Форум Новости Космонавтики

Попалась такая статья:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/209/41.shtml

ЦитироватьВысотный сорокатонник НК-31

   Этот снабженный карданным подвесом двигатель разработан в начале 1970-х годов для четвертой ступени РКК Н-1–Л-3. Как следует из сопровождающей таблички, НК-31 имеет ресурс 1200 сек. Представленный экземпляр (№ М11501) проработал на стенде 1500 сек. Суммарная наработка ЖРД и его прототипа – 60350 сек. Двигатель обладает весьма современными параметрами и свойством «горячего» (без захолаживания) запуска.
   Неожиданностью стало высказанное на «Двигателях-2000» предложение об использовании НК-31 в качестве маршевого двигателя третьей ступени перспективного РКК «Ямал». До последнего времени в качестве безальтернативного варианта всех «союзовских» блоков «И» рассматривался четырехкамерный ЖРД разработки КБ химической автоматики (КБХА, г.Воронеж). Однако некоторые трудности, связанные с отработкой сравнительно миниатюрной камеры сгорания воронежского РД-0124, вынуждают рассмотреть возможность перехода на однокамерный вариант.
   Сейчас, на стадии окончания эскизного проектирования «Ямала», предложения по однокамерному ЖРД выглядят несвоевременными: «ЦСКБ-Прогресс» уже сориентировано на «четырехкамерник». «Однокамерность» подразумевает иную компоновку ступени, с возможным введением торового бака и установкой в его нише маршевого ЖРД. «Плывет» весь проект РКК, что требует серьезной переделки стартового комплекса.
   Однако в свете сложившегося положения, чтобы не топтаться на месте, КБХА предложило четыре варианта компоновки блока «И» с однокамерным двигателем. Наибольшего внимания заслуживает модификация с ВСН. В «сложенном» положении ЖРД выше четырехкамерного собрата лишь на 250–300 мм, что позволяет не делать торовый бак, а ограничиться удлинением блока «И» на соответствующую величину. Это не ведет к коренной ломке наземной инфрастуруктуры – можно лишь слегка изменить заправочные шланги да немного (и то, если потребуется) нарастить площадки обслуживания на стартовом сооружении. Добавим: в России выдвижной насадок пока применялся лишь на твердотопливных ступенях МБР.
   Интересен способ развертывания ВСН. Нынешний вариант «горячего» разделения ступеней «Ямала» позволяет ввести насадок только после включения ЖРД, что сложно и небезопасно с точки зрения динамики. Теперь предлагается несколько перекомпоновать двигательный отсек, жестко установив маршевый ЖРД и введя автономный рулевой двигатель с отдельным ТНА. Тяга «рулевика» невелика (4х300 кгс), но этого вполне достаточно для отработки программы тангажа – сильных возмущений на участке работы блока «И» практически нет...
   Сначала включается рулевой ЖРД, обеспечивающий отход от второй ступени и устойчивый и управляемый полет. Затем, через 6–7 сек, разворачивается ВСН, проверяется герметичность и запускается маршевый двигатель. После выхода его на режим сбрасывается хвостовой отсек. Получается «полугорячая» схема разделения, используемая сейчас на «Зените» и «Протоне».
   Все это позволяет перейти на однокамерный маршевый ЖРД оптимальной размерности, уйти от применения на нем кардана (облегчение конструкции) и решить задачу дросселирования (55–60% по ТЗ). «Рулевики» дают «дроссель» на 96% и глубже.
   Сейчас необходимо убедить ракетчиков, которые считают слишком сложным иметь на ступени два автономных ЖРД. Однако в принципе неважно, сколько используется двигателей и ка-ких – важно выполнить задачу. И камеры для «рулевиков», и подходящий ТНА можно подобрать из имеющейся номенклатуры.
КБХА уже демонстрировало на международных салонах однокамерный вариант РД-0124М с ТНА от четырехкамерного двигателя и камерой, взятой от ЖРД баллистической ракеты с подводным стартом. Однако он пока существует лишь в «полумакетном» исполнении.

(http://i012.radikal.ru/0812/3f/e3144a6d38b5.jpg)

Возможна альтернатива: применение на воронежском двигателе самарской камеры от НК-31. ТНА и газоподающий тракт с РД-0124 остается практически без изменений. Специалисты КБХА рассматривают этот вариант, хотя и он небезупречен: по удельному импульсу и удельной массе НК-31 уступает РД-0124.
   Это интересное решение имеет исторические корни. Так начинались все ЖРД третьих ступеней «семерки» – с камеры сгорания конструкции М.В.Мельникова (ОКБ-1) и ТНА конструкции С.А.Косберга (ОКБ-156). Четырехкамерный двигатель «Союза» возник путем сборки в блок четырех единичных (уже собственно воронежских) камер с общим ТНА.
   В принципе, предлагаемая схема позволяет в ряде случаев объединить третью ступень и разгонный блок. Все зависит от задач полета. Если требуется, например, вывести КА на солнечно-синхронную орбиту высотой порядка 1000 км, то основной участок можно пройти на маршевом двигателе, а высоту поднять на «рулевиках». Так работает «Зенит-2». При выходе на более высокую орбиту отрабатывается одно включение маршевого ЖРД, потом полет на «рулевиках», а затем – повторный запуск. Так работает «Циклон-3». На определенных орбитах такой режим дает выигрыш.
   Для достижения высоких орбит надо повторно включать маршевый ЖРД через
45 мин (в антиподной точке). Так долго тянуть на «рулевиках» нельзя – их обязательно надо выключать. Значит, для повторного включения нужны системы управления (СУ) и обеспечения запуска (СОЗ) – это уже прямая дорога к разгонному блоку. А ЖРД третьей ступени для него переразмерен...
(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/209/61.jpg)
НК-31 имеет карданный подвес. Пока он не нужен...

Вариант с повторным включением РД-0124А на УРМ-2 предполагался на Ангаре 1.2. Сейчас говорят, что от него отказались и придётся делать блок довыведения.

Получается, что обеспечить второе включение кислородно-керосинового двигателя очень сложно поскольку нужно ставить СОЗ на долгохранимых компонентах. Ставить второй рулевой двигатель как на Зените тоже не лучший выход, хотя таким образом можно обеспечить полугорячее разделение и холодное развёртывание выдвижного насадка с последующим запуском МД.

А если, учитывая что тяга рулевиков небольшая (4Х300 кгс) скрестить ужа с ежом?
Берём стационарный кислородно-керосиновый двигатель, к примеру НК-31 или РД-0124 без рулевых машин, а в качестве рулевого и апогейного  двигателя  используем ДУ с вытеснительной подачей на долгохранимых компонентах. Разделение ступеней осуществляем с помощью этого же двигателя.
Если нужно, то и насадок маршевого двигателя развёртываем во время работы рулевика.
Для четырёхкамерного РД-0124 можно использовать насадок в виде стакана, который в сложенном состоянии будет выполнять роль ХО.
Примерно так как описано здесь:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=8944&start=20

(http://s53.radikal.ru/i139/0811/7b/2a0ceacd70fd.jpg)

По завершении работы маршевый двигатель можно сбросить, а Блок И продолжает ориентированный полёт на двигателях малой тяги до достижения апогея.  После этого снова включаются рулевые двигатели и ПН вместе с блоком выходят на целевую орбиту.
По отделении ПН Блок И можно с помощью рулевиков затопить.

Конечно УИ двигателей на НДМГ/АТ с вытеснительной подачей пониже (300-310с), но зато никаких проблем с многократным включением в невесомости. Потерю веса  из-за баков высокого давления можно скомпенсировать засчёт отказа от рулевых машин на МД, использования гелия из системы наддува баков Блока И для подачи топлива. Кроме того можно задействовать аккумуляторы и СУ блока И для управления на участке довыведения на средневысокую орбиту.
Топливные баки вытеснительной подачи  и рулевые двигатели можно разместить в ХО.

Масса Рд-0124 всего 450 кг, рулевые машинки весят копейки - много на них не сэкономишь. Хотя конечно идея не в этом.


Интересно, сколько должен весит однокамерный РД-0124М? Я подозреваю, что за счет кардинально меньшей длины трубопроводов и меньшей площади КС и сопла - можно в 400 кг уложиться? Хотя УИ немного упадет и компановка ступени изменится.

