-0155 в составе пакета обеспечит управление по 3 осям. Правда, насколько известно, основной вариант имеет рулевые камеры, но ничто не мешает сделать и отклоняемые камеры.
Я не хочу вдаваться здесь в полемику что лучше - масштабировать РД-0124 или пристраивать РД-0155. Я хочу узнать что будет если поставить на пакет такие двигатели?
ЦитироватьЦитироватьТам где не нужно метровое разрешение, а скажем 5-6 м, это вполне реально.
Нигде нереально. Масса обычных коммерческих спутников ДЗЗ будет только расти. Практически все показатели спутника, особенно его производительность зависят от массы. Нынешняя "лёгкость" новаых спутников ДЗЗ объясняется только тем что у заказчиков нет денег на нормальный спутник.
Так и не будет у них денег. Я же не про реальность, а про "оценку рынка" создателями РН. Берется статистика (которой мало) и строятся предположения.
ЦитироватьТак и не будет у них денег. Я же не про реальность, а про "оценку рынка" создателями РН. Берется статистика (которой мало) и строятся предположения.
Никто из реальных создателей ракет не делает ставку на снижение ПН. Все прекрасно знают что масса спутников будет расти. И статистика подтверждает только это.
Старый как технология может быть единой при разнице в тяге в 3,5 раза. :D
КС другие, ТНА другой, газогенератор друглй. Что будет общим, принцип качания камер. Так даже карданные шарниры другие. :cry:
Мне кажется РД0155 подходит больше. Кроме того в исходном варианте у РД233 камеры качаются в карданном подвесе. Одна проблема без рулевыхкамер тяга маловата 80 тс у Земли. :cry:
ЦитироватьЦитироватьРД-0155 в составе пакета обеспечит управление по 3 осям. Правда, насколько известно, основной вариант имеет рулевые камеры, но ничто не мешает сделать и отклоняемые камеры.
Я не хочу вдаваться здесь в полемику что лучше - масштабировать РД-0124 или пристраивать РД-0155. Я хочу узнать что будет если поставить на пакет такие двигатели?
Ясно,что - вырастет масса ПН :lol:
Примерно до 10 тн на LEO. :D
ЦитироватьЦитироватьТак и не будет у них денег. Я же не про реальность, а про "оценку рынка" создателями РН. Берется статистика (которой мало) и строятся предположения.
Никто из реальных создателей ракет не делает ставку на снижение ПН. Все прекрасно знают что масса спутников будет расти. И статистика подтверждает только это.
С другой стороны зайдем. Оправдано сейчас создание новой РН с массой ПН на низкой орбите в 4 т?
Про рост массы. В 80-х гг. планировалось заменить Союз Зенитом. Сейчас считается достаточным Союз-2.
ЦитироватьС другой стороны зайдем. Оправдано сейчас создание новой РН с массой ПН на низкой орбите в 4 т?
Нет.
ЦитироватьПро рост массы. В 80-х гг. планировалось заменить Союз Зенитом. Сейчас считается достаточным Союз-2.
Ничего не считается достаточным. Постоянно идёт процесс наращивания ПН ракет. Этот процесс идёт непрерывно и нет какого-либо порога до которого "недостаточно" а после которого "достаточно".
У СССР/России не стало денег на создание нового поколения КА "Зенитовского" класса. Просто не стало денег, а не спутники полегчали.
ЦитироватьДобавлено: Вт Ноя 07, 2006 10:28 Заголовок сообщения:
Дмитрий В.: Пределы модернизации РН «Союз».
Многочисленные варианты проектов модернизации РН «Союз» (11А511У), появившиеся за последнее десятилетие, а также их обсуждение на форуме, побудили меня «порассуждать» на указанную тему.
1.Сразу же возникает вопрос, что считать модификацией, а что – уже новой ракетой. Четкой границы здесь нет. Поэтому предлагаю ввести условное разграничение: если при модернизации не изменяется теоретический контур блоков РН, то это – «модификация», в противном случае, мы имеем дело с «новой РН». При всей условности такого подхода, в его основе лежит идея использования уже имеющейся производственной оснастки. Согласно такому подходу, РН «Ямал», «Аврора», «Онега», «Союз-3», «Союз 2-3» являются «новыми». РН «Союз-2», в которой существенно изменен блок «И», находится как бы в «промежуточном» состоянии (правда, внешние габариты блока «И» остались, практически, неизменными). Все же я склонен отнести «Союз-2» (14А14) к «модификациям». Учитывая, что 14А14 в перспективе придет на смену семейству 11А511У, все дальнейшие модификации предлагаю рассматривать на базе этой РН. Соответственно, варианты применения новых компонентов (метан, водород) остаются за рамками рассмотрения модификаций.
2.Дальнейшее развитие «Союз-2», имхо, возможно по следующим направлениям:
- замена двигателей РД-107/108 на новые ЖРД, с более высокими удельными параметрами.
- замена конструкционных материалов (в первую очередь, на 3-й и 2-й ступенях);
- мероприятия по уменьшению невырабатываемых остатков топлива и массы газов наддува.
По первому направлению, как известно, рассматриваются двигатели РД-0155 и РД-120К(У) (версия РД-120 с укороченным/коротким соплом) – для ББ и ЦБ, а также НК-33-1 и РД-191 – для ЦБ. Однако, применение НК-33-1 и РД-191 требует изменения (и существенного) заправки ЦБ, а значит и его габаритов, что выводит указанные ЖРД за рамки темы «модернизации».
РД-120К имеет более высокий среднетраекторный УИ, чем РД-0155 (295 у земли и 336 в вакууме, против 295/333 у РД-0155), но его стартовая тяга (77,9 тс) меньше, чем у РД-0155 (92 тс). Правда, точно не известно, предусматривается ли использование рулевых ЖРД в комплекте с РД-120К. По РД-0155, очевидно, стартовая тяга указана совместно с «рулевиками». РД-120К также на сотню килограммов легче РД-0155. Расчет показывает, что замена РД-107/108 на РД-0155 ведет обеспечивает массу ПН = 9655 кг (на опорной орбите 190*190 км, наклонение 51,7 град, т.е. при старте из Байконура) при стартовой массе 308,9 т («мю ПН» = 3,13%). Дальнейшее совершенствование ДУ возможно, на мой взгляд, по пути совершенствования процессов смесеобразования (дальнейшее наращивание давления в КС нецелесообразно, по причине снижения надежности и роста стоимости, без существенного улучшения энергетических возможностей).
По второму направлению представляется целесообразным постепенный переход к алюминий-литиевым сплавам 01420 и 01460. Первый из этих сплавов давно освоен и широко применяется при производстве МиГ-29. При той же прочности, что у Д16. его плотность составляет всего 2,5 т/кубометр, модуль упругости несколько выше, а свариваемость и коррозионная стойкость существенно лучше, чем у Д16. Применение этого сплава в сухих отсеках позволяет перейти к сварным соединениям, что обеспечит, кроме прочего, снижение массы крепежных элементов (а она может достигать в среднем 6-7% от массы силовой конструкции). В целом, применение сплавов 01420/01460 позволит снизить массу конструкции на 12-15%. Применение композитов на основе углепластиков в ГО и в несиловых элементах (типа гаргротов, лючков и т.п.) позволяет снизить массу этих элементов на 25-30%. Мероприятия по 3-му направлению могут включать в себя: совершенствование заборных устройств, улучшение точности датчиков расхода, переход к терминальным алгоритмам управления (снижение гарантийных запасов топлива), переход на газобаллонную систему наддува гелием (с погруженными в бак ЖК шар-баллонами из титана). Кроме прочего, переход на газобаллонную систему высвобождает объемы в хвостовых отсеках ББ и ЦБ, что позволит увеличить заправку при неизменных габаритах блоков. Полагая, что мероприятия по 2-му и 3-му направлениям, в целом, обеспечат снижение конечной массы блоков на 15%, а массы ГО на 25%, получим (с РД-0155) массу ПН = 11000 кг на той же орбите, при Мст=310 т. Если же учесть возможность некоторого увеличения УИ РД-0155 (предположим, до уровня 297 с на земле и 335 с в вакууме, при соответствующем увеличении тяги) и РД-0124 (до уровня 361 с в вакууме при тяге 31 тс), то ПН составит11370 кг при Мст =310,4 т.
Кроме того, за счет высвобождения объемов в ХО блоков, а также переохлаждения компонентов топлива ( с целью повышения их плотности), возможно увеличение заправки ББ и ЦБ, предположительно на 10% при неизменной сухой массе и габаритах блоков (впрочем, переохлаждение компонентов может прилично повысить эксплуатационные затраты). С учетом вышеуказанных мероприятий это обеспечит массу ПН = 12178 кг при Мст = 335,8 т. Правда, в данном случае не учтены ограничения на дальность падения блоков (использование существующих полей падения), а также ограничения на максимальный соростной напор и на скоростной напор при разделении ступеней. Тем не менее, указанную массу ПН (12178 кг) можно рассматривать, как теоретически предельную для РН в габаритах «Союз-2».
С уважением, Дмитрий В.
_________________
Lingua latina non penis canina
Еще обсуждали здесь
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=6246&start=0&postdays=0&postorder=asc&highlight=
По вопросу что считать модификацией я с Дмитрием принципиально не согласен.
На мой взгляд пример ракет Атлас и Дельта (до варианта 2) показывает что можно считать модификацией. Пример Скаута и Титана-3С/4В) тоже.
Также и Ариан от 1 до 44L. Да и CZ тоже.
ЦитироватьНа низкой орбите (63 град., 300 км): Стрела - 1350 кг, Рокот - 1800 кг.
На ССО (97,36 град., 500 км) Стрела - 800 кг, Рокот - 1100 кг.
Т.е. масса ПН возросла, но соотношение для низких и средних орбит одинаковое.
Ага, рост ПН на треть не принципиален :wink: Но на самом деле это не очень правильное сравнение - обе ракеты трехступенчатые, только одна имееет возможность многократного включения третьей ступени, а другая - нет, поэтому с ростом высоты орбиты преимущество Рокота существенно увеличивается. К тому же массовое совершенство верхней ступени Стрелы явно хуже чем у Бриза. Но все же прирост ПН, обусловленый перераспределением ХС между ступенями и увеличением стартовой массы, достаточно велик. Для чистоты эксперимента надо сравнивать чисто двухступенчатую ракету с такой же, дополненной третьей ступенью. Примером могли бы служить Циклоны-2/3, но там соотношение первой и второй ступеней совсем другое, чем у Стрелы или Ангары-1.2
ЦитироватьЦитироватьНа низкой орбите (63 град., 300 км): Стрела - 1350 кг, Рокот - 1800 кг.
На ССО (97,36 град., 500 км) Стрела - 800 кг, Рокот - 1100 кг.
Т.е. масса ПН возросла, но соотношение для низких и средних орбит одинаковое.
Ага, рост ПН на треть не принципиален :wink: Но на самом деле это не очень правильное сравнение - обе ракеты трехступенчатые, только одна имееет возможность многократного включения третьей ступени, а другая - нет, поэтому с ростом высоты орбиты преимущество Рокота существенно увеличивается. К тому же массовое совершенство верхней ступени Стрелы явно хуже чем у Бриза. Но все же прирост ПН, обусловленый перераспределением ХС между ступенями и увеличением стартовой массы, достаточно велик. Для чистоты эксперимента надо сравнивать чисто двухступенчатую ракету с такой же, дополненной третьей ступенью. Примером могли бы служить Циклоны-2/3, но там соотношение первой и второй ступеней совсем другое, чем у Стрелы или Ангары-1.2
Это я к тому, что рост ПН от дополниельного РБ на 500 кг не оправдывает создание таких уродцев. Тут либо Ангара 1.2 по традиции не выводит в две ступени эти 3,7 т, или есть малопонятное желание воткнуть Бриз во все модификации, хотя известны проблемы с его производством.