На сайте КБХА по РД-0124 приводится масса 520 кг.
РД-0110 кстати имеет массу 408,5 кг.И думаю в этих 100 кг рулевые приводы играют не последнюю роль. По крайней мере в случае с  НК-33-1 кардан и рулевой привод привели к увеличению массы с 1393 до 1715 кг.
А УИ в однокамерном варианте наоборот проще поднять за счёт раздвижного соплового насадка.
Хотя, как показано выше, это возможно и в четырёхкамерном варианте.

ЦитироватьНа сайте КБХА по РД-0124 приводится масса 520 кг.

Угу, за время пути собачка могла подрасти...

ЦитироватьРД-0110 кстати имеет массу 408,5 кг.И думаю в этих 100 кг рулевые приводы играют не последнюю роль. По крайней мере в случае с  НК-33-1 кардан и рулевой привод привели к увеличению массы с 1393 до 1715 кг.

Это со сдвижным сопловым насадком! Ну дык у него и тяга в 4,5 раза больше...

ЦитироватьА УИ в однокамерном варианте наоборот проще поднять за счёт раздвижного соплового насадка.
Хотя, как показано выше, это возможно и в четырёхкамерном варианте.

Это лишняя длина, все и/или механизация, что все вместе не есть гуд.

Ну хорошо, все это детали, главная-то идея - добавление на блок И автономной рулевой ДУ на вонючке, так? На этот случай есть ДМТ из Нижней Салды. Там же есть специальные автономные ДУ МТ со всеми баками, СУ и пр. Почему бы нет?

В принципе есть готовая ДУ от Янтаря, которую использовали в БВ "Икар" и собираются использовать в БВ "Волга".

http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/nk/1997/17/17-1997-2.html

Цитировать(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/5623.jpg)
1 — шар-баллоны; 2 — рама; 3 — топливные баки; 4 — блоки МЖРД; 5 — корректирующе-тормозной двигатель; 6 — гидроаккумулятор; 7 — шар-баллон азота; 8 — электропривод.

В состав комплексной двигательной установки "Янтаря-2К" входили:

• корректирующе-тормозной двигатель 11Д430 (КТД), закрываемый поворотной крышкой;

• система жидкостных управляющих двигателей малой тяги трех наименований, объединенных в два коллектора:

• топливные баки с устройством, обеспечивающим подачу компонентов топлива к двигателям;

• система наддува, состоящая из шар-баллонов высокого давления и арматуры подачи газа наддува и управления;

• сигнализаторы давления;  

• двухстепенной приводов для качания камеры КТД;

• средства обеспечения теплового режима КДУ;

• кабельная сеть;

• рама для размещения систем и агрегатов.

Компоненты топлива КДУ: горючее — несимметричный диметилгидразин, окислитель — азотный тетроксид. Масса заправляемого в баки КДУ окислителя составляла от 195 до 585 кг, горючего — от 105 до 315 кг. Система подачи топлива к двигателям была вытеснительная. Рабочим телом для наддува и управления пневмоавтоматикой двигателя являлся газообразный гелий (масса бортового запаса 3.65 кг при давлении в шар-баллонах от 3.5 до 5 МПа). Для управления гидроаккумуляторами использовался газообразный азот (0.34 кг при давлении от 1.05 до 1.35 МПа). Масса всей КДУ в незаправленном состоянии составляла 375 кг. Суммарный импульс, вырабатываемый всеми двигателями установки составлял 2060 кН·сек.

КТД 11Д430 имел тягу в диапазоне от 2.7 до 3.3 кН (средняя 2.943 кН) при удельном импульсе тяги 3015 Н·сек/кг. Давление в камере сгорания составляло 0.9 Мпа. За время 30-суточного полета могло проводиться до 50 включений двигателя.

Управляющие ракетные двигатели были объединены в четыре блока. УРД первого коллектора (УРД-1) 11Д431 ставились по два в каждый из блоков. Тяга этих малых ЖРД составляла 5.88 Н, число включений 150000, суммарное время работы 10000 сек.

Во второй коллектор входило два типа МЖРД. В каждом из четырех блоков МЖРД стояло по одному УРД-П 11Д446. Он имел тягу 52 Н, число включений 40000 и суммарное время работы 4000 сек. Также по одному в каждом из блоков стояли УРД-П 11Д428 с тягой 110 Н, числом включений 40000 и суммарным временем работы 2000 сек.

(http://keep4u.ru/imgs/b/080603/66/668c46bed7de4219f9.jpg)

При тяге в 4Х300 кгс и УИ 307с, секундный расходтоплива составит 4 кг/с. Время работы МД Блока И 270с. Т.е. максимальный запас топлива при работе в качестве рулевого двигателя примерно 270сХ4х300 кгс/307с= 1055 кг.
На самом деле основной расход будет на отработку программы тангажа, а возмущения незначительны (если конечно не менять наклонение орбиты). Думаю можно вписаться в 900 кг НДМГ/АТ.
Ну и конечно нужно просчитать сколько топлива понадобится для скругления орбиты в апогее и затопление блока И. Мне кажется, что максимум ещё 900 кг.

Я тут подумал: а почему собственно с вытеснительной подачей? Можно ведь и маломощный двигатель с ТНА типа С5.92
 и четырьмя рулевыми камерами использовать.
У двигателей на вонючке проблем с многократным запуском при
 использовании двигателей малой тяги для осадки топлива быть не должно.

А по большому счёту можно сделать и кислородно керосиновый рулевик с многократным запуском.

ЦитироватьЯ тут подумал: а почему собственно с вытеснительной подачей? Можно ведь и маломощный двигатель с ТНА типа С5.92
 и четырьмя рулевыми камерами использовать.
У двигателей на вонючке проблем с многократным запуском при
 использовании двигателей малой тяги для осадки топлива быть не должно.

А по большому счёту можно сделать и кислородно керосиновый рулевик с многократным запуском.

Или:
http://www.yuzhnoye.com/?id=143&path=Aerospace%20Technology/Rocket%20Propulsion/Liquid%20Engines/Sustainers/RD-809/RD-809

Salo

ЦитироватьА по большому счёту можно сделать и кислородно керосиновый рулевик с многократным запуском.
 
 

По большому счёту, система термостатирования кислорода, для обслуживания готовности криогенного компонента к запуску без которой о повторности пуска на орбите можно забыть.
Становится тяжело, по весу и дорого.
"Буран" если не изменяет память в его военном варианте мог продержаться 14 суток, как раз из за кислорода. :cry:

ЦитироватьSalo

ЦитироватьА по большому счёту можно сделать и кислородно керосиновый рулевик с многократным запуском.
 
 

По большому счёту, система термостатирования кислорода, для обслуживания готовности криогенного компонента к запуску без которой о повторности пуска на орбите можно забыть.
Становится тяжело, по весу и дорого.
"Буран" если не изменяет память в его военном варианте мог продержаться 14 суток, как раз из за кислорода. :cry:

Учитывая сравнительно небольшой промежуток времени между включениями, можно было бы обойтись использованием переохлажденного кислорода и нанесение пенополиуретановой ТИ на бак О.

Вот подходящие варианты:
РД-161, РД-161П, РД-163 (http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=8950&start=0&postdays=0&postorder=asc&highlight=%F0%E4163)
Особенно интересен перекисно-керосиновый РД-161П.
Только нужен четырёхкамерный вариант.

Цитировать

ЦитироватьЯ тут подумал: а почему собственно с вытеснительной подачей? Можно ведь и маломощный двигатель с ТНА типа С5.92
 и четырьмя рулевыми камерами использовать.
У двигателей на вонючке проблем с многократным запуском при
 использовании двигателей малой тяги для осадки топлива быть не должно.

А по большому счёту можно сделать и кислородно керосиновый рулевик с многократным запуском.

Или:
http://www.yuzhnoye.com/?id=143&path=Aerospace%20Technology/Rocket%20Propulsion/Liquid%20Engines/Sustainers/RD-809/RD-809

Этот идеально подошёл бы для новой версии Зенита-2. :wink:
Только вот выводить им нечего. :(

Появилась идея использовать наработки по ОДУ Бурана для создания кислородно-керосинового рулевого двигателя многократного запуска:
 
А. САНИН, Б. СОКОЛОВ "В одной упряжке мороз и пламя" Авиация и космонавтика № 1/1991 (http://www.buran.ru/htm/sanin.htm)

ЦитироватьЧтобы читатели имели более полное представление о возможностях "Бурана", приведем несколько цифр в дополнение к тому, что уже было сказано в вышеупомянутой статье. Тяга каждого из двух двигателей орбитального маневрирования - 90 кН, их пустотный удельный импульс тяги - 362 с, число включений за полет - до 15. Любой из 38 двигателей управления имеет тягу 4 кН, удельный импульс тяги 275-295 с и число включений до 2000 за полет. Они не только управляют положением, но и обеспечивают перемещение центра масс орбитального корабля в пространстве. А установки прецизионной ориентации (их восемь), каждая с тягой 200 Н, только поддерживают его в определенном положении.