Главный смысл рождения этого уродца - замена Циклона-3. Ангара-1.2 позиционируется как замена Циклону-3. Но УРМ-2 не имеет двойного включения и таким образом не может выводить ПН на средневысотные орбиты. Вот и пришлось выкручиваться. Первоначально, кстати, они предлагали т.н. "отсек управления оснащённый небольшой автономной ДУ".
ЦитироватьГлавный смысл рождения этого уродца - замена Циклона-3. Ангара-1.2 позиционируется как замена Циклону-3. Но УРМ-2 не имеет двойного включения и таким образом не может выводить ПН на средневысотные орбиты. Вот и пришлось выкручиваться. Первоначально, кстати, они предлагали т.н. "отсек управления оснащённый небольшой автономной ДУ".
Т.е. ради в лучшем случае одного пуска в год? Кроме Стрелы там и ПН нет.
ЦитироватьЦитироватьПро рост массы. В 80-х гг. планировалось заменить Союз Зенитом. Сейчас считается достаточным Союз-2.
Ничего не считается достаточным. Постоянно идёт процесс наращивания ПН ракет. Этот процесс идёт непрерывно и нет какого-либо порога до которого "недостаточно" а после которого "достаточно".
У СССР/России не стало денег на создание нового поколения КА "Зенитовского" класса. Просто не стало денег, а не спутники полегчали.
Это конечно провокация, но почему тогда в США не делали спутники-разведчики под Сатурн-5? :wink:
ЦитироватьЦитироватьГлавный смысл рождения этого уродца - замена Циклона-3. Ангара-1.2 позиционируется как замена Циклону-3. Но УРМ-2 не имеет двойного включения и таким образом не может выводить ПН на средневысотные орбиты. Вот и пришлось выкручиваться. Первоначально, кстати, они предлагали т.н. "отсек управления оснащённый небольшой автономной ДУ".
Т.е. ради в лучшем случае одного пуска в год? Кроме Стрелы там и ПН нет.
Все вопросы к ЦиХу.
Я бы Стрелы запускал естественно Союз-Фрегатом.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьПро рост массы. В 80-х гг. планировалось заменить Союз Зенитом. Сейчас считается достаточным Союз-2.
Ничего не считается достаточным. Постоянно идёт процесс наращивания ПН ракет. Этот процесс идёт непрерывно и нет какого-либо порога до которого "недостаточно" а после которого "достаточно".
У СССР/России не стало денег на создание нового поколения КА "Зенитовского" класса. Просто не стало денег, а не спутники полегчали.
Это конечно провокация, но почему тогда в США не делали спутники-разведчики под Сатурн-5? :wink:
Потому что проектировалась Нова, по сравнению с которой С-5 был сущим лилипутом:lol: :lol: :lol:
ЦитироватьЭто конечно провокация, но почему тогда в США не делали спутники-разведчики под Сатурн-5? :wink:
Элементарно не хватило бабок. Я же вам уже говорил: размер спутника ограничивается только наличием денег у заказчика. :)
Но вы, ратт, не отчаивайтесь: до Титана-4В - второй по размеру американской РН после Сатурна-5 они всёже дошли. :) ;)
ЦитироватьЭто я к тому, что рост ПН от дополниельного РБ на 500 кг не оправдывает создание таких уродцев. Тут либо Ангара 1.2 по традиции не выводит в две ступени эти 3,7 т, или есть малопонятное желание воткнуть Бриз во все модификации, хотя известны проблемы с его производством.
Ну вот чего-то не хотят два включения на УРМ-2 делать. А в сравнении с Циклоном-3 ПН у Ангары 1.2 даже на НОО меньше.
ЦитироватьТам где не нужно метровое разрешение, а скажем 5-6 м, это вполне реально.
Хороший пример - Лэндсаты и Споты. Разрешение никудышное, а масса ого-го, потому что созданы они для настоящей работы, а не городок какой сфотать иногда.
ЦитироватьЦитироватьТам где не нужно метровое разрешение, а скажем 5-6 м, это вполне реально.
Хороший пример - Лэндсаты и Споты. Разрешение никудышное, а масса ого-го, потому что созданы они для настоящей работы, а не городок какой сфотать иногда.
Так для таких масс есть Союз.
ЦитироватьТак для таких масс есть Союз.
Вот он и будет. Причём с Куру.
ЦитироватьТак для таких масс есть Союз.
Ну чем их выводить это другой вопрос, но вы же говорили для малого разрешения достаточно малого спутника, а вот оказывается не достаточно.
ЦитироватьПо вопросу что считать модификацией я с Дмитрием принципиально не согласен.
На мой взгляд пример ракет Атлас и Дельта (до варианта 2) показывает что можно считать модификацией. Пример Скаута и Титана-3С/4В) тоже.
Также и Ариан от 1 до 44L. Да и CZ тоже.
А у Дмитрия там некоторое противоречие имеется: с одной стороны возможность использования имеющейся производствееной оснастки, а с другой неизменность контура блоков, хотя ничто не мешает использовать ту же оснастку при удлинении баков например. Так же и навеска ускорителей, замена отдельных ступеней вынуждает менять или создавать сравнительно небольшую часть производства.
ЦитироватьЦитироватьПо вопросу что считать модификацией я с Дмитрием принципиально не согласен.
На мой взгляд пример ракет Атлас и Дельта (до варианта 2) показывает что можно считать модификацией. Пример Скаута и Титана-3С/4В) тоже.
Также и Ариан от 1 до 44L. Да и CZ тоже.
А у Дмитрия там некоторое противоречие имеется: с одной стороны возможность использования имеющейся производствееной оснастки, а с другой неизменность контура блоков, хотя ничто не мешает использовать ту же оснастку при удлинении баков например. Так же и навеска ускорителей, замена отдельных ступеней вынуждает менять или создавать сравнительно небольшую часть производства.
Ну, в любом определении есть доля условности, тут уж ничего не поделаешь.
ЦитироватьНу, в любом определении есть доля условности, тут уж ничего не поделаешь.
Все же нужно определиться, что важнее, производство или контуры, а то американцы при модернизации часто использовали готовые элементы, не требующие создания нового производства.
ЦитироватьЦитироватьТак для таких масс есть Союз.
Ну чем их выводить это другой вопрос, но вы же говорили для малого разрешения достаточно малого спутника, а вот оказывается не достаточно.
Есть еще полоса обзора. Когда несколько малых аппаратов заменяют один большой. И я не говорил, что это хорошо. Я всегда говорил, что рынок запуска на ДЗЗ мыльный пузырь почище низкоорбитальной связи. Просто использование блока типа Бриз-КМ просто в качестве третьей ступени - глупость.
Возвращаясь к старой теме.
Союз из Куру залетал. Скоро пуск Веги.
Что получается:
У Веги ПН 1,5 т на ССО высотой 700 км.
У Союза-СТ-А/Фрегат М 4,23 т на ССО высотой 820 км.
У Союза-СТ-Б/Фрегат М 4,9 т на ССО высотой 820 км.
А если вернуться к варианту Союза с Фрегатом, но без третьей ступени, то можно получить примерно 3т на ССО высотой 700 км.
И тогда не нужно пускать его полупустым, как в декабре.
И проблем с полями падения в Куру нет.
Там все решается на другом уровне. Вега - ракета политическая. Тут и в Америке смеются как они ухлопали 925 миллионов на разработку и 500+ на квалификационную пограмму, когда Маск на 600 миллионов построил 2 Фалькон-а разных размеров и Драгон. Ежу ясно, что Вега неоптимальна и можно лучше.
Вега это отдельная история. Тут речь о заполнении промежутка между Союзом и Вегой.
2-1в с 2я морковками?
Обычный Союз без третьей ступени, но с Фрегатом.
ЦитироватьОбычный Союз без третьей ступени, но с Фрегатом.
А вот
Обычный Союз без третьей ступени, но с Базовым КВРБ
сколько из Плесецка и Куру?
Кстати, ЛКИ этого КВРБ намечены на 2015.
Как они будут проводиться?
На Ангаре 1 как 2-я ст.?
Обсуждение плавно переползло к коллегам на братский форум:
http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=28170.msg867220#msg867220
ЦитироватьЦитироватьI thought this was what the Soyuz 2-1v was for - compete w/Angara 1.2, replace Dnepr/Rokot/Strela.
Note: I am willing (eager, even) to be corrected.
Soyuz 2-1v can only lift about 1.5 tonnes from Plesetsk to a 800 km SSO, so it would probably replace the Rockot and Cosmos-3M rockets, and is in the Vega/Minotaur IV/Delta II 73xx/Angara 1.1/PSLV/CZ-2C class.
This rocket is larger by some margin: it could potentially replace the Cyclone-2/3/Dnepr and is of the same performance class as the Delta II 79xx/Antares/Angara 1.2/CZ-4C.
(http://s018.radikal.ru/i502/1202/ed/e21e6492beef.jpg) (http://s60.radikal.ru/i168/1202/cf/92ebdd1e11f9.jpg)
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьSalo пишет:
Союз 2-1В имеет смысл как промежуточная ступень в модификации Союза-2 в Союз 2-3.
Если Союз 2-3 не нужен, то вся эта возня имеет мало смысла.
Проще было бы снять Блок И и пускать с Фрегатом, или пойти ещё дальше и снять две боковушки.
Будут проблемы с полями падения, но кому сейчас легко?
Дмитрий В. пишет:
Не уверен, что с Фрегатом будет дешевле. На совсем низкую орбиту можно и двумя ступенями. А на ССО - с Волгой.
Salo пишет:
А какие нагрузки есть на НЗО? Да и ПН слишком сильно упадёт.По опыту Объекта Д до полутора тонн.
Остаётся снять две боковушки и использовать БВ "Волга" вместо Фрегата.
Дмитрий В. пишет:
Сейчас, думаю, двухступенчатый Союз выведет больше.
Salo пишет:
На сколько больше?
В плане переделок снять две боковушки проще, чем Блок И.
Дмитрий В. пишет:
С двумя ББ Р-7 еще не летала, а без блока И - вполне! :wink:
Три основных проблемы, по-моему, имеют непростое решение для Союза с двумя ББ:
- устойчивость
- управляемость
- разделение 1-2 ступеней при больших скоростных напорах.
Morin пишет:
Согласен. Снятие 2-х боковушек - серьезная доработка, снятие или замена блока И - минимальная доработка. И никаких НК-33. Вот реальный и прагматичный вариант "легкого" носителя.
В свете двух прошлогодних аварий Блока И такая конфигурация обретает дополнительный смысл.
Прикинул ПН на НЗО: у меня получилось 3,4 т или около трёх тонн с учётом 10% запаса.
Со стенда Центра Келдыша на МАКСе-2011:
http://fotki.yandex.ru/users/hecata-maks/album/142650/ (спасибо hecata)
http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/album/166733/ (спасибо АниКей)
(http://s53.radikal.ru/i141/1108/4a/ace617a00e01.jpg) (http://s55.radikal.ru/i150/1108/8a/add2436779d2.jpg)
Стоимость РД-0110 можно оценить примерно в 2,5 млн. $, а стоимость Блока И примерно в 8-10 млн. $. Фрегат стоит примерно 15 млн. $, а Союз 2-1а около 30 млн. $.
Значит Союз без блока И и Фрегата, но с БВ Волга будет стоить примерно вдвое меньше, или около 25-30 млн. $.
ЦитироватьСтоимость РД-0110 можно оценить примерно в 2,5 млн. $, а стоимость Блока И примерно в 8-10 млн. $. Фрегат стоит примерно 15 млн. $, а Союз 2-1а около 30 млн. $.
Значит Союз без блока И и Фрегата, но с БВ Волга будет стоить примерно вдвое меньше, или около 25-30 млн. $.
Фрегат стоит как бы подороже С2.
ЦитироватьЦитироватьСтоимость РД-0110 можно оценить примерно в 2,5 млн. $, а стоимость Блока И примерно в 8-10 млн. $. Фрегат стоит примерно 15 млн. $, а Союз 2-1а около 30 млн. $.
Значит Союз без блока И и Фрегата, но с БВ Волга будет стоить примерно вдвое меньше, или около 25-30 млн. $.
Фрегат стоит как бы подороже С2.
??
http://2011.rosspending.ru/contract/0173100007011000314/
У меня по этой ссылке ничего по теме нет. Можете процитировать в пост?
Номер контракта: 0173100007011000314
Бюджет: Федеральный бюджет
Вид торгов: Открытый конкурс
Сумма: 366 млн. 912 тыс. рублей
Дата заключения контракта: 16.05.2011
Дата запланированного исполнения контракта: 12.2012
Предметы контракта:
Разгонный блок Фрегат и ПхО для запуска КА Резонанс в соответствии с конструкторской документацией Главного конструктора: РБФ-0000-0ТУ, техническими требованиями чертежа 14С227-04000-0-01.
Спасибо! :wink:
ЦитироватьНомер контракта: 0173100007011000314
Бюджет: Федеральный бюджет
Вид торгов: Открытый конкурс
Сумма: 366 млн. 912 тыс. рублей
Дата заключения контракта: 16.05.2011
Дата запланированного исполнения контракта: 12.2012
Предметы контракта:
Разгонный блок Фрегат и ПхО для запуска КА Резонанс в соответствии с конструкторской документацией Главного конструктора: РБФ-0000-0ТУ, техническими требованиями чертежа 14С227-04000-0-01.
И там же в целом по НПО 8,921,866 тыс. руб. за 9 контрактов. Итого порядка 900 млн. за штуку. Поправьте, если неправильно понял.
ЦитироватьЦитироватьНомер контракта: 0173100007011000314
Бюджет: Федеральный бюджет
Вид торгов: Открытый конкурс
Сумма: 366 млн. 912 тыс. рублей
Дата заключения контракта: 16.05.2011
Дата запланированного исполнения контракта: 12.2012
Предметы контракта:
Разгонный блок Фрегат и ПхО для запуска КА Резонанс в соответствии с конструкторской документацией Главного конструктора: РБФ-0000-0ТУ, техническими требованиями чертежа 14С227-04000-0-01.
И там же в целом по НПО 8,921,866 тыс. руб. за 9 контрактов. Итого порядка 900 млн. за штуку. Поправьте, если неправильно понял.
Так там же не сказано что за 9 контрактов за 9 фрегатов.
Загляните сюда
http://2011.rosspending.ru/supplier/8ace5adbf2e30ba274d7a653c6caacdbc2f21bad/2011/
У Фрегата в качестве третьей ступени семёрки два недостатка: дороговизна и малая тяговооружённость.
Недостатком оригинального Блока Е была невозможность повторного запуска в апогее. Продолжительность апогейного импульса при выводе на ССО небольшая и составляет десятки секунд. Возникает проблема с сохранением минимальных остатков ЖК в баке.
А может не стоит заморачиваться с кислородно-керосиновым блоком и использовать вонючку? Европейцы на Веге и Ариан используют верхние ступени на вонючке. Даже для новой версии Веги планируют новую третью ступень VENUS на вонючке со специально разработанным двигателем.
Ступень на вонючке с повторным запуском должна стоить не дороже Блока И. Тогда при выводе на ССО можно сэкономить целый Фрегат, который стоит примерно 15 млн. $.
Если вспомнить историю, то Блок Е имел массу 8т и тягу двигателя 5,5 тс с УИ 324 с. Мог бы подойти блок С3 - вторая ступень Космоса-3М, но двигатели 11Д49, да и сама ступень давно уже сняты с производства. Однако на Красмаше находится в серийном производстве БРПЛ Синева:
http://makeyev.msk.ru/pub/msys/1994/DU.html
ЦитироватьДвигатель третьей ступени (однокамерный с турбонасосной подачей топлива) выполнен по схеме с дожиганием окислительного генераторного газа. Заданный режим работы двигателя поддерживается регулятором постоянного расхода горючего в газогенератор. Соотношение расходов компонентов топлива регулируется дросселем по сигналам системы РСК. С целью повышения точности стрельбы к двигателю были предъявлены особые требования по быстроте выхода его на режим при пуске, что предопределило использование порохового стартёра. Оптимальным вариантом для двигателя такой размерности является применение центростремительной турбины, организация запуска которой от порохового стартёра является сложной проблемой из-за возможного «запирания» турбины при опережении поступления одного из жидких компонентов топлива в газогенератор. Проблема была успешно решена применением особой системы заполнения полостей двигателя при пуске. Двигатель имеет устройство для отделения его от основной части ракеты по окончании работы и для перекрытия трубопроводов, соединяющих отделяемую часть двигателя с баковой системой.
Двигатель разведения предназначен для выполнения двух функций: управление третьей ступенью ракеты (во время работы двигателя третьей ступени) и управление отсеком ракеты после отделения двигателя третьей ступени. Двигатель - четырёхкамерный, с турбонасосной системой подачи топлива, трёхрежимный, с многократным переключением режимов, с автоматическим регулированием режимов работы при помощи регулятора тяги (давления) двигателя, стабилизаторами соотношения расходов компонентов топлива через камеры, через основной газогенератор и газогенератор наддува. Четыре камеры двигателя включаются многократно, шесть сопел действуют непрерывно.
Усилия и моменты, необходимые для управления угловым движением ступени, создаются перераспределением тяг между камерами и соплами в соответствующей плоскости (при этом сумма тяг камер и сопел в каждой паре остаётся постоянной). Перераспределение тяг между камерами и соплами производится соответствующими дросселями, управляемыми рулевыми машинами.
Наиболее сложной проблемой при создании этого двигателя было обеспечение работоспособности двухрежимного турбонасосного агрегата, когда расход компонентов топлива на малом режиме уменьшается более чем в 20 раз, а при компоновке агрегатов двигателя на горячем днище бака температура элементов конструкции двигателя также возрастает, что приводит к кавитационному срыву работы насосов. Проблема была решена организацией минимальных расходов компонентов через магистрали двигателя в паузах работы камер для охлаждения элементов конструкции двигателя, а насос окислителя выполнен двухступенчатым, и в колесе первой ступени образован канал по его оси для отвода выделявшегося во входном трубопроводе растворённого газа с некоторым количеством жидкости. В импеллере смесь газа с жидкостью разделяется, и газ выбрасывается в окружающее пространство.[/size]
Маршевый двигатель третьей ступени 3Д-36 и двигатель блока разведения 3Д-36 разработаны в КБХМ. Тяга 3Д-36 согласно книге Завьялова составляет 10 тс.
На базе третьей ступени Синевы на Красмаше можно сделать третью ступень для Союза массой 8-9 тонн. Маршевым двигателем будет служить 3Д-39, а рулевым и апогейным - 3Д-36.
При разделении второй и третьей ступени используем тягу 3Д-36, затем запускаем маршевый двигатель. После его отсечки переводим рулевой двигатель в генераторный режим, что позволит сохранить ориентацию ступени до достижения апогея. В апогее снова переводим рулевой двигатель в тяговый режим для выдачи апогейного импульса. После отделения КА можно затопить третью ступень используя тягу того же двигателя.
Использование высококипящего топлива позволяет при разработке бакового отсека третьей ступени применить совмещённые днища баков. Нужды в торовых баках не будет, а значит и массовое совершенство вырастет в сракнении с Блоком Е. Скорее всего третья ступень будет напоминать по конструкции блок Бриз КМ. Хотя с целью удешевления логично было бы использовать днища и обечайки Синевы.
Разработку можно поручить макеевцам, а изготовление Красмашу. Таким образом кооперация, пострадавшая от закрытия темы Русь-М получила бы хоть какую-то работу.
ЦитироватьУ Фрегата в качестве третьей ступени семёрки два недостатка: дороговизна и малая тяговооружённость.
Мне тоже так кажется.
ЦитироватьА может не стоит заморачиваться с кислородно-керосиновым блоком и использовать вонючку?
А вот это мне кажется неверным. ЖК-керосин энергетически исходно выгоднее - думается, современное решение могло бы использовать эту пару без особого проигрыша вонючке, и то из-за плотности. Криогеника не может быть таким уж большим препятствием эффективности.
ЦитироватьСтупень на вонючке с повторным запуском должна стоить не дороже Блока И. Тогда при выводе на ССО можно сэкономить целый Фрегат, который стоит примерно 15 млн. $.
Имеется в виду попытаться вместо существующего Фрегата использовать другую - существующую - ступень?
Неясно, почему разработка новой третьей ступени - такое дорогое занятие.
ЦитироватьИспользование высококипящего топлива позволяет при разработке бакового отсека третьей ступени применить совмещённые днища баков.
По-моему, такая задача вполне разрешима и с криогенными топливами. Вспоминается вторая ступень Сатурна-5, где было практически совмещённое днище. Поэтому массовое совершенство особо страдать не должно.
ЦитироватьЦитироватьА может не стоит заморачиваться с кислородно-керосиновым блоком и использовать вонючку?
А вот это мне кажется неверным. ЖК-керосин энергетически исходно выгоднее - думается, современное решение могло бы использовать эту пару без особого проигрыша вонючке, и то из-за плотности. Криогеника не может быть таким уж большим препятствием эффективности.
Для вывода на ССО ЖК/керосин не имеет больших преимуществ перед вонючкой. Кроме того РД-0110 открытой схемы имеет УИ 326 с, а замкнутый 3Д-39 около 338 с.
ЦитироватьЦитироватьСтупень на вонючке с повторным запуском должна стоить не дороже Блока И. Тогда при выводе на ССО можно сэкономить целый Фрегат, который стоит примерно 15 млн. $.
Имеется в виду попытаться вместо существующего Фрегата использовать другую - существующую - ступень?
Неясно, почему разработка новой третьей ступени - такое дорогое занятие.
Имеется ввиду заменить Блок И + Фрегат, на новую версию С3. Один блок вместо двух. И речь не о стоимости разработки, а о цене нового блока. Цена пуска упадёт на стоимость Фрегата, т.е. примерно в полтора раза.
ЦитироватьЦитироватьИспользование высококипящего топлива позволяет при разработке бакового отсека третьей ступени применить совмещённые днища баков.
По-моему, такая задача вполне разрешима и с криогенными топливами. Вспоминается вторая ступень Сатурна-5, где было практически совмещённое днище. Поэтому массовое совершенство особо страдать не должно.
Посмотрите на Блок ДМ с тороидальным баком керосина и межбаковой фермой или на верхнюю ступень Дельты 4. Совмещённые днища на криогенном блоке возможны, но подозреваю, очень недёшевы.
Кстати по моим прикидкам ПН такого варианта Р-7 с учётом 10% запаса около шести тонн.
А чем не нравится 23-й двигатель? Элементы повторного запуска есть. Т.ч. теоретически можно допилить блок И до повторного запуска.
P.S. По стоимости, согласно тем же Госзакупкам 511-е в 2011г. за 9 машин 4834 млн. (http://2011.rosspending.ru/contract/0173100007011000355/), что составляет 537.1 млн/шт.
ЦитироватьНедостатком оригинального Блока Е была невозможность повторного запуска в апогее. Продолжительность апогейного импульса при выводе на ССО небольшая и составляет десятки секунд. Возникает проблема с сохранением минимальных остатков ЖК в баке.
Недостатком была невозможность запуска двигателя в невесомости. Если бы можно было вывести блок Е на суборбитальную траекторию касающуюся расчётной орбиты и включением в апогее (или на подлёте к апогею) довести скорость до орбитальной то всё было бы не так уж плохо.
Попробуй рассчитать - сколько бы вывел на круговую орбиту Восток с блоком Л вместо блока Е с включением в апогее траектории.