Что касается заправки и хранения компонентов топлива, контроля за их состоянием, управления потоками жидкостей и газов, включения и выключения, то все эти операции выполняются агрегатами пневмогидравлической системы, а также приборами и датчиками систем управления и измерений. Объединение их в конструктивные блоки облегчило условия монтажа и эксплуатации ОДУ.

В то же время применение криогенного окислителя в установке с большим числом двигателей управления, значительно удаленных от топливных баков, рассчитанной на продолжительность орбитального полета до 30 суток, потребовало прежде всего решить две весьма сложные задачи: обеспечить длительное хранение жидкого кислорода в баке при наличии теплопритока извне и постоянное присутствие окислителя (с соответствующими параметрами) на входе в двигатели управления с целью включения их в любой момент полета.

Первая задача была решена за счет глубокого охлаждения (до -210 град. С) кислорода и заправки его в единый теплоизолированный бак, который снабжен средствами перемешивания для выравнивания температуры в полете. В таком состоянии хранится весь запас кислорода, предназначенный как для основных (маршевых), так и для двигателей управления. Все это позволяет избежать потерь в течение 15-20 суток, а более длительный полет будет обеспечиваться с помощью холодильной машины.

Для второй задачи найдено нетрадиционное решение. Питание двигателей управления осуществляется за счет газообразного кислорода, получаемого в специальном бортовом газификаторе путем сжигания в жидком кислороде небольшой доли горючего.

Несколько слов о других решениях, которые отличают ОДУ "Бурана" от существующих. К ним можно отнести: применение в двигателях управления электрического зажигания, охлаждение газообразным кислородом, использование капиллярных заборных устройств. Наличие мощной маршевой установки позволяет сегодня проводить ускоренную выработку топлива в нештатных ситуациях, а в перспективе - повысить общую эффективность системы "Буран-Энергия" за счет включения этих двигателей на активном участке.

Как же действует ОДУ? Напомним, что рабочим телом управления пневмогидравлической системы является гелий, который хранится в шаровых баллонах, погруженных в жидкий кислород. Последовательность и логика работы системы определяются программой и алгоритмами, заложенными в бортовой вычислительной машине и приборах систем управления и технической диагностики.

Перед запуском маршевого двигателя с помощью двух управляющих в течение 20-25 с создается предварительная осевая перегрузка, составляющая 0,001 земной. Под ее действием жидкости в топливных баках приливают к выходным клапанам и запускаются насосы предварительной подкачки, расположенные непосредственно на баках.

В процессе рабойы маршевого двигателя топливные емкости наддуваются гелием, который перед подачей в бак горючего подогревается в регенераторе тепла. После того как выдан заданный импульс тяги, он отключается, закрываются разделительные клапаны и прекращается наддув.

Двигатели же управления питаются окислителем от ресиверов, в которых находится газифицированный кислород при давлении 2,5-5,0 МПа. Его запаса хватает на работу в течение двух-трех секунд десяти таких двигателей. Когда же давление в ресиверах падает до 3,0- 2,5 МПа, по команде соответствующего сигнализатора в работу включаются один или два газификатора окислителя.

Горючее к двигателям управления подается от вспомогательных баков высокого давления, снабженных разделительной мембраной. Предусмотрена и их дозаправка из основной емкости с помощью специального насоса.

Берём четыре двигателя 17Д15 с удлинительными сопловыми насадками со степенью расширения 50, тягой по 400 кгс и УИ 295с.

Первый запуск рулевых двигателей происходит перед разделением второй и третьей ступеней, т.е.  в при наличии силы тяжести.
С помощью тяги рулевых двигателей выполняется разделение ступеней и обеспечивается запуск МД.
 
Питание рулевых двигателей осуществляется за счет газообразного кислорода, получаемого в специальном бортовом газификаторе путем сжигания в жидком кислороде небольшой доли горючего, а для его запуска достаточно давления наддува в основных баках.
 
Наддув основных баков и управление пневмогидравлической системой осуществляется гелием из шарбаллонов погружённых в бак ЖК.

ЖК переохлаждён до -193-200 град С. Бак ЖК покрыт Рипором или его аналогом.
 
Горячий кислород из газификатора используется для привода преднасоса подпитки газификатора ЖК, а также преднасоса подпитки керосином газификатора и бака высокого давления с керосином. Также горячий кислород служит для подогрева гелия в теплообменнике, наддува ресивера с газообразным кислородом и бака высокого давления с керосином.
 
Кстати на этапе работы маршевого двигателя подпитку бака высокого давления керосином можно осуществлять и от ТНА МД.

Второе и последующие включения выполняются следующим образом.

Для осадки топлива я думаю будет достаточно одного двигателя 17Д16 (РДМТ200К) с тягой 20 кгс.  Этот двигатель запитываем от ресивера с газообразным кислородом и бака высокого давления с керосином. Он работает  в течении нескольких секунд, осуществляя осадку топлива, после чего запускается газификатор и рулевые двигатели.

Самое слабое место всей циклограммы работы ОДУ, находится в этом узле

ЦитироватьДля второй задачи найдено нетрадиционное решение. Питание двигателей управления осуществляется за счет газообразного кислорода, получаемого в специальном бортовом газификаторе путем сжигания в жидком кислороде небольшой доли горючего.

Пуск газогенератора этой системы, вызывал много проблем ещё при наземных огневых испытаниях.
Отрабатывались различные режимы работы и не всегда был достигнут успех.
Электрическое зажигание, вело себя не всегда адыкватно, приводя при не срабатывании к полному замораживанию всей системы.
Вакуумирование магистралей кислорода и синтина, для полного заполнения компонентами магистралей до главных впускных клапанов форсуночной головки газогенератора производилось с помощью вакуумных насосов и двухступенчатой системы воздушных инжекторов , достигнутое разряжение должно было имитировать орбитальное.
Одно из испытаний закончилось крупной аварией на стенде АС-3,РМ-3
испытательной станции 27 отделения РКК "Энергия" начальником которого и был многоуважаемый Борис Александрович Соколов.
То ли пузырёк газа на входе , то ли временной интервал открытия клапанов компонентов, точно не скажу.
Работа над доводкой этой системы не была законченна после полёта "Бурана" и все вышеизложенные события произошли в 90 году.
Так что я думаю на проектируемых,новых кораблях, существование такой схемы под большим вопросом.

Надо как-то проще.
1)Вариант 1. Ставим блоки СООЗ от ДМ.
2)Вариант 2. Оснащаем блок И СООЗ на основе микродвигателей на сжатом гелии (возможно, с электроподогревом). Благо, аккумуляторы давления в виде шарбаллонов системы наддува имеются. Вопрос только в достаточности такой системы :roll:

А каков был запас азота на Востоке?

Генерал космической верфи (http://www.astronaut.ru/bookcase/article/article129.htm?reload_coolmenus)

ЦитироватьКосмический корабль «Восток» состоял из спускаемого аппарата массой 2,4 тонны и приборного отсека массой 2,3 тонны, в котором располагалась тормозная двигательная установка (ТДУ) с двигателем тягой 1600 кгс. Спускаемый аппарат (СА) крепился к двигательному отсеку стяжными лентами, на которых располагалась часть антенн радиосистем. После полета по орбите он возвращался на Землю вместе с оборудованием и космонавтом. При этом человек в течение всего полета находился в специальном скафандре, обеспечивающем при необходимости пребывание его в разгерметизированной кабине в течение четырех часов и защиту при катапультировании на высотах до 10 тысяч метров. Стартовая масса космического корабля «Восток» в варианте 3КА распределялась следующим образом: конструкция - 20%, теплозащита - 17,7%, бортовые системы - 21,5%, бортовая кабельная сеть - 8,6%, система электропитания - 12,5%, ТДУ - 8,4%, средства приземления - 3,2%, кресло с космонавтом - 7,1%, заправка газами - 1 %.