Я написал ровно тоже, не так ли? :wink:
ЦитироватьПопробуй рассчитать - сколько бы вывел на круговую орбиту Восток с блоком Л вместо блока Е с включением в апогее траектории.
У Блока Л та же проблема, но с другого конца: он запускается в невесомости, но только один раз.
Нужен гибрид Блока Л с Блоком ДМ. Его предлагали в РККЭ под названием Блок ЛМ с дальнейшими вариантами Таймыр и Корвет. Однако во всех этих случаях повторный пуск длительностью примерно 15 с нужно выполнять на практически пустом баке ЖК. Напомню, что у Блока ДМ ограничение на последнее включение - наличие не менее 30% топлива в баке.
ЦитироватьЯ написал ровно тоже, не так ли? :wink:
Наверно я проглядел...
Ты вроде писал о повторном включениее а я - о единственном.
ЦитироватьЦитироватьПопробуй рассчитать - сколько бы вывел на круговую орбиту Восток с блоком Л вместо блока Е с включением в апогее траектории.
У Блока Л та же проблема, но с другого конца: он запускается в невесомости, но только один раз.
Ды я ж про это и говорю: про включение один раз.
Блок Л выводится пакетом на баллистическую траекторию с высотой апогея равной высоте заданой круговой орбиты и по прибытии туда единственным включением доводит скорость до орбитальной.
ЦитироватьНужен гибрид Блока Л с Блоком ДМ.
Это уже слишком сложно. Попробуй посчитать то что я предложил.
ЦитироватьЕго предлагали в РККЭ под названием Блок ЛМ с дальнейшими вариантами Таймыр и Корвет. Однако во всех этих случаях повторный пуск длительностью примерно 15 с нужно выполнять на практически пустом баке ЖК.
Блин, ну к чему эти заморочки когда можно так как я предлагаю?
Т.е. Блок Л, но на суборбитальной траектории со скруглением в апогее?
Тут надо Дмитрия попросить посчитать.
ЦитироватьТ.е. Блок Л, но на суборбитальной траектории со скруглением в апогее?
Дааааа! :)
Очень грубо - около пяти тонн на орбиту высотой 200 км с наклонением 51,6 градуса.
ЦитироватьОчень грубо - около пяти тонн на орбиту высотой 200 км с наклонением 51,6 градуса.
На низкую орбиту понятно что чуть больше Востока. Но на низкую орбиту не требуется разрыв активного участка.
А вот сколько получится на 900-км ССО? Мы ж об этом говорим?
На ССО 200 км - 4 т.
На ССО 300 км - 2,4 т.
На ССО 400 км - 0т . :(
ЦитироватьНа ССО 400 км - 0т . :(
Это как это? :shock:
Уточняю - около тонны.
Выводит КГЧ массой 7,1т на незамкнутую отбиту с апогеем 400 км и перигеем -5550 км. Для скругления орбиты нужно 4,4 т топлива. Конечная масса РБ около 1,5 - 2т.
А вот на ССО высотой 450 км - только пустой КРБ.
ЦитироватьВыводит КГЧ массой 7,1т на незамкнутую отбиту с апогеем 400 км и перигеем -5550 км.
Ох, както странно это... А сколько весила боеголовка Р-7 (тяжёлая) и каков был апогей и перигей траектории?
5,4 т и 3,7 т при дальности соответственно 8 и 9 тыс. км.
И вот значит 5 т она закидывала на такую высоту и дальность, а 7 т едва поднимает над поверхностью земли?
Володь, напоминаю, что апогей находится в антиподе.
Р-7 и Р-7А с боеголовками до нее даже не долетали.
ЦитироватьВолодь, напоминаю, что апогей находится в антиподе.
Р-7 и Р-7А с боеголовками до нее даже не долетали.
Не понял... Р-7 с боеголовкой не пролетали через апогей суборбитальной траектории (элипса с перигеем ниже поверхности земли)? :shock: :shock:
Ты уверен что всё правильно рассчитал?
Я не настолько хорошо знаю баллистику, чтобы быть уверенным. Но спредшит даёт именно такие цифры. При том, что он обычно завышает данные.
ЦитироватьЯ не настолько хорошо знаю баллистику, чтобы быть уверенным. Но спредшит даёт именно такие цифры. При том, что он обычно завышает данные.
Ну нарисуй в пайнте окружность, пересекающий её элипс, один конец элипса вне окружности другой внутри. Где элипс пересекает окружность - в одном месте точка старта, в другом - точка падения. Самое удалённое от окружности место - апогей...
Вот:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/23433.jpg)
Вот:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/23434.gif)
Траектория "1" илюстрирует то что я говорю.
Ну пусть кто-нибудь ещё посчитает.
По такой схеме летают все ракеты с верхними твердотопливными ступенями. Например первые Дельты при запусках метеоспутников.
C перспективной ступенью Веги получаем 6,5 тонн на орбиту высотой 200 км и наклонением 51,6 градуса:
http://elib.dlr.de/71266/1/IAC-11%2CD2%2C3%2C4%2C.pdf
(http://s018.radikal.ru/i523/1202/d4/b2ec902ad901.jpg)
К вопросу о замене блока И на РБ "Фрегат":
ЦитироватьСАМАРСКИЕ СТУПЕНИ "СЕМЕРКИ"[/size]
А.Н. Кирилин, Р.Н. Ахметов, С.В. Тюлевин, С.И. Ткаченко, А.Д. Сторож, В.А. Капитонов, Г.Е. Фомин, В.Н. Новиков, С.В. Семенов
Глава 2. Р-7: ОТ МОДИФИКАЦИИ К МОДИФИКАЦИИ[/size]
...
2.5. От "Союза" к "Союзу-2"
...
Екатеринбургским НПО "Автоматика" была создана и прошла полный цикл наземной отработки новая цифровая система управления. Информационно-вычислительным ядром аппаратуры системы управления явился бортовой цифровой вычислительный комплекс (БЦВК), размещаемый на блоке III ступени и предназначенный для решения вычислительных и управляющих задач, обработки текущей информации, поступающей от смежных систем и датчиков внешней информации, выдачи управляющих команд в смежные системы и на исполнительные органы.
БЦВК выдает сформированные команды управления по кодовой линии связи на периферийную аппаратуру СУ, расположенную во всех блоках РН. Эта аппаратура осуществляет преобразование кодовых команд БЦВК в аналоговые и релейные команды управления исполнительными органами, а также преобразование аналоговых и релейных сигналов с датчиков внешней информации в кодовые сигналы для выдачи в БЦВК.
Для создания на борту РН инерциальной системы координат, определения положения РН относительно этой системы координат, измерения углов поворота РН, приращений кажущейся скорости и выдачи в БЦВК соответствующей информации используется высокоточный комплекс командных приборов, включающий два трехосных гиростабилизатора (ТГС), размещаемых на блоке III ступени, и два датчика уголовых скоростей, размещаемых на блоке III ступени и на центральном блоке.
...
(с.171-172)
Приборный отсек на второй ступени никто не отменял. Если не хватит места, можно добавить.
ЦитироватьSalo
Уточняю - около тонны. Выводит КГЧ массой 7,1т на незамкнутую отбиту с апогеем 400 км и перигеем -5550 км. Для скругления орбиты нужно 4,4 т топлива. Конечная масса РБ около 1,5 - 2т.
А вот на ССО высотой 450 км - только пустой КРБ.
Старый
Ох, както странно это... А сколько весила боеголовка Р-7 (тяжёлая) и каков был апогей и перигей траектории?
Salo
5,4 т и 3,7 т при дальности соответственно 8 и 9 тыс. км.
Старый
И вот значит 5 т она закидывала на такую высоту и дальность, а 7 т едва поднимает над поверхностью земли?
Salo
Володь, напоминаю, что апогей находится в антиподе. Р-7 и Р-7А с боеголовками до нее даже не долетали.
Старый
Не понял... Р-7 с боеголовкой не пролетали через апогей суборбитальной траектории (элипса с перигеем ниже поверхности земли)? Ты уверен что всё правильно рассчитал?
Salo
Я не настолько хорошо знаю баллистику, чтобы быть уверенным. Но спредшит даёт именно такие цифры. При том, что он обычно завышает данные.
Старый
Ну нарисуй в пайнте окружность, пересекающий её элипс, один конец элипса вне окружности другой внутри. Где элипс пересекает окружность - в одном месте точка старта, в другом - точка падения. Самое удалённое от окружности место - апогей...
Salo
Ну пусть кто-нибудь ещё посчитает.
Добрый вечер всем в этом чате. Разрешите вставить свои пять м/с в мою любимую тему про кухонную баллистику. :)
Можно ли оценить способность РН выводить спутник на круговую орбиту по ее способности в качестве МБР доставлять ПН на максимальную дистанцию, как делает Старый? Вопрос не совсем однозначный. Что мы имеем в конкретном случае:
1) Стрельба на максимальную дальность в 9000км. На сферической модели в вакууме с пушкой вместо ракеты имеем:
9000 км -- дальность;
1305 км -- максимальная высота;
7016 м/с -- начальная скорость;
5288 м/с -- скорость в апогее;
1916 м/с -- дельта до до круговой на этой высоте;
-3541 км -- перигей.
2) Теперь наоборот, зафиксируем величину апогея в 400км и посчитаем параметры траектории стрельбы на максимальную дальность:
1719 км -- дальность;
400 км -- максимальная высота;
3850 м/с -- начальная скорость;
2729 м/с -- скорость в апогее;
4942 м/с -- дельта до до круговой на этой высоте;
-5914 км -- перигей.
Очевидно, что если в первом случае еще можно как бы представить себе включение РБ в апогее, то во втором это за гранью разумного. Это не значит, что вывести спутник по методу Старого нельзя -- это значит только, что аналогия здесь не сработает, и следует считать более корректным способом.
ЦитироватьЦитироватьНа базе третьей ступени Синевы на Красмаше можно сделать третью ступень для Союза массой 8-9 тонн. Маршевым двигателем будет служить 3Д-39, а рулевым и апогейным - 3Д-36.
Кстати по моим прикидкам ПН такого варианта Р-7 с учётом 10% запаса около шести тонн.
Оптимальная масса такой третьей ступени при тяге двигателя 10 тонн составляет примерно 12 т при РЗТ около 10 т. ПН на орбиту высотой 200 км и наклонением 51,6 градуса около 7т.
Если её использовать в качестве второй ступени Союза-1 вместо Блока И, то можно вывести примерно 2,3 т на такую орбиту.
Цитировать2) Теперь наоборот, зафиксируем величину апогея в 400км и посчитаем параметры траектории стрельбы на максимальную дальность:
1719 км -- дальность;
400 км -- максимальная высота;
3850 м/с -- начальная скорость;
2729 м/с -- скорость в апогее;
4942 м/с -- дельта до до круговой на этой высоте;
-5914 км -- перигей.
Очевидно, что если в первом случае еще можно как бы представить себе включение РБ в апогее, то во втором это за гранью разумного. Это не значит, что вывести спутник по методу Старого нельзя -- это значит только, что аналогия здесь не сработает, и следует считать более корректным способом.
Это означает что условие "стрельбы на максимальную дальность с апогеем 400 км" нелепое. Приходится искуственно уменьшать скорость чтобы не дать увеличиться апогею.
Вводим условие " максимальная скорость в апогее 400 км" и всё в порядке.
Цитировать1) Стрельба на максимальную дальность в 9000км. На сферической модели в вакууме с пушкой вместо ракеты имеем:
9000 км -- дальность;
1305 км -- максимальная высота;
7016 м/с -- начальная скорость;
5288 м/с -- скорость в апогее;
1916 м/с -- дельта до до круговой на этой высоте;
-3541 км -- перигей.
А на круговую 1300-км орбиту я так понимаю 2 тонны по счёту "Раз!"?
ЦитироватьПриборный отсек на второй ступени никто не отменял. Если не хватит места, можно добавить.
Тогда вам возможно придется делать приборный отсек с проставкой под габариты блока И, либо дорабатывать СК.