Получается что Восток заправляли примерно 50 кг газа, куда входил и газ для СЖО. И этого запаса хватало на примерно пять суток полёта.
Нам же нужно обеспечить стабилизацию максимум в течении 1,5-3 часов и осадку топлива в течении 200-300 секунд.

Тут другая проблема.
Цитирую Гудилина (http://www.buran.ru/htm/gud%2025.htm):

ЦитироватьДля создания перегрузки перед включением основного двигателя использовалась автономная двигательная установка системы обеспечения запуска (ДУ СОЗ) с вытеснительной подачей высококипящих самовоспламеняющихся компонентов топлива, которую разработало КБТМ "Союз". Моделирование позволило создать ДУ СОЗ с применением весьма малых начальных перегрузок (2х10-4 - 5х10-3) и выбрать оптимальные внутрибаковые устройства, что обеспечило минимум массовых потерь, связанных с установкой СОЗ. На модельных установках был отработан многократный (до 7 раз) запуск блока "Д" с содержанием топлива в баках до 30% их объёма.
     Бак ДУ СОЗ имел шаровую форму. В её состав входили два двигателя (один резервный), тяга которых в процессе отработки постепенно снижалась с 10 кгс до 2,5 кгс, что было обосновано результатами модельных испытаний, а величина начальной перегрузки была доведена до 2х10-4 при времени её действия до 300 с. Форма перфорированных внутрибаковых устройств также была оптимизирована.

А вот двигатели на холодном газе производства НИИМаш Нижняя Салда:
(http://s57.radikal.ru/i156/0812/56/66c0090b33c8.jpg)

ЦитироватьА вот двигатели на холодном газе:
(http://s57.radikal.ru/i156/0812/56/66c0090b33c8.jpg)

А если давление 30МПа? Да еще и с электроподогревом? Наверное, и все 200 с можно получить :roll:

При использовании гелия УИ в два раза выше чем с азотом.

корень квадратный из семи - это не два, а 2,65 примерно...
Ж.па, однако, в том, что полный импульс газового двигателя почти НЕ ЗАВИСИТ от его удельного импульса. Мало того, баллон содержит больше тяжёлого газа, чем лёгкого, и сам весит больше, чем газ, содержащийся в нём. То есть, полный импульс при фиксированной вместимости баллона в молях увеличивается обратно пропорционально УИ :) Но учитывать приходится полную массу системы.

Скажем, мой любимый баллон от ТКС весит 19 кг при объёме 36 литров и рабочем давлении 330 атмосфер. В нём содержится примерно 530 молей любого газа. Если это гелий, то это 2,12 кг, если азот - 14,8 кг, если воздух - 15,3 кг.

Располагая 2,12 кг гелия при УИ 169 с мы можем располагать 3500 Н*с, а располагая 14 кг азота при УИ 73 с мы располагаем 10000 Н*с, правда, при весе на 12 кг большем, что почти на 40% больше, чем вес гелиевой системы.

Т.е. азот, с точки зрения массовой отдачи, выгоднее приблизительно в два раза?

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=7057&start=0&postdays=0&postorder=asc&highlight=

ЦитироватьДУ СООЗ (АТИН+НДМГ)

С5.142 (8 шт.):
- тяга 2,6 кгс;
- удельный импульс непрерывный 285 с;
- импульсный режим (0,1 с) 190 с.

11Д428А (8 шт.):
- тяга 12 кгс;
- удельный импульс непрерывный 285 с;
- импульсный режим (0,1 с) 205 с.

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=7057&start=15&postdays=0&postorder=asc&highlight=

ЦитироватьВ ДУ СООЗ ДМ заправляется около 118 кг (72 кг - амил, 42 - гептил, 4 - азот). В 12КРБ думаю что столько же так как там судя по фотографиям и рисункам тот же блок ДУ СОЗ разработки ТМКБ "Союз" (Лыткарино). То есть многократно отработанный на ДМе. Точно не знаю, но очень может быть.

А сухая масса ДУ СОЗ устанавливаемого на 12КРБ (и вроде бы и на ДМ)- 33 кг.

ДУ СООЗ производства Тураевского МКБ "Союз" по данным из справочника "Двигатели":

(http://s51.radikal.ru/i133/0812/a8/78b93d77b58a.jpg)

Цитироватькорень квадратный из семи - это не два, а 2,65 примерно...
Ж.па, однако, в том, что полный импульс газового двигателя почти НЕ ЗАВИСИТ от его удельного импульса. Мало того, баллон содержит больше тяжёлого газа, чем лёгкого, и сам весит больше, чем газ, содержащийся в нём. То есть, полный импульс при фиксированной вместимости баллона в молях увеличивается обратно пропорционально УИ :) Но учитывать приходится полную массу системы.

Скажем, мой любимый баллон от ТКС весит 19 кг при объёме 36 литров и рабочем давлении 330 атмосфер. В нём содержится примерно 530 молей любого газа. Если это гелий, то это 2,12 кг, если азот - 14,8 кг, если воздух - 15,3 кг.

Располагая 2,12 кг гелия при УИ 169 с мы можем располагать 3500 Н*с, а располагая 14 кг азота при УИ 73 с мы располагаем 10000 Н*с, правда, при весе на 12 кг большем, что почти на 40% больше, чем вес гелиевой системы.

А если изменить условия задачи? И оценить затраты массы на СООЗ при одинаковой ХС (скажем, 20 м/с)?

ЦитироватьА если изменить условия задачи? И оценить затраты массы на СООЗ при одинаковой ХС (скажем, 20 м/с)?

Азот всё равно выиграет у гелия, а ксенон - у них обоих :) Ну, попробую. Но, подозреваю, разница будет в пределах 20% - если есть газ в баллонах высокого давления, надо использовать именно его, и не заморачиваться.

При УИ азота 700 м/с и гелия 1600 м/с, ХС в 20 м/с получается при массе рабочего тела в 3% и 1,25% от массы объекта, плюс ещё 3% либо 8,75% будут весить содержащие азот или гелий баллоны. Считая вес двигателей и трубопроводов независящим от типа газа и составляющим 0,25% массы объекта, получаем 6,25% в случае азота и 10,25% в случае гелия. На самом деле, гелиевые получатся легче, скорее всего, т.к. у гелия вязкость меньше и можно использовать меньшие диаметры.

Вывод - гелий хорош для наддува и плох для реактивных сопел. И второй вывод - 20 м/с для газовых двигателей - слишком много.

Можно сделать промежуточные выводы.

Блок СООЗ лучше всего взять стандартный от ДМ.
Можно использовать и двигатели на холодном газе, но это видимо менее эффективно.  

Заморачиваться с рулевыми двигателями на вонючке или перекиси не имеет смысла, т.к. это ведёт к появлению дополнительных компонентов, усложняет компоновку блока (дополнительные баки и трубопроводы для новых компонентов), приводит к снижению его универсальности (две версии: на ССО и НЗО) . Наилучшим в этом случае будет использование блока довыведения на вонючке, типа БВ "Волга" и стандартного Блока И.

Видимо нужно использовать кислородно-керосиновый рулевой двигатель повторного запуска.
Но здесь возникает проблема с запуском этого двигателя при небольших остатках жидкого кислорода в баке. По моим прикидкам для выведения на ССО нужно два включения и одна-две тонны топлива. Значит при последнем включении в баке ЖК будет около тонны ЖК или только 6% объёма.
Видимо нужно будет вводить промежуточное днище или бак малого объёма. :roll:

Цитировать

ЦитироватьА если изменить условия задачи? И оценить затраты массы на СООЗ при одинаковой ХС (скажем, 20 м/с)?

Азот всё равно выиграет у гелия, а ксенон - у них обоих :) Ну, попробую. Но, подозреваю, разница будет в пределах 20% - если есть газ в баллонах высокого давления, надо использовать именно его, и не заморачиваться.

При УИ азота 700 м/с и гелия 1600 м/с, ХС в 20 м/с получается при массе рабочего тела в 3% и 1,25% от массы объекта, плюс ещё 3% либо 8,75% будут весить содержащие азот или гелий баллоны. Считая вес двигателей и трубопроводов независящим от типа газа и составляющим 0,25% массы объекта, получаем 6,25% в случае азота и 10,25% в случае гелия. На самом деле, гелиевые получатся легче, скорее всего, т.к. у гелия вязкость меньше и можно использовать меньшие диаметры.