Фрегат у вас как расположен в пространстве? На той же высоте, что и при использовании 14А14, или как-то иначе?
КГЧ с Фрегатом естественно будет стоять на второй ступени. Чижухину это обстоятельство не мешало, кабельмачте тоже:
(http://s019.radikal.ru/i610/1203/2b/674d5aa7c37d.jpg)
Все остальные технические вопросы вполне решаемы.
ЦитироватьА на круговую 1300-км орбиту я так понимаю 2 тонны по счёту "Раз!"?
Угу. Для проверки сейчас на симуляторе закинул почти три тонны на 1100. :) На 200км -- 5600. Правда, у нас с Salo могут данные по ступеням несколько отличаться. Надо бы свериться, что именно берем за основу.
А нужно пять-семь тонн - вес Блока Л с полезной нагрузкой.
ЦитироватьА нужно пять-семь тонн - вес Блока Л с полезной нагрузкой.
Я называю только чистую ПН. Конечная масса -- еще плюс тонна пустого РБ. На круговой орбите.
(http://s019.radikal.ru/i636/1203/4a/74b096469243.jpg)
http://mil.mipt.ru/students/f_2gsnog/f_2m1fpb/f_2m1ft3/f_3kbu4m
Интересно, а сколько вытянет на ССО высотой 700 км Союз-2-1б с БВ Волга?
http://izvestia.ru/news/640024
Цитировать24 октября 2016, 00:01 | Наука (http://izvestia.ru/rubric/24) | Иван Чеберко (http://izvestia.ru/search?search=%D0%98%D0%B2%D0%B0%D0%BD+%D0%A7%D0%B5%D0%B1%D0%B5%D1%80%D0%BA%D0%BE) | написать авторам (http://izvestia.ru/news/640024#)
Ракету «Союз» укоротят на одну ступень
Ее заменит разгонный блок «Фрегат» с новой системой управления ракетой
(http://c.izvestiacontent.ru/media/3/news/2016/10/640024/881374f3ad3dafa52ad6af66d5f5f29c.jpg)
Фото: ТАСС/Михаил Джапаридзе
Предприятия «Роскосмоса» обсуждают создание новой модификации ракеты «Союз-2», в которой место третьей ступени займет разгонный блок (РБ) «Фрегат». Новая комплектация ракеты позволит расширить линейку «Союзов», одновременно улучшив точность выведения спутников.
О планах создания новой модификации ракеты «Союз» «Известиям» рассказал источник, знакомый с ходом переговоров руководства НПО имени Лавочкина (производитель «Фрегатов») и ракетно-космического центра «Прогресс» (РКЦ — производитель ракет «Союз»).
— Идея замены третьей ступени «Союза» разгонным блоком обсуждается сейчас руководителями предприятий и на уровне руководства «Роскосмоса», идут консультации со специалистами Научно-производственного центра автоматики и приборостроения имени Пилюгина на предмет модификации системы управления ракетой, которая сейчас расположена как раз в третьей ступени, — пояснил собеседник «Известий». — Носитель в новой комплектации сможет выводить значительное количество спутников малого размера на низкие орбиты. Кроме того, изъятие третьей ступени сделает ракету дешевле и более конкурентоспособной на глобальном рынке пусковых услуг.
В НПО имени Лавочкина и РКЦ от комментариев воздержались.
В «Роскосмосе» подтвердили ведение переговоров между предприятиями, отметив, что на уровне госкорпорации окончательное решение по проекту не принято.
— Конструкторские бюро предприятий «Роскосмоса» проектируют перспективную ракетно-космическую продукцию, это основное направление их деятельности, — заявили в пресс-службе госкорпорации. — Некоторые из этих разработок после экспертизы и утверждения на научно-техническом совете «Роскосмоса» будут реализованы. Надо дождаться более высокой стадии готовности проектов и тогда уже говорить о них более конкретно.
Летом «Роскосмос» объявил о начале работ по модификации ракеты «Протон»: примечательно, что и там избран похожий сценарий — отказ от одной из ступеней. Цель создания новой модели «Протона» та же, что и в случае с «Союзом», — адаптация носителя под меняющиеся потребности рынка. Сейчас на орбиту выводится всё больше легких аппаратов, которые заполняют низкую околоземную орбиту. Например, в июле прошлого года Arianespace и OneWeb сообщили о подписании контракта c «Роскосмосом» на запуск космических аппаратов системы мобильной спутниковой связи OneWeb с использованием 21 ракеты «Союз» с 2017 по 2019 год. Контракт предусматривает запуск 672 спутников, каждый из которых весит всего 150 кг.
— Ход мысли конструкторов понятен: трехступенчатые ракеты — это по большому счету пройденный исторический этап — современные ракеты делаются с двумя ступенями, — заявил член-корреспондент российской Академии космонавтики Андрей Ионин. — Отказ от третьей ступени «Союза» приведет к некоему снижению энергетики ракеты, но позволит существенно выиграть в цене — на 20–25%.
Главный редактор журнала «Новости космонавтики» Игорь Маринин считает идею замены третьей ступени «Союза» правильной.
— Если заменить верхнюю ступень «Фрегатом», получится, по сути, новая ракета с уникальными характеристиками — по грузоподъемности она займет место между носителем легкого класса «Союз 2.1в» и «Союзом 2.1а», расширив возможности семейства ракет «Союз». Плюс в составе ракеты появится блок «Фрегат» с очень точной и гибкой системой выведения, — подчеркнул Маринин.
Как ранее заявлял в интервью «Известиям» (http://izvestia.ru/news/639354) глава НПО имени Лавочкина Сергей Лемешевский, сейчас конструкторы предприятия модернизируют РБ «Фрегат», снижая его вес и стоимость.
А сколько ПН на НОО выходит?
ЦитироватьLanista пишет:
А сколько ПН на НОО выходит?
Подозреваю что он на среневысотные орбиты. 500-700 так км.
По моим прикидкам 3500 кг на ССО высотой 820 км.
На НЗО около 6 тонн.
Там ещё один интересный вариант просматривается - ДМ-SLБ вместо блока И.
Где-то 4000 кг на ССО высотой 820 км. Это примерно соответствует ПН Союза-2-1А с Фрегатом.
Вопрос в стоимости.
http://tass.ru/kosmos/3742362
ЦитироватьРКЦ "Прогресс" разработал "дешевую" и легкую версию ракеты "Союз-2"
28 октября, 15:02 UTC+3
Ракета способна выводить на орбиту от двух до 3,85 тонн грузов
МОСКВА, 28 октября. /ТАСС/. Ракетно-космический центр "Прогресс" разработал проект новой двухступенчатой модификации ракеты-носителя "Союз-2", сообщила в пятницу пресс-служба предприятия.
"РКЦ "Прогресс" представил на совете (главных конструкторов - прим. ТАСС) новую инициативную разработку - ракету-носитель легкого класса "Союз-2ЛК". Данное средство выведения представляет собой две первые ступени ракеты- носителя типа "Союз-2" с установленным на них в качестве верхней ступени разгонным блоком "Фрегат", - говорится в сообщении.
Как уточнили в пресс-службе, эта ракета способна выводить на орбиту от двух до 3,85 тонн грузов.
"Данное средство выведения должно быть привлекательным для заказчиков не только с точки зрения грузоподъемности, но и по финансово-экономическим показателям", - отмечается в сообщении.
http://volga.news/article/423334.html
Цитировать РКЦ "Прогресс" представил новую инициативную разработку – ракету-носитель легкого класса "Союз-2ЛК"
28.10.2016 16:07
САМАРА. 28 ОКТЯБРЯ. ВОЛГА НЬЮС.
Авторы: Сергей Алешин (http://volga.news/author/9047fe78-2a42-4505-bbe6-014edb388065/sergej-aleshin)
АО "РКЦ "Прогресс" представил на новую инициативную разработку — ракету-носитель легкого класса "Союз-2ЛК", сообщил сайт предприятия.
Данное средство выведения представляет собой две первые ступени ("пакет") РН типа "Союз-2 (http://volga.news/article/422885.html)" с установленным на них в качестве верхней ступени разгонным блоком "Фрегат".
Рассматривается возможность запуска данного типа РН с космодромов "Плесецк" и/или "Восточный".
Грузоподъемность новой РН на ССО от 2,0 до 3,85 т (в зависимости от космодрома и орбиты).
Как отмечается в сообщении, данное средство выведения должно быть привлекательным для заказчиков не только с точки зрения грузоподъемности, но и по финансово-экономическим показателям.
По проекту уже выпущена инженерная записка, идет подготовка к выпуску эскизного проекта, согласовываются источники финансирования.
Разработка была представлена 27 октября в "РКЦ "Прогресс" на заседании Совета главных конструкторов по теме "Союз-Восток", в ходе которого было рассмотрено обеспечение второго запуска РН "Союз-2.1а" с РБ "Фрегат" и КА "Канопус-В" в IV квартале 2017 г., а также текущее состояние дел по космическому ракетному комплексу "Союз-2" на космодроме "Восточный".
На собрании было отмечено, что ход изготовления ракет-носителей "Союз-2", разгонных блоков "Фрегат", а также состояние технического и стартового комплексов, комплекса средств измерения и средств обработки телеметрической информации позволяет выполнить все пуски в запланированные сроки.
Дополнительно участники совета обсудили порядок перевода (http://volga.news/article/421974.html) комплекса ракеты-носителя "Союз-2" на горючее "нафтил" и ход работ по этому направлению.
ЦитироватьSalo пишет:
Рассматривается возможность запуска данного типа РН с космодромов "Плесецк" и/или "Восточный".
Грузоподъемность новой РН на ССО от 2,0 до 3,85 т (в зависимости от космодрома и орбиты).
Никто не развернет мысль? С какого больше получится?
Думаю с Восточного, из-за большей свободы с полями падения.
Насчет свободы делать выводы пока преждевременно. Еще свежи в памяти экологические пикеты перед первым пуском с Восточного
.
А по технике. Что тут можно сказать? От хорошей жизни такое не делается.
Это соломинка для РКЦ "Прогресс", чтоб не вылететь из легкого класса по завершению запасов НК-33.
Практически по всем проектам ракет с НК-33 горит красный свет.
Союз-2-1в на Плесецке может войти в историю как последняя ракета на НК-33.
Переход на РД-193, по мнению Роскосмоса, нецелесообразен.
Похоже, "лунный движок" проклят.
Нужно не отчаиваться, а продолжать даунгрейд. Следующий шаг снятие двух боковушек.
И никакого РД-193 в сухом остатке.
По моим прикидкам 1,7 т на ССО 820 км.
Цитироватьvitquir пишет:
Насчет свободы делать выводы пока преждевременно. Еще свежи в памяти экологические пикеты перед первым пуском с Восточного
.
А по технике. Что тут можно сказать? От хорошей жизни такое не делается.
Это соломинка для РКЦ "Прогресс", чтоб не вылететь из легкого класса по завершению запасов НК-33.
Практически по всем проектам ракет с НК-33 горит красный свет.
Союз-2-1в на Плесецке может войти в историю как последняя ракета на НК-33.
Переход на РД-193, по мнению Роскосмоса, нецелесообразен.
Похоже, "лунный движок" проклят.
А почему Роскосмос против РД-193?
И что там с возобновлением производства НК-33 на Кузнецове?
Видимо по мнению Роскосмоса Союз-2-1в без Союза-2-3 не нужен, как и две ракеты в одном классе.
Поэтому для Самары выходом остаётся дальнейший даунгрейд Союза-2.
Вариант "Спутник/Полёт" (пакет с водружённым на него БВ "Волга" ) представляется слишком неэффективным.
Вариант с двумя боковушками смотрится разумнее и проблему двигателя первой ступени решает, но там вопросы по полям падения.
ЦитироватьАО "РКЦ "Прогресс" представил на новую инициативную разработку — ракету-носитель легкого класса "Союз-2ЛК", сообщил сайт предприятия.