Вывод - гелий хорош для наддува и плох для реактивных сопел. И второй вывод - 20 м/с для газовых двигателей - слишком много.

Хм, для гелия масса рабочего тела у меня получается - не более 1,2% от начальной массы. А если гелий подогреть?

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА если изменить условия задачи? И оценить затраты массы на СООЗ при одинаковой ХС (скажем, 20 м/с)?

Азот всё равно выиграет у гелия, а ксенон - у них обоих :) Ну, попробую. Но, подозреваю, разница будет в пределах 20% - если есть газ в баллонах высокого давления, надо использовать именно его, и не заморачиваться.

При УИ азота 700 м/с и гелия 1600 м/с, ХС в 20 м/с получается при массе рабочего тела в 3% и 1,25% от массы объекта, плюс ещё 3% либо 8,75% будут весить содержащие азот или гелий баллоны. Считая вес двигателей и трубопроводов независящим от типа газа и составляющим 0,25% массы объекта, получаем 6,25% в случае азота и 10,25% в случае гелия. На самом деле, гелиевые получатся легче, скорее всего, т.к. у гелия вязкость меньше и можно использовать меньшие диаметры.

Вывод - гелий хорош для наддува и плох для реактивных сопел. И второй вывод - 20 м/с для газовых двигателей - слишком много.

Хм, для гелия масса рабочего тела у меня получается - не более 1,2% от начальной массы.

Ну, не будем же мы ссориться из-за 0,05%? Всё равно баллоны тяжелее гелия в несколько раз!

ЦитироватьА если гелий подогреть?

А если поставить движок на разложении гидразина? 235 секунд и вполне умеренный вес баков. Наддув - продуктами разложения же.

ЦитироватьНу, не будем же мы ссориться из-за 0,05%? Всё равно баллоны тяжелее гелия в несколько раз!

Хм, надо бы проверить.
А наддув продуктами разложения, по-моему, еще тяжелее. если уж ставить СООЗ на вонючуке, то лучше и использовать раб. тело по целевому назначению.

Цитировать

ЦитироватьНу, не будем же мы ссориться из-за 0,05%? Всё равно баллоны тяжелее гелия в несколько раз!

Хм, надо бы проверить.

У меня только два репера есть - 36-литровый шар-баллон на 330 атмосфер рабочего, титановый, 19 кг масса, и 8-литровый на 320 атмосфер, 4,2 кг, тоже титановый. Видно, что в 1 кг титана всегда вмещается примерно 625 литров газа при Н.У. Композитный был бы легче для комнатной температуры и тяжелее для температуры жидкого кислорода. Но, даже если композитный вдвое легче титанового, получается, что в 36-литровый 19-килограммовый баллон при номинальном рабочем давлении поместится лишь 2,12 кг гелия, в 9 раз меньше массы титанового баллона или в 4,5 раза меньше массы композитного.

ЦитироватьА наддув продуктами разложения, по-моему, еще тяжелее. если уж ставить СООЗ на вонючуке, то лучше и использовать раб. тело по целевому назначению.

Эээ! Продукты разложения гидразина имеют среднюю молекулярную массу всего 16,5 - меньше, чем у азота, вдвое. На этом, собственно, и основан довольно высокий УИ однокомпонентников на гидразине.

Кроме того, мы же наддуваем бак до 20 атмосфер этими продуктами, а не храним их в баллоне при 330 атм, их плотность при этом вполне приемлемая.

При столь малой ХС наддув продуктами разложения гидразина - неоправданное усложнение.

Да, можно и blowdown сделать. Увеличение веса баков может компенсироваться отсутствием части элементов системы наддува и повышением надёжности.

А вот ещё такая мысль. Поскольку орбиты средние, то длительность баллистической паузы до достижения апогея вряд ли будет больше 3600с. Ставим бак гидразина с вытеснительной подачей и однокомпонентный двигатель ДОТ-25 для осадки топлива. И пусть он работает в непрерывном режиме.

Тяга 2,5 кгс, УИ 235 с, максимальная продолжительность включения 6000 с.
РЗТ:  2,5 кгс*3600с/235с=38,4 кг.

А в апогее запускаем рулевой кислородно-керосиновый двигатель  тягой 2 тс для выдачи апогейного импульса. Топливо у нас будет всё время находиться возле заборных устройств, не перемешиваясь с газом наддува.

(http://s48.radikal.ru/i119/0812/5c/515a95973a27.jpg)

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА если изменить условия задачи? И оценить затраты массы на СООЗ при одинаковой ХС (скажем, 20 м/с)?

Азот всё равно выиграет у гелия, а ксенон - у них обоих :) Ну, попробую. Но, подозреваю, разница будет в пределах 20% - если есть газ в баллонах высокого давления, надо использовать именно его, и не заморачиваться.

При УИ азота 700 м/с и гелия 1600 м/с, ХС в 20 м/с получается при массе рабочего тела в 3% и 1,25% от массы объекта, плюс ещё 3% либо 8,75% будут весить содержащие азот или гелий баллоны. Считая вес двигателей и трубопроводов независящим от типа газа и составляющим 0,25% массы объекта, получаем 6,25% в случае азота и 10,25% в случае гелия. На самом деле, гелиевые получатся легче, скорее всего, т.к. у гелия вязкость меньше и можно использовать меньшие диаметры.

Вывод - гелий хорош для наддува и плох для реактивных сопел. И второй вывод - 20 м/с для газовых двигателей - слишком много.

Хм, для гелия масса рабочего тела у меня получается - не более 1,2% от начальной массы.

Ну, не будем же мы ссориться из-за 0,05%? Всё равно баллоны тяжелее гелия в несколько раз!

ЦитироватьА если гелий подогреть?

А если поставить движок на разложении гидразина? 235 секунд и вполне умеренный вес баков. Наддув - продуктами разложения же.

Мужики, а если подогреть ЖК, газифицировать кислород и дуть им?

ЦитироватьМужики, а если подогреть ЖК, газифицировать кислород и дуть им?

Так может, все-таки подогревать гелий (если уж он все равно на борту есть)?

Гелий в шар-баллонах, а это уже лишний вес. ЖК в баке по любому есть. Газификатор будет тяжелее?

А чем его греть?

ЦитироватьА чем его греть?

Гелий? Электричеством, думаю :roll:

Тогда массовое совершенство системы совсем упадет, а сложность увеличится. И чего только не придумают, лишь бы не применять гидразин. :)

ЦитироватьТогда массовое совершенство системы совсем упадет, а сложность увеличится. И чего только не придумают, лишь бы не применять гидразин. :)

Гидразин - это тривиальное решение. Идея в том, что запас гелия уже есть на борту (и хранится под давлением порядка 30 МПа). Потребная ХС на ориентацию и осадку топлива перед вторым (и последним) включением - невелика. А для повышения УИ гелий можно подогревать (непосредственно перед входом в камеру). Учитывая малость расхода потребная мощность на подогрев тоже не будет большой.

Цитировать

ЦитироватьА чем его греть?

Гелий? Электричеством, думаю :roll:

Кислород можно греть сжигая керосин в простеньком газогенераторе, типа паяльной лампы, подавая топливо из основных баков под давлением наддува (3 атм.).

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА чем его греть?

Гелий? Электричеством, думаю :roll:

Кислород можно греть сжигая керосин в простеньком газогенераторе, типа паяльной лампы, подавая топливо из основных баков под давлением наддува (3 атм.).

Кислород-керосин  - высокая плотность исходных веществ, низкое давление, высокая (относительно) температура в КС, нужен газогенератор  
Гелий - высокое давление, низкая плотность, низкая температура в камере (но можно подогреть).
В общем надо считать детально (в т.ч. и гидразиновый вариант). Может оказаться что по затратам массы все варианты будут равноценными. Тогда надо будет выбирать самый простой или дешевый. :roll:

Кстати, есть вариант СООЗ на основных компонентах с ЭНА.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА наддув продуктами разложения, по-моему, еще тяжелее. если уж ставить СООЗ на вонючке, то лучше и использовать раб. тело по целевому назначению.

Эээ! Продукты разложения гидразина имеют среднюю молекулярную массу всего 16,5 - меньше, чем у азота, вдвое. На этом, собственно, и основан довольно высокий УИ однокомпонентников на гидразине.

Кроме того, мы же наддуваем бак до 20 атмосфер этими продуктами, а не храним их в баллоне при 330 атм, их плотность при этом вполне приемлемая.

При столь малой ХС наддув продуктами разложения гидразина - неоправданное усложнение.

Да, можно и blowdown сделать. Увеличение веса баков может компенсироваться отсутствием части элементов системы наддува и повышением надёжности.

http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/nk/1998/21-22/21-22-1998-3.html

ЦитироватьДля малых спутников (от десятков килограмм до полутонны) предлагается объединенная ДУ для ориентации и стабилизации аппарата на орбите, а также коррекции его траектории. Установка может применяться на перспективных низкоорбитальных спутниках связи типа «Гонец» нового поколения, а также систем навигации, геодезии, картографии и т.п., позволяя масштабно переходить с одного ИСЗ на другой. С этой первой комплексной разработкой НИИ Маш пытается выйти на рынок, предлагая блочные ДУ, которые могут использоваться на любых спутниках.

ДУ ампулизирована и не имеет никаких связей с объектом, кроме механических, а также сигналов управления, и полностью автономна – у нее свои баки, насосы, система наддува и двухкомпонентные ЖРД различных диапазонов тяги: четыре ЖРДМТ управления, микродвигатели крена и двигатель для коррекции орбиты.

Отличительная черта ДУ – оригинальная система подачи топлива с встроенными поршневыми насосами без вращающихся частей. Топливные баки наддуваются газогенераторами (ГГ), работающими на основных компонентах топлива. Отсутствует система разделения топлива и газа наддува – ГГ «дует» непосредственно в баки. Хотя проблемы случайного попадания газа в двигатели решены, в случае необходимости в конструкцию может быть введена разделительная мембрана.

Использование насосов резко уменьшило габариты ДУ и одновременно повысило ее удельные характеристики. Во всех аналогичных системах России и мира используется отдельный блок наддува баков с баллонами, наполненными газом при давлении порядка 200 атм, вытесняющим топливо из баков в двигатели. Параметры системы наддува влияют на характеристики ДУ в целом.

Проектанты из Нижней Салды предлагают заменить азот или другой газ наддува, обладающий низкой энергетикой, на газы, образующиеся при сжигании основного топлива. Энерго-массовые характеристики ДУ при этом резко возрастают. А баки-баллоны из высокопрочного композиционного материала держат давление 200 атм, что позволяет снизить размеры двигателей.

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/6730.jpg)
(http://s52.radikal.ru/i136/0812/5b/0f2e55b5420c.jpg)

Как-то непонятно, чем у них насосы приводятся.

ЦитироватьГидразин - это тривиальное решение. Идея в том, что запас гелия уже есть на борту (и хранится под давлением порядка 30 МПа). Потребная ХС на ориентацию и осадку топлива перед вторым (и последним) включением - невелика. А для повышения УИ гелий можно подогревать (непосредственно перед входом в камеру). Учитывая малость расхода потребная мощность на подогрев тоже не будет большой.

Уменьшение количества компонентов это понятно, только электроподогрев массу СООЗ увеличит.

ЦитироватьКислород можно греть сжигая керосин в простеньком газогенераторе, типа паяльной лампы, подавая топливо из основных баков под давлением наддува (3 атм.).

Тогда уж лучше делать сопла на восстановительном газе, УИ будет больше. Хотя при таком малом давлении габариты их изрядно возрастут.

Вот здесь ratte07 дал интересную ссылку по интересующему нас вопросу:
http://forums.airbase.ru/2008/12/t65308--Proekt-po-osnovam-ustrojstva-KA.7023.html

ЦитироватьУменьшение количества компонентов это понятно, только электроподогрев массу СООЗ увеличит.

Не думаю, что нихромовая спираль внутри трубки подачи гелия будет весить много (правда, вопрос - насколько возрастет масса аккумуляторов). В общем, надо считать.

Спиральку я вообще не учитывал :), но плохое массовое совершенство электротермических ДУ в общем-то известно и без расчетов, иначе бы они применялись гораздо шире.

ЦитироватьРекомендую книжку

Н.М.Беляев, Е.И.Уваров "Расчет и проектирование реактивных систем управления космических летательных аппаратов" Машиностроение 1974 г.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/6732.jpg)

Чтобы закрыть вопрос про гелий с электронагревом. Пусть для осадки топлива нужна тяга 10 кгс в течении некоторого времени, тогда при УИ гелия с температурой 300 К около 200 с его расход будет 0,05 кг/с. Если мы хотим за счет нагрева уменьшить расход вдвое, подняв УИ до 400 с, нужна мощность примерно 150 кВт. Как-то я опасаюсь, что удельная мощность аккумуляторов существенно меньше киловатта на килограмм.

Достаточно 2,5 кгс, но это принципиально ничего не меняет.

Коллеги! Рулевыми двигателями и двигателями СООЗ нас бог не обидел, и выбор большой. Хочешь с ДМа, хочешь с Бриза, хочешь с Фрегата. Хочешь двухкомпонентные, хочешь однокомпонентные. Но вопрос-то ведь в другом. Можно ли завести РД-0124 второй раз.
Если маршевый двигатель ДМа можно включить несколько раз, то этот двигатель на два включения не отрабатывался, насколько мне известно.

ЦитироватьНо вопрос-то ведь в другом. Можно ли завести РД-0124 второй раз.
Если маршевый двигатель ДМа можно включить несколько раз, то этот двигатель на два включения не отрабатывался, насколько мне известно.

Планировали повторный запуск РД-0124А на УРМ-2 Ангары 1.2.
Сейчас, по слухам, делают блок довыведения.

В данной теме мы обсуждаем вариант Блока И с РД-0124 и рулевым двигателем малой тяги (около 2тс). Я предложил вторично запускать именно этот рулевой двигатель. Мне кажется тяга в 30тс для выдачи апогейного импульса несколько избыточна. :roll:

А есть ли на УРМ-2 сам рулевой двигатель?
Повторный запуск подобного двигателя нужен для выведения ПН на орбиты 800-1500 км. Поэтому может лучше вернуться к идее использования  в качестве второй ступени РБ ДМ или блока 12КРБ.

Мне кажется, что это решение было бы технически компромиссным и дало бы вполне приличные выводимые массы. Тяга 8 т вполне подходит для второго включения и терпима для первого.

ЦитироватьА есть ли на УРМ-2 сам рулевой двигатель?
Повторный запуск подобного двигателя нужен для выведения ПН на орбиты 800-1500 км. Поэтому может лучше вернуться к идее использования  в качестве второй ступени РБ ДМ или блока 12КРБ.

Мне кажется, что это решение было бы технически компромиссным и дало бы вполне приличные выводимые массы. Тяга 8 т вполне подходит для второго включения и терпима для первого.

На УРМ-2 рулевой двигатель не нужен (кправление обеспечивается качанием камер РД-0124). Просто Salo предложил оснастить гипотетический блок И (или модификацию УРМ-2) дополнительным ЖРД сравнительно небольшой тяги. Блок ДМ неплох, когда речь идет о выведении сравнительно небольших масс на высокоэнергетические орбиты. Для универсальной ступени (маршевая + КРБ) тяга 11Д58М мала.

У Космоса-3М при выводе на ССО двигатель второй ступени (тяга 15тс) запускается повторно.

У Зенита вывод на ССО осуществляется непрерывной работой рулевых двигателей тягой 8тс.

Схема предлагаемая мной используется на третьей ступени Синевы.
Маршевый двигатель работает при первом включении. Он неподвижный и по окончании активного участка сбрасывается.
А двигатели блока разведения служат в качестве рулевых при первом включении и в качестве маршевых при втором.

А что за двигатели будут на блоке разведения?

Я просто привёл пример аналогичного девайса. Маршевый 3Д39.
А что стоит на блоке разведения Синевы мне самому интересно. Есть индекс 3Д36. Другие подробности мне неизвестны.

В нашем случае можно использовать что-то вроде РД-161, но с четырьмя КС.

ЦитироватьВ нашем случае можно использовать что-то вроде РД-161, но с четырьмя КС.

А что у нас в такой размерности керосинового есть? :roll:

А вот кроме РД-161 ничего и нет. КС  могут подойти от 17Д15.

17Д15 не подходят из-за низкого давления в КС, да и сам РД-161 вроде как не доведен. Скорее всего дешевле будет ту же "Волгу" использовать.