Цитироватьhttp://www.samspace.ru/news/press_relizy/8680/
В РКЦ «Прогресс» прошел Совет Главных конструкторов по теме «Союз-Восток»
28 октября 2016
27 октября 2016 года в АО «РКЦ «Прогресс» прошло заседание Совета Главных конструкторов по теме «Союз-Восток», в ходе которого было рассмотрено обеспечение второго запуска РН «Союз-2.1а» с РБ «Фрегат» и КА «Канопус-В» в IV квартале 2017 года, а также текущее состояние дел по космическому ракетному комплексу «Союз-2» на космодроме «Восточный».
В работе Совета Главных конструкторов под руководством генерального директора РКЦ «Прогресс» А.Н. Кирилина приняли участие: директор Департамента средств выведения госкорпорации «Роскосмос» Р.Р. Муслимов, представитель Департамента Министерства обороны РФ по обеспечению гособоронзаказа А.Н. Куркин, представители НИЦ ЦНИИ Войск ВКО Министерства обороны РФ, ФГУП ЦНИИмаш, ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» и предприятий кооперации: ФГУП «НПО им. С.А. Лавочкина», филиалов ФГУП «ЦЭНКИ» КБ Мотор и НИИ СК, АО «Российские космические системы», АО «КБХА», АО «Корпорация «ВНИИЭМ» и других предприятий.
В основном докладе от АО «РКЦ «Прогресс» представлено текущее состояние дел по комплексу, состояние с ОКР, связанных с космодромом, отражены вопросы, требующие немедленного решения. В докладе от ФГУП «НПО им. С.А. Лавочкина» подробно приведен ход работ по созданию комплекса разгонного блока «Фрегат» на космодроме «Восточный». Представитель АО «Корпорация ВНИИЭМ» доложил о степени готовности космических аппаратов «Канопус-В» и «Метеор-М». Совет Главных конструкторов заслушал доклады головных разработчиков составных частей КРК «Союз-2» на космодроме «Восточный» о готовности к обеспечению последующих пусковых кампаний.
Совет Главных обсудил дальнейшую программу запусков с космодрома «Восточный» на 2017 год и перспективу на 2018-2020 годы. Отмечено, что ход изготовления ракет-носителей «Союз-2», разгонных блоков «Фрегат», а также состояние технического и стартового комплексов, комплекса средств измерения и средств обработки телеметрической информации позволяет выполнить все пуски в запланированные сроки.
Дополнительно участники Совета Главных конструкторов обсудили порядок перевода комплекса ракеты-носителя «Союз-2» на горючее «нафтил» и ход работ по этому направлению.
АО «РКЦ «Прогресс» представил на Совете новую инициативную разработку – ракету-носитель легкого класса «Союз-2ЛК». Данное средство выведения представляет собой две первые ступени («пакет») РН типа «Союз-2» с установленным на них в качестве верхней ступени разгонным блоком «Фрегат». Рассматривается возможность запуска данного типа РН с космодромов «Плесецк» и/или «Восточный». Грузоподъемность новой РН на ССО от 2,0 до 3,85 тонн (в зависимости от космодрома и орбиты). Данное средство выведения должно быть привлекательным для заказчиков не только с точки зрения грузоподъемности, но и по финансово-экономическим показателям.
На сегодняшний день по проекту выпущена инженерная записка, идет подготовка к выпуску эскизного проекта, согласовываются источники финансирования.
Цитироватьvitquir пишет:
Это соломинка для РКЦ "Прогресс", чтоб не вылететь из легкого класса по завершению запасов НК-33.
Так вроде бы восстанавливают производство? Разве нет?
Цитироватьavmich пишет:
Так вроде бы восстанавливают производство? Разве нет?
Что-то давно уже об этом ничего не слышал... Пропустил что ли?
Цитироватьavmich пишет:
Так вроде бы восстанавливают производство? Разве нет?
Нет. Не по силам уже и это.
ЦитироватьSalo пишет:
На НЗО около 6 тонн.
Это с Фрегатом-СБ так?
ЦитироватьПавел73 пишет:
ЦитироватьSalo пишет:
На НЗО около 6 тонн.
Это с Фрегатом-СБ так?
C Фрегатом-М
ЦитироватьСтарый пишет:
Цитироватьavmich пишет:
Так вроде бы восстанавливают производство? Разве нет?
Нет. Не по силам уже и это.
То есть, разработать и запустить в серию абсолютно новый РД-191 - по силам, а более простой НК-33 восстановить "не по силам"?
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
То есть, разработать и запустить в серию абсолютно новый РД-191 - по силам, а более простой НК-33 восстановить "не по силам"?
Абсолютно не по силам.
Я уже говорил в другой теме - не по силам не физическим а моральным. Тупость, нищета и жадность лишают сил.
Кстати, как там с серией РД-191? ;)
ЦитироватьСтарый пишет:
Кстати, как там с серией РД-191? ;)
Все в порядке. https://www.youtube.com/watch?v=0h2HbczuBbw
Если пропустить мимо ушей заклинания о "самом надежном ЖРД в мире", можно увидеть любопытные технологии.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Кстати, как там с серией РД-191? ;)
Все в порядке. https://www.youtube.com/watch?v=0h2HbczuBbw
Если пропустить мимо ушей заклинания о "самом надежном ЖРД в мире", можно увидеть любопытные технологии.
Кино хорошее. "На Антарес американские конструкторы пытались поставить двигатели своей разработки AJ-26 но попытка закончилась взрывом".
К сожалению в кино я не увидел РД-191. По моим представлением он производится в опытном производстве Энергомаша а Воронеж там не при делах.
Серийное производство планировалось организовать в Перьми но чтото давно об этом не слышно.
Так что там с серией? Сколько РД-191 серийно произведено в этом году?
ЦитироватьСтарый пишет:
Серийное производство планировалось организовать в Перьми но чтото давно об этом не слышно.
Не только планировали - Протон ПМ под это целое новое производство построил и людей обучил (потому как набрать готовых, уже обученных неоткуда) - вот только Энергомаш по моему передумал отдавать туда РД-191, мелькали такие сообщения...
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Кстати, как там с серией РД-191? ;)
Все в порядке. https://www.youtube.com/watch?v=0h2HbczuBbw
Если пропустить мимо ушей заклинания о "самом надежном ЖРД в мире", можно увидеть любопытные технологии.
Кино хорошее. "На Антарес американские конструкторы пытались поставить двигатели своей разработки AJ-26 но попытка закончилась взрывом".
К сожалению в кино я не увидел РД-191. По моим представлением он производится в опытном производстве Энергомаша а Воронеж там не при делах.
Серийное производство планировалось организовать в Перьми но чтото давно об этом не слышно.
Так что там с серией? Сколько РД-191 серийно произведено в этом году?
У тебя замшелые представления. Камеры РД-191 серийно выпускаются на двух заводах: "Металлист-Самара" и ВМЗ (в фильме как раз показана раскатка сопла РД-191 из цельного "куска"). Пермь делает агрегаты, а окончательная сборка РД-191 - пока в Энергомаше.
Сколько РД-191 произведено в 2016 г. надо смотреть в отчете ОАО Энергомаш, который появится к середине 2017 г.
ЦитироватьAlex_II пишет:
Не только планировали - Протон ПМ под это целое новое производство построил и людей обучил (потому как набрать готовых, уже обученных неоткуда) - вот только Энергомаш по моему передумал отдавать туда РД-191, мелькали такие сообщения...
Кранты той стране в которой один завод построил и обучил а другой передумал. А власти смотрят на это как на футбол - кто кому проиграет.
Только чтото мне подсказывает что Протон-ПМ ничего не построил и никого ничему не обучил.
ЦитироватьAlex_II пишет:
ЦитироватьСтарый пишет:
Серийное производство планировалось организовать в Перьми но чтото давно об этом не слышно.
Не только планировали - Протон ПМ под это целое новое производство построил и людей обучил (потому как набрать готовых, уже обученных неоткуда) - вот только Энергомаш по моему передумал отдавать туда РД-191, мелькали такие сообщения...
https://rg.ru/2016/04/12/reg-pfo/proton-dvigatelj-angara.html
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
У тебя замшелые представления. Камеры РД-191 серийно выпускаются на двух заводах: "Металлист-Самара" и ВМЗ (в фильме как раз показана раскатка сопла РД-191 из цельного "куска" ;) .
Металлист-Самара делает КС для РД-180, РД-171М и РД-120. В 2015 году согласно годовому отчёту производство упало на 21%.
По ВМЗ:
http://www.vmzvrn.ru/press-tsentr/gazeta-impuls/%D0%AF%D0%BD%D0%B2%D0%B0%D1%80%D1%8C_2016.pdf
ЦитироватьСпецтехника
Основная доля товарного выпуска придется на производство «Спецтехника» - 3,7 млрд. рублей. В целом по данному направлению планируется изготовить следующую серийную продукцию:
- двигатели 8Д411/412К, 8Д49 – 17 штук;
- двигатели 11Д55 – 8 штук;
- двигатели 11Д58М – 2 штуки;
- камеры сгорания для двигателя РД-191 – 10 штук.
К новинкам производства «Спецтехника» относится выпуск титановых шар-баллонов следующих объемов: 130-, 36-, 25-литровых, а также ресиверов. Кроме того, в 2016 году планируется подготовка и проведение опытно-конструкторских работ по освоению двигателя 11Д58МФ и камеры сгорания под РД-181 для НПО «Энергомаш».
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
https://rg.ru/2016/04/12/reg-pfo/proton-dvigatelj-angara.html
То-то там внизу написано "на правах рекламы"... Вот заводскую многотиражку посмотреть бы... Но я ссылку не найду что-то (хотя точно помню, что была, мне её кто-то из знакомых с "Протон-ПМ" давал...) Разговор был о том, что Энергомаш сборку готовых двигателей желает оставить за собой, а не передавать на новый серийный завод, в Пермь (в связи с тем, что объем производства падает)...
ЦитироватьAlex_II пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
https://rg.ru/2016/04/12/reg-pfo/proton-dvigatelj-angara.html
То-то там внизу написано "на правах рекламы"... Вот заводскую многотиражку посмотреть бы... Но я ссылку не найду что-то (хотя точно помню, что была, мне её кто-то из знакомых с "Протон-ПМ" давал...) Разговор был о том, что Энергомаш сборку готовых двигателей желает оставить за собой, а не передавать на новый серийный завод, в Пермь (в связи с тем, что объем производства падает)...
Решение оставить сборку РД-191 на Энергомаше было временным, в связи с небольшими объемами производства, с которыми Энергомаш вполне справлялся. В тексте, кстати, четко было указано на приостановку с 2012 г. подготовки к серийному пр-ву комплектных ЖРД на "Протон-ПМ". Если бы РД-191 целиком отдали тогда в "Протон-ПМ" - Энергомашу пришел бы кирдык. Сейчас конфликт интересов исчерпан - Энергомаш стал управляющей компанией "Протона-ПМ".
ЦитироватьСтарый пишет:
Только чтото мне подсказывает что Протон-ПМ ничего не построил и никого ничему не обучил.
А вот тут - ты не прав...
ЦитироватьСтарый пишет:
К сожалению в кино я не увидел РД-191. По моим представлением он производится в опытном производстве Энергомаша а Воронеж там не при делах.
Десять КС для РД-191 и четыре для РД-181 на этот год заказаны именно ВМЗ.
http://www.npoenergomash.ru/netcat_files/File/byh_otchet/buh_otchet_2015.pdf
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/66428)
Годовой отчёт ПАО Протон-ПМ за 2015 год:
http://www.disclosure.ru/issuer/GetFileMD5?md5=702b2c240e9236a7344fe1fd70ae044c
ЦитироватьРеконструкция и тех.перевооружение производства, обеспечение технологической устойчивости и безопасности производства
- Основные составляющие данного направления деятельности определяются тематикой инвестиционных проектов по ФЦП. Общая цель реализации проектов – подготовка производственных площадей, реконструкция, техническое перевооружение производства, в результате которых будет обеспечена возможность серийного производства (сборка и испытания) РД-191 в ПАО «Протон-ПМ» с 2022 года в соответствии с решением МО и ФКА РФ № ИК260-р от 30.07.2015, а также обеспечено производство по ГОЗ.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
А почему Роскосмос против РД-193?