Цитировать17Д15 не подходят из-за низкого давления в КС, да и сам РД-161 вроде как не доведен. Скорее всего дешевле будет ту же "Волгу" использовать.

Если насчет дешевизны, то думаю, все же проще обеспечить повторный запуск РД-0124, а сами блоки оснастить СООЗ на базе готовых элементов.

При повторном запуске РД-0124, а впрочем и при использовании РД-161, остаётся проблема малых остатков ЖК в баке при повторном пуске. В ДМ остаток должен быть не меньше 30%.

Из отработанных кислородно-керосиновых подходит РД-8.
И как вариант 11Д121 с двумя камерами Д664-000(С1.35800).
Правда нужен узел качания в двух плоскостях.
Но РД-8 лучше.

Цитировать

Цитировать17Д15 не подходят из-за низкого давления в КС, да и сам РД-161 вроде как не доведен. Скорее всего дешевле будет ту же "Волгу" использовать.

Если насчет дешевизны, то думаю, все же проще обеспечить повторный запуск РД-0124, а сами блоки оснастить СООЗ на базе готовых элементов.

Гм... а это фактически не новый РБ выйдет?

Цитировать

Цитировать

Цитировать17Д15 не подходят из-за низкого давления в КС, да и сам РД-161 вроде как не доведен. Скорее всего дешевле будет ту же "Волгу" использовать.

Если насчет дешевизны, то думаю, все же проще обеспечить повторный запуск РД-0124, а сами блоки оснастить СООЗ на базе готовых элементов.

Гм... а это фактически не новый РБ выйдет?

Да чтож там нового? РД-0124А с повторным запуском отрабатывался, а блоки СООЗ можно навесить без особых проблем.

А если СООЗ по типу Блока Л? Двигатели ориентации на сжатом гелии, а двигатель осадки твердотопливный?

ЦитироватьА если СООЗ по типу Блока Л? Двигатели ориентации на сжатом гелии, а двигатель осадки твердотопливный?

Если нам надо обеспечить только еще одно включение, то можно и так.

Хотя конечно неплохо бы его утопить. :roll:

ЦитироватьДа чтож там нового? РД-0124А с повторным запуском отрабатывался, а блоки СООЗ можно навесить без особых проблем.

Не технологическая новизна, а номенклатурная. Точно имеющимися изделиями не обойтись?

ЦитироватьХотя конечно неплохо бы его утопить.

Побольше топлива оставить, и орбиту подобрать, чтоб канадцев не пугать ;)
А может тогда на гидразине? Без РДТТ?

Блок СООЗ выпускается Тураевским МКБ Союз. Видимо его и нужно использовать. Пару страниц назад обсуждали. Хотелось просто обсудить альтернативные варианты.

Вернее, это обсуждалось сразу ;)
Я не вижу особого смысла в РДТТ вместе с ДУ ориентации, которые могут выполнять ту же функцию.
Как альтернатива: выкинуть отдельные ДУ ориентации, а РДТТ оставить.
Кстати, их вес прикидывали?

(http://s51.radikal.ru/i133/0812/a8/78b93d77b58a.jpg)

Ориентир: меньше 106 кг.

ЦитироватьВернее, это обсуждалось сразу ;)
Я не вижу особого смысла в РДТТ вместе с ДУ ориентации, которые могут выполнять ту же функцию.
Как альтернатива: выкинуть отдельные ДУ ориентации, а РДТТ оставить.
Кстати, их вес прикидывали?

Вариант такой: ориентация на сжатом гелии, запас которого для наддува баков всё-равно есть.  А осадка топлива РДТТ. Вес РДТТ не прикидівал.

Кстати для затопления блока можно тоже РДТТ поставить.

Для осадки топлива в ДМ нужно создать тягу в 2,5 кгс в течении 300с.

ГКБ "Южное" (http://www.yuzhnoye.com/?id=42&path=Aerospace%20Technology/Rocket%20Propulsion/Solid%20Motors/Special-Purpose%20Motors/Special-Purpose%20Motors)

ЦитироватьРакетный двигатель РД-271
Двигатель имеет кососрезанное сопло под углом 200 к оси двигателя.
Топливо баллиститное
Импульс тяги в пустоте, 775 кгс·с  
Время работы, 0,5...1,1 с  
Масса двигателя, 9 кг
Диаметр, 145мм  
Длина, 562...575 мм

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/60379.jpg)

А какой импульс нужен для затопления с ССО?

Порядка 120 м/с для 500 км орбиты и 200 м/с для 800 км.

И примерно 250 м/с на 1000 км.
Получается для затопления понадобится от 100 до 200 кг топлива?
Многовато для РДТТ. Видимо необходимо третье включение.

3-е включение при таком остатке выглядит совсем уж малореальным.

Меня смущает и второе включение с остатком в одну-две тонны. :roll:

А почему насос или вытесниловка, а винтовым компрессором бак на ваккум погнать?

Цитировать

ЦитироватьУменьшение количества компонентов это понятно, только электроподогрев массу СООЗ увеличит.

Не думаю, что нихромовая спираль внутри трубки подачи гелия будет весить много (правда, вопрос - насколько возрастет масса аккумуляторов). В общем, надо считать.

http://ru.microsat.ru/index.php?page=engine&category=products

ЦитироватьДвигательная установка микротяги (ДУМИТ) для обеспечения увода спутника с рабочей орбиты в конце срока активного существования.

Технические характеристики ДУМИТ

Наименование характеристики Значение
1.   Напряжение питания, В
      блока управления двигателя 12-17
      двигателя 10-12
      испарителя 6-15
      клапана пускового  27
      клапана электромагнитного 27

2.   Потребляемая мощность, Вт
      блока управления 1,2-3,0
      двигателя 40-60
      испарителя 6-20
      клапана пускового 50
      клапана электромагнитного  4-5
 
3.   Максимальная мощность, потребляемая двигательной
       установкой при создании тяги, Вт 85
4.   Максимальный ток нагревателя двигателя, А 5,3  
5.   Ток нагревателя испарителя, А 1-1,6  
6.   Масса ДУМИТ, кг
      «сухая масса» 11
      «заправленная масса»  13,8
 
7.   Тяга двигателя, Н 0,03 (номинал)
8.   Удельный импульс тяги, м/с 2300-2500  
9.   Избыточное давление на входе в двигатель, МПа 0,03-0,07  
10. Максимальное время выхода двигателя на режим дл
       t =850 0 С, мин. 4,5  
11. Максимальное время работы ДУМИТ при одном включении
       в режиме создания тяги, мин. 20  
12. Температура эксплуатации, 0 С от минус 20
до +40  
13. Вид применяемого топлива аммиак  

Пока суть да дело появились два проекта вторых ступеней с двукратным включением кислородно-углеводородных двигателей для вывода на высокие орбиты. И оба не у нас, а в США. Это F-9 и Тaurus II с метаново-кислородной второй ступенью.

А огневые  испытания РД-0124А, проведенные без повторного включения, подтверждают тот факт, что от него отказались. :(

Уважаемые коллеги!
По моему пора эту тему закрывать. Как впрочем и проект "Ангара", как экономически разорительный для страны.  Говорят, что ожидаемая цена "Ангары-1.2" больше чем "Союза".
Основным вопросом настоящей темы является возможность повторного запуска УРМ-2 (РД-0124) в невесомости.  Но он практически остался в строне от магистрального направления дискуссии. Когда мне пришлось знакомиться с проектными материалами про легкой "Ангаре", то к удивлению не удалось обнаружить на УРМ-2 двигателей СОЗ. Т.е. с самого начала разработчикам (ЦиХу и КБХА) было понятно, что второго включения не будет. А без второго включения "Ангара-1.2" является неполноценной ракетой, поскольку для нее будет "закрыт" наиболее востребованнй диапазон высот 600-1000 км.
 В этом случае выходом могло бы являться использование в качестве второй ступени блока ДМа или КРБ-12. Ведь летает же "Рокот" по подобной схеме.
ЦиХ оценки для КРБ-12 проводил: получалась весьма неплохая ракета. После этого просилось испрользование ДМ в качестве второй ступени. Думаю, что адаптация ДМ к УРМ-1 была бы дешевле чем разработка апогейной ступени для легкой "Ангары".  
 Закрытость и некомпетентность заказывающих и контролирующих органов позволяют разработчикам преследовать собственные интересы.