Видите ли, не видят принципиальных отличий от Ангары А1.2.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
И что там с возобновлением производства НК-33 на Кузнецове?
Похоронено под обломками "Антареса".
О чем можно говорить, если уже ведутся переговоры о реэкспорте НК-33 обратно в Россию?
Цитироватьvitquir пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
А почему Роскосмос против РД-193?
Видите ли, не видят принципиальных отличий от Ангары А1.2.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
И что там с возобновлением производства НК-33 на Кузнецове?
Похоронено под обломками "Антареса".
О чем можно говорить, если уже ведутся переговоры о реэкспорте НК-33 обратно в Россию?
А что говорит по этому поводу МО РФ?
ЦитироватьВ апреле 2013 года Владимир Солнцев сообщил, что производство НК-33 возобновляться не будет. По исчерпанию запаса старых двигателей (их имеется около 20 штук) на "Союз-2.1в" будет устанавливаться новый двигательРД-193, разрабатываемый на основе РД-191.
свежее чтот не нашел...
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
А что говорит по этому поводу МО РФ?
А МО впрягалось в возобновление производства НК-33?
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
А что говорит по этому поводу МО РФ?
А МО впрягалось в возобновление производства НК-33?
МО поддерживало Союз-1
Цитироватьvitquir пишет:
Похоже, "лунный движок" проклят.
Зато он все таки полетел. И то хорошо.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьSalo пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
А что говорит по этому поводу МО РФ?
А МО впрягалось в возобновление производства НК-33?
МО поддерживало Союз-1
Был разговорор про на остатках запустим, а там уже по их тогдашнему мнению должна была быть ангара
Цитироватьvitquir пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
И что там с возобновлением производства НК-33 на Кузнецове?
Похоронено под обломками "Антареса".
О чем можно говорить, если уже ведутся переговоры о реэкспорте НК-33 обратно в Россию?
Этого количества Союзу-2-1В хватит до морковкина заговенья.
Мне бы ваш оптимизм
vitquir пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
И что там с возобновлением производства НК-33 на Кузнецове?
Похоронено под обломками "Антареса".
О чем можно говорить, если уже ведутся переговоры о реэкспорте НК-33 обратно в Россию?
Кто вам наврал ? Примерно 40% заготовок, которые называли НК-33 за 1 мил $ в США по сообщениям американцев были непригодны для использования. На них были трещины, ржавчина. Хранили их как попало в СССР-России. Но американцы стали трещины заваривать. Из негодных заготовок собирать пригодные двигатели.Но их сгубила жадность. Они на 10% повысили максимальное давление в камере сгорания от расчетного. Поэтому никакого реэкспорта металлолома под названием НК-33 в Россию не будет. А я жду когда они взорвут РД-190 или РД-180, повысив на 10% максимальное давление в камере сгорания.Они же уничтожили все ракеты Фон Брауна.
По контракту миллион долларов выплачивается после использования двигателя по назначению.
А трещины заваривать будут в Самаре.
Цитироватьvitquir пишет:
Мне бы ваш оптимизм
- а что, МО уже заказывает «Союз-2-1в» пачками? :o
ЦитироватьSeerndv пишет:
Цитироватьvitquir пишет:
Мне бы ваш оптимизм
- а что, МО уже заказывает «Союз-2-1в» пачками? :o
ЦитироватьSalo пишет:
Этого количества Союзу-2-1В хватит до морковкина заговенья.
Наверное, вы правы.
НК-33 хватит "до морковкина заговенья", и все поголовно целые, новёхонькие, никакой ржавчины, и хоть сейчас готовы к применению. И опасаться за судьбу 1в, конечно, не следует, ведь МО заказывает их пока не пачками.
Вот только в Роскосмосе решили, что на Восточном ее не будет. Как полагаете, с чего бы вдруг, если всё так радужно?
Цитироватьvitquir пишет:
Вот только в Роскосмосе решили, что на Восточном ее не будет.
Видать, авария "Антареса" закрыла "С-2.1в" для Восточного, хотя изначально он там предполагался. Никто не хочет рисковать единственным СК на Восточном. Может так.
В ФКП ни одного пуска Союза-2-1В не было.
Цитироватьvitquir пишет:
Как полагаете, с чего бы вдруг, если всё так радужно?
- не-е, нам интересней :
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/121217.jpg)
- предлагаете РД-181 и сделать "недо-Ангару"? :oops:
-
:)
ЦитироватьАлександр Шлядинский пишет:
ЦитироватьБорис Лучников пишет:
Для космодрома «Восточный» создадут новую ракету «Союз-2ЛК»
Источник: http://mapgroup.com.ua/news/1607-dlya-kosmodroma-vostochnyj-sozdadut-novuyu-raketu-soyuz-2lk (http://mapgroup.com.ua/news/1607-dlya-kosmodroma-vostochnyj-sozdadut-novuyu-raketu-soyuz-2lk)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/121079.jpg)
http://mapgroup.com.ua/news/1607-dlya-kosmodroma-vostochnyj-sozdadut-novuyu-raketu-soyuz-2lk
Хо, интересно. Неужто это рисунки из их презентации. Узнаю свой рисунок
Союза. Получается, что там уже даже сами не могут свою ракету нарисовать??? :-) )))
Сайт украинский, и скорее всего они Вашу картинку утянули.
В уточнение статьи "Новый старый легкий союз", НК 12, 2016
В эскизном проекте на УРБ Фрегат РБФ - 0000 - ОПЗ от 1993 подписанный В.М.Ковтуненко уже был раздел "Использование РБ Фрегат в составе РН "ВОСТОК-А". В ЭП от 1996 г. этот раздел также имелся. Привожу цитату оттуда:
ЦитироватьРоссийское космическое агентство и Главное управление вооружения космических средств МО сформировали исходные данные на разработку новой РН легкого класса типа РН 11К55 (исх. РКА от 23.09.92 N КА-35/26). НПО им. С.А.Лавочкина предложено в качестве подобной РН использовать РН с условным названием "Восток-А". РН "Восток-А" - трехступенчатая, в качестве первых двух ступеней используются первая и вторая ступени РН "Русь", в качестве третьей ступени - РБ "Фрегат". Перечень потенциальных полезных нагрузок РН "Восток-А" приведен в табл. (л.). Такой вариант создания РН легкого класса позволит резко сократить стоимость и сроки создания РН, что весьма актуально с точки зрения финансирования космической отрасли России.
В эскизном проекте приведены предварительные характеристики РН "Восток-А", сделанные в основном НПО им. С.А.Лавочкина. По данной РН необходимо выпустить дополнение к эскизному проекту совместно с ЦСКБ и сложившейся кооперацией.
Но дополнение к ЭП так и не было выпущено из-за не совсем простых взаимоотношений руководства НПО Лавочкина и ЦСКБ. Так что В. Н. Чижухин скорее всего опирался на данный ЭП по УРБ Фрегат.
Спасибо, Разъём! :)
ЦитироватьАниКей пишет:
areasam.ru (http://areasam.ru/news/obshchestvo/Aleksandr_Kirilin_My_predlozhili_rukovodstvu_Goskorporatsii_Roskosmos_novuyu_initsiativnuyu_razrabot.php)ЦитироватьО тенденциях и перспективах отечественного и мирового ракетостроения Т.С рассказал генеральный директор АО «РКЦ «Прогресс» - Александр Кирилин:
...
Какие перспективы развития отечественного ракетостроения Вы хотели бы отметить? Что последует за «Союзом-2»? Можно ли говорить о каких-то новых российских носителях?
Мы продолжаем работу по переводу комплекса ракеты-носителя «Союз-2» на горючее «нафтил». Ведется разработка рабочей конструкторской документации и подготовка к наземной экспериментальной отработке двигателей носителя с новым горючим. Также мы предложили руководству Госкорпорации «Роскосмос» новую инициативную разработку — ракету-носитель «Союз-2ЛК». Данное средство выведения представляет собой две первый ступени - «пакет» - носителя типа Союз-2» с установленным на них в качестве верхней ступени разгонным блоком «Фрегат». Рассматривается возможность запуска данного типа носителя с космодромов «Плесецк» или «Восточный». Или и тот, и другой. Грузоподъемность новой ракеты от двух до 3,85 тонн. Это зависит от космодрома и орбиты. Данное средство выведения должно быть привлекательным для заказчиков не только с точки зрения грузоподъемности, но и по финансово-экономическим показателям.
Опубликовано: 19 Апреля 2017 // 08:28
Автор: Виталий Золотницкий (http://areasam.ru/poisk/?q=%D0%92%D0%B8%D1%82%D0%B0%D0%BB%D0%B8%D0%B9%20%D0%97%D0%BE%D0%BB%D0%BE%D1%82%D0%BD%D0%B8%D1%86%D0%BA%D0%B8%D0%B9)
Цитироватьpnetmon пишет:
Цитироватьhttp://tass.ru/kosmos/4351871
ЛЕ-БУРЖЕ /Франция/, 20 июня. /ТАСС/. Первый коммерческий пуск ракеты-носителя "Союз" будет осуществлен новым оператором пусковых услуг "Главкосмос пусковые услуги" в 2019 году, сообщил генеральный директор компании Александр Серкин на международном авиасалоне "Ле-Бурже-2017".
"Первый пуск, первая миссия, над которой мы сейчас начнем работу, запланирована на 2019 год", - сказал он.
По словам гендиректора компании "Главкосмос" Дениса Лыскова, соглашение о проведении пуска уже подготовлено и будет анонсировано в ближайшее время. "Идет подготовительная работа, но до авиасалона МАКС мы рассчитываем анонсировать подписание контракта", - рассказал он .
Контракт может быть подписан на российском авиасалоне. "Но это будет зависеть от заказчика", - добавил Лысков.
"Союз-2ЛК"
"Главкосмос пусковые услуги" заинтересован в создании и выходе на рынок новой ракеты-носителя легкого класса "Союз-2ЛК", сообщил Серкин.
"Мы в этих работах участвуем. Один из вопросов, которые мы ставим для себя на ближайшую перспективу - это развитие и оптимизация пусковых услуг на базе ракет "Союз". И "Союз-2ЛК" - это одно из направлений, которое мы с коллегами рассматриваем, очень интересная идея", - сказал он.
"Весь потенциал "Союза" не раскрыт до сих пор, мы сейчас занимаемся тем, что расширяем перечень того применения, который можно использовать", - добавил глава компании "Главкосмос" Денис Лысков.
"Союз-2ЛК" - новая инициативная разработка РКЦ "Прогресс". Она представляет собой две первые ступени ракеты "Союз-2" с установленным на них в качестве третьей ступени разгонным блоком "Фрегат".
Грузоподъемность новой ракеты-носителя на солнечно-синхронную орбиту составит от 2 до 3,85 тонны в зависимости от космодрома, с которого будет запускаться ракета.
В мае в Роскосмосе сообщили, что компании "Главкосмос" и "Космотрас" создали объединенного оператора по запуску космических аппаратов с использованием ракет-носителей "Союз-2" и "Днепр" с российских космодромов. Оператор получил название "Главкосмос пусковые услуги" (GK Launch Services). "Главкосмосу" принадлежит 75% акций созданной компании, "Космотрасу" - 25%.
https://www.laspace.ru/press/news/events/20170921_Fregat_glonass/
ЦитироватьРБ «Фрегат» обеспечил выведение КА «Глонасс-М»
Сегодня в 03:02:32 по московскому времени со стартового комплекса космодрома Плесецк осуществлен пуск ракеты-носителя (РН) «Союз-2.1б» с межорбитальным космическим буксиром «Фрегат», производства АО «НПО Лавочкина» и навигационным космическим аппаратом «Глонасс-М» №52 производства АО «ИСС».