Остаётся ещё вариант с блоком довыведения.
http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/nk/1997/18-19/18-19-1997-2.html#54

ЦитироватьУниверсальный отсек системы управления снабжен четырьмя двигателями 11Д458 для обеспечения выведения полезной нагрузки на высокие круговые орбиты. Компоненты топлива для этих двигателей — несимметричный диметилгидразин и азотный тетраксид. Тяга четырех двигателей в пустоте 160 кг, удельная тяга в пустоте 252 сек. Запас топлива в отсеке 450 кг, сухая масса отсека 760 кг.

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/8656.jpg)

ЦитироватьУважаемые коллеги!
...
Основным вопросом настоящей темы является возможность повторного запуска УРМ-2 (РД-0124) в невесомости.  Но он практически остался в строне от магистрального направления дискуссии. Когда мне пришлось знакомиться с проектными материалами про легкой "Ангаре", то к удивлению не удалось обнаружить на УРМ-2 двигателей СОЗ. Т.е. с самого начала разработчикам (ЦиХу и КБХА) было понятно, что второго включения не будет. А без второго включения "Ангара-1.2" является неполноценной ракетой, поскольку для нее будет "закрыт" наиболее востребованнй диапазон высот 600-1000 км.

ИМХО, на такие орбиты спутнику лучше добираться с помощью собственной ДУ, чем тащить пустой УРМ-2, да он ещё и останется там болтаться надолго. Итак эти высоты достаточно засорены.
Другое дело, если повторное включение нужно для дозаправки УРМ-2 на орбите... но это здесь не обсуждалось.

ЦитироватьИМХО, на такие орбиты спутнику лучше добираться с помощью собственной ДУ, чем тащить пустой УРМ-2, да он ещё и останется там болтаться надолго. Итак эти высоты достаточно засорены.
Другое дело, если повторное включение нужно для дозаправки УРМ-2 на орбите... но это здесь не обсуждалось.

Такое решение накладывает определенные ограничения на конструкцию КА и малоприемлемо для коммерческих запусков. Все же практически универсальным решением для орбит высотой до 1500-2000 км выгладит блок довыведения, который сводился бы с орбиты после использования.

ЦитироватьУважаемые коллеги!
По моему пора эту тему закрывать. Как впрочем и проект "Ангара", как экономически разорительный для страны.  Говорят, что ожидаемая цена "Ангары-1.2" больше чем "Союза".
Основным вопросом настоящей темы является возможность повторного запуска УРМ-2 (РД-0124) в невесомости.  Но он практически остался в строне от магистрального направления дискуссии. Когда мне пришлось знакомиться с проектными материалами про легкой "Ангаре", то к удивлению не удалось обнаружить на УРМ-2 двигателей СОЗ. Т.е. с самого начала разработчикам (ЦиХу и КБХА) было понятно, что второго включения не будет. А без второго включения "Ангара-1.2" является неполноценной ракетой, поскольку для нее будет "закрыт" наиболее востребованнй диапазон высот 600-1000 км.
 В этом случае выходом могло бы являться использование в качестве второй ступени блока ДМа или КРБ-12. Ведь летает же "Рокот" по подобной схеме.
ЦиХ оценки для КРБ-12 проводил: получалась весьма неплохая ракета. После этого просилось испрользование ДМ в качестве второй ступени. Думаю, что адаптация ДМ к УРМ-1 была бы дешевле чем разработка апогейной ступени для легкой "Ангары".  
 Закрытость и некомпетентность заказывающих и контролирующих органов позволяют разработчикам преследовать собственные интересы.

1) Кто это сказал про стоимость и где это написано?
2) С какими Вы знакомились проектными материалами?
В описании схемы функционирования и в циклограмме написано есть ли эта возможность или нет.... двигатели для этого искать не обязательно ))
3) А про 12-КРБ Вам кто на ушко шепнул?
4) В новом проекте легкой РН нет УРМ-2, а есть его аналог с блоком довыведения.

Цитировать4) В новом проекте легкой РН нет УРМ-2, а есть его аналог с блоком довыведения.

Так все-таки от "пузатого" УРМ-2 отказались в пользу блока диаметром 2,9 м и уменьшенной заправкой? И он получился дешевле блока И от Союз-2?

Цитировать

Цитировать4) В новом проекте легкой РН нет УРМ-2, а есть его аналог с блоком довыведения.

Так все-таки от "пузатого" УРМ-2 отказались в пользу блока диаметром 2,9 м и уменьшенной заправкой? И он получился дешевле блока И от Союз-2?

Размерность таже.... примерно столько стоить и будет....

Блок "И" ставить нельзя.... система управления другая ))

Цитировать

ЦитироватьИМХО, на такие орбиты спутнику лучше добираться с помощью собственной ДУ, чем тащить пустой УРМ-2, да он ещё и останется там болтаться надолго. Итак эти высоты достаточно засорены.
Другое дело, если повторное включение нужно для дозаправки УРМ-2 на орбите... но это здесь не обсуждалось.

Такое решение накладывает определенные ограничения на конструкцию КА и малоприемлемо для коммерческих запусков. Все же практически универсальным решением для орбит высотой до 1500-2000 км выгладит блок довыведения, который сводился бы с орбиты после использования.

А чем сводить с орбиты сам аппарат? По-моему - нормальное решение.

ЦитироватьА чем сводить с орбиты сам аппарат? По-моему - нормальное решение.

Как чем? Собственной ДУ. Из-за малой конечной массы затраты топлива будут небольшими.

Цитировать4) В новом проекте легкой РН нет УРМ-2, а есть его аналог с блоком довыведения.

А в качестве БДВ что используется? Новая разработка или Бриз-КМ?

Цитировать

Цитировать4) В новом проекте легкой РН нет УРМ-2, а есть его аналог с блоком довыведения.

А в качестве БДВ что используется? Новая разработка или Бриз-КМ?

Новая разработка

Цитировать

ЦитироватьА чем сводить с орбиты сам аппарат? По-моему - нормальное решение.

Как чем? Собственной ДУ. Из-за малой конечной массы затраты топлива будут небольшими.

Так и довыводить её же. Всего-то вдвое больше топлива.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА чем сводить с орбиты сам аппарат? По-моему - нормальное решение.

Как чем? Собственной ДУ. Из-за малой конечной массы затраты топлива будут небольшими.

Так и довыводить её же. Всего-то вдвое больше топлива.

Масса БДВ (с выработанным РЗТ тем более) в НЕСКОЛЬКО раз меньше массы выведенного ПГ. Соответственно и масса тополива, затраченного на сход с орбиты будет в НЕСКОЛЬКО раз меньше, чем для выведения на нее.

ЦитироватьМасса БДВ (с выработанным РЗТ тем более) в НЕСКОЛЬКО раз меньше массы выведенного ПГ. Соответственно и масса тополива, затраченного на сход с орбиты будет в НЕСКОЛЬКО раз меньше, чем для выведения на нее.

Да с этим всё понятно. Но во что нужно превратить БДВ, чтобы он сам отделялся, ориентировался и сходил с орбиты? Это же будет настоящий разгонный блок, хоть и малого размера. И стоить он будет соответственно.

Цитировать

ЦитироватьМасса БДВ (с выработанным РЗТ тем более) в НЕСКОЛЬКО раз меньше массы выведенного ПГ. Соответственно и масса тополива, затраченного на сход с орбиты будет в НЕСКОЛЬКО раз меньше, чем для выведения на нее.

Да с этим всё понятно. Но во что нужно превратить БДВ, чтобы он сам отделялся, ориентировался и сходил с орбиты? Это же будет настоящий разгонный блок, хоть и малого размера. И стоить он будет соответственно.

Собственно, БДВ - это разновидность КРБ, только с меньшими энергетикой и сроком активного существования. По сути, БДВ можно выполнить в конструктиве адаптера ПГ, на котором будет стоять приборный отсек РКН, например.

ЦитироватьСобственно, БДВ - это разновидность КРБ, только с меньшими энергетикой и сроком активного существования. По сути, БДВ можно выполнить в конструктиве адаптера ПГ, на котором будет стоять приборный отсек РКН, например.

Так и получается, что лишний блок. ИМХО, наличие БДВ, как идеи обусловлено нежеланием производителей спутников возиться с проблемой довыведения и модернизировать спутники.

Цитировать

ЦитироватьСобственно, БДВ - это разновидность КРБ, только с меньшими энергетикой