«Фрегат» обеспечил высокоэффективное выполнение всех задач по выведению КА «Глонасс-М» на целевую орбиту. Вся работа РБ «Фрегат» осуществлялась в автоматическом режиме без вмешательства с Земли. Навигационный спутник успешно занял свою позицию на орбите и по завершению проверок служебных систем будет введен в орбитальную группировку системы ГЛОНАСС.
Для РБ «Фрегат» этот запуск стал 63-м с 2000 года и 60-м с использованием РН «Союз». До конца года запланировано еще 3 пуска, два из которых будут осуществлены впервые с космодрома Восточный.
Цитироватьzandr пишет:
https://iz.ru/648333/dmitrii-strugovetc/novyi-soiuz-sbrosit-baki
ЦитироватьНовый «Союз» сбросит баки
Ракетно-космический центр «Прогресс» предлагает создать новую модификацию самой массовой ракеты в истории
Самарский «Прогресс» сформировал облик новой ракеты легкого класса — «Союз-1ЛК». Предложение создать новый носитель уже направлено потенциальным заказчикам, среди которых Минобороны РФ. Ракета предлагается на замену применяемой военными ракете «Союз-2.1в» и должна составить конкуренцию «Ангаре-1.2». Необходимость создания нового носителя связана с ограниченностью запасов двигателей НК-33, используемых на «Союзе-2.1в» и желанием заранее подготовить ей замену.
В прошлом году РКЦ «Прогресс» презентовал инициативную разработку — ракету-носитель легкого класса «Союз-2ЛК». Это двухступенчатая ракета с установленным на ней в качестве верхней ступени разгонным блоком «Фрегат». В зависимости от космодрома запуска такая ракета способна вывести на солнечно-синхронную орбиту груз массой от 2 до 3,85 т. Новая модификация — «Союз-1ЛК» чуть легче. Она расширяет границы выводимых на орбиту ракетами семейства «Союз» полезных грузов. При наличии нескольких модификаций одного семейства ракет с разной грузоподъемностью под конкретную массу выводимого груза можно будет выбирать соответствующий носитель.
— РКЦ «Прогресс» направлены предложения в Министерство обороны РФ о создании ракеты-носителя «Союз-2ЛК» и «Союз-1ЛК» для последующей замены ракеты-носителя «Союз-2.1в», — рассказал «Известиям» генеральный директор предприятия Александр Кирилин.
В пресс-службе Минобороны «Известиям» подтвердили факт получения предложения и сообщили, что оно изучается.
Как пояснили в РКЦ «Прогресс», если традиционно на ракетах семейства «Союз» стоит четыре боковых блока первой ступени, то на «Союз-1ЛК» предлагается оставить только две «боковушки». Остальная конструкция ракеты остается такой же, как у «Союз-2ЛК», — две ступени и разгонный блок «Фрегат».
Член-корреспондент Российской академии космонавтики им. К.Э. Циолковского Андрей Ионин считает, что эта ракета может оказаться востребована на рынке пусковых услуг и закроет нишу, освобождаемую после завершения пусков легких ракет-носителей «Рокот».
— Носитель в таком классе России нужен, он закроет дыры в имеющейся линейке наших ракет. Стартовая инфраструктура будет использоваться та же самая, что у обычного «Союза». Никаких дополнительных затрат не потребуется, кроме небольшого объема исследований по управляемости ракеты, этапам разделения ступеней, стабилизации в полете. Экономия на сокращении двух боковых блоков будет, хоть и небольшая, — рассказал Андрей Ионин.
Аналогичное решение в 2016 году презентовал ГКНПЦ имени Хруничева — производитель ракет «Рокот», «Протон-М» и семейства ракет «Ангара». Он сообщил о намерении расширить линейку ракет «Протон» созданием двух легких вариантов — «Протона-Light» и «Протона-Medium». От базового «Протона-М» они должны были отличаться отсутствием второй ступени, а легкий вариант еще и четырьмя боковыми блоками первой ступени вместо шести. В последующем ГКНПЦ имени Хруничева приостановил работы по «Протону-Light», однако продолжил разработку средней модификации и заключил один контракт на ее запуск.
Поиск вариантов замены «Союзу-2.1в» связан с тем, что на хранении находится всего 17 двигателей НК-33 для этих носителей (их давно не выпускают). Первый старт «Союза-2.1в» был успешно проведен в декабре 2013 года, второй — в декабре 2015 года, третий — в июне 2017 года. Еще два пуска планируются на 2018 год. Темпы пусков ракеты по одному-два в год говорят о том, что двигателей НК-33 хватит до середины 2020-х годов.
В настоящее время РКЦ «Прогресс» производит целый ряд ракет семейства «Союз»: «Союз-ФГ» для пилотируемых запусков, «Союз-2.1а», «Союз-2.1б» и адаптированную к тропическим условиям космодрома Куру (Южная Америка) ракету «Союз-СТ», легкую ракету «Союз-2.1в».
https://www.roscosmos.ru/24170/
ЦитироватьРОСКОСМОС. КОМПЛЕКСНЫЕ ИСПЫТАНИЯ НА ВОСТОЧНОМ
4 октября 2017 года на космодроме ВОСТОЧНЫЙ стартовали комплексные испытания стартового комплекса. Ракета-носитель (РН) «Союз-2.1а» совместно с разгонным блоком (РБ) «Фрегат» вывезена с технического на стартовый комплекс и установлена в стартовую систему. Проведен наезд мобильной башни обслуживания на стартовую систему и генеральные испытания систем ракеты-носителя и разгонного блока «Фрегат».
5 октября 2017 года продолжатся комплексные испытания систем РН и РБ. В частности, будет проведен контроль набора стартовой готовности разгонного блока «Фрегат», контрольное включение, прием и анализ телеметрической информации разгонного блока, просмотр результатов регистрации телеметрической информации генеральных испытаний ракеты-носителя. 6 октября на ВОСТОЧНОМ будет проходить работы по термостатированию космической головной части. В четвертый стартовый день, 7 октября, сотрудники предприятий ракетно-космической отрасли России и совместного расчета будут проверять электромагнитную совместимость радиоэлектронных средств комплекса с отводом Мобильной башни обслуживания и проводить подготовку к снятию ракеты-носителя со стартовой системы стартового комплекса.
Спойлер
Железнодорожный состав с блоками РН «Союз-2.1а» прибыл на станцию Ледяная 10 сентября и был транспортирован на космодром «Восточный». Специалисты предприятий РОСКОСМОСА - ФГУП «ЦЭНКИ» и РКЦ «Прогресс» в рамках проведения комплексных испытаний технического комплекса провели цикл механической сборки ракеты космического назначения.
Старт ракеты «Союз-2.1а» с российскими спутниками дистанционного зондирования Земли и мониторинга чрезвычайных ситуаций «Канопус-В» № 3 и № 4 предварительно намечен на декабрь 2017 года. Это будет третий пуск с нового российского гражданского космодрома.
Второй пуск с космодрома ВОСТОЧНЫЙ запланирован на ноябрь 2017 года. Ракета-носитель «Союз-2.1б» с разгонным блоком «Фрегат» выведет на орбиту российский спутник дистанционного зондирования Земли «Метеор-М» № 2-1. Ракета-носитель «Союз-2.1б» для второго пуска с космодрома ВОСТОЧНЫЙ в настоящее время проходит испытания и по окончанию будет так же отправлена в Амурскую область.
Первый запуск с космодрома ВОСТОЧНЫЙ состоялся 28 апреля 2016 года. Самарская ракета-носитель «Союз-2.1а» вывела на орбиту космические аппараты «Аист-2Д», «Ломоносов» и нано-спутник SamSat-218. На РН «Союз-2.1а» проведена модернизация бортовой вычислительной машины - она стала более производительной и менее габаритной. Благодаря модернизации существенно снизились размеры бортовой кабельной сети системы управления
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/212390.jpg) (https://www.roscosmos.ru/media/gallery/big/24171/2241812333.jpg)
Спойлер
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/212399.jpg) (https://www.roscosmos.ru/media/gallery/big/24171/6310446187.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/212391.jpg) (https://www.roscosmos.ru/media/gallery/big/24171/3072621159.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/212397.jpg) (https://www.roscosmos.ru/media/gallery/big/24171/6050675552.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/212395.jpg) (https://www.roscosmos.ru/media/gallery/big/24171/4093052784.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/212396.jpg) (https://www.roscosmos.ru/media/gallery/big/24171/5285320599.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/212392.jpg) (https://www.roscosmos.ru/media/gallery/big/24171/3444482658.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/212394.jpg) (https://www.roscosmos.ru/media/gallery/big/24171/3963604009.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/212393.jpg) (https://www.roscosmos.ru/media/gallery/big/24171/3745177378.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/212398.jpg) (https://www.roscosmos.ru/media/gallery/big/24171/6269710355.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/212390.jpg) (https://www.roscosmos.ru/media/gallery/big/24171/2241812333.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/212399.jpg) (https://www.roscosmos.ru/media/gallery/big/24171/6310446187.jpg)
[/JUSTIFY]
https://www.laspace.ru/press/news/events/20171010/
ЦитироватьНа космодром Восточный доставлен РБ «Фрегат»
7 сентября на технический комплекс космодрома Восточный доставлен контейнер с разгонным блоком «Фрегат». В ближайшее время комплексные бригады предприятий ракетно-космической отрасли приступят к испытаниям систем разгонного блока и ракеты-носителя «Союз-2.1б».
Первый пуск «Фрегата» с Восточного запланирован на 28 ноября этого года, разгонный блок выведет на орбиту российский спутник дистанционного зондирования Земли «Метеор-М» №2-1.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/206969.jpg)
Спойлер
Разгонный блок «Фрегат», производства НПО Лавочкина, обеспечивает эффективное выполнение всех задач по выведению одного или нескольких КА на рабочие орбиты или отлетные от Земли траектории. Весь процесс выведения осуществляется автономно, без вмешательства с Земли. РБ «Фрегат» обладает исключительными качествами: длительное (до 2-х суток) время активного существования, алгоритмы управления, позволяющие преодолевать нештатные ситуации, многократность (до 7 раз) включения маршевой двигательной установки, высочайшая надежность и, практически, идеальная точность выведения, что дает разгонному блоку неоспоримые конкурентные преимущества над мировыми
zandr, эта тема не о Фрегате на Восточном, а о варианте Р-7 с Фрегатом в качестве третьей ступени. ;)
http://tass.ru/kosmos/5069584
Цитировать"Планируется, что Гагаринский старт будет модернизирован под запуски ракет серии "Союз-2". После запуска последней ракеты "Союз-ФГ" с 1-й площадки предлагается запускать средние ракеты "Союз-2.1а" и "Союз-2.1б", а также легкую коммерческую ракету "Союз-2ЛК", - сообщил собеседник агентства.
В частности, отметил источник, возможность запусков оттуда "Союза-2ЛК" ("легкого класса", будет иметь две ступени ракеты "Союз-2", вместо третьей установят разгонный блок "Фрегат" ) уже прорабатывается "Главкосмосом" совместно с РКЦ "Прогресс". Как пояснил собеседник, "оценка рынка пусковых услуг показывает, что "Союз-2ЛК" с 1-й площадки может быть эффективно использован для выполнения коммерческого заказов".
...
Легкая ракета "Союз-2ЛК" с грузоподъемностью 2-3,85 тонн была представлена как инициативная разработка РКЦ "Прогресс" в ноябре 2016 года. Ранее заявлялось, что рассматривается возможность запуска этой ракеты с космодромов Плесецк или Восточный, но не с Байконура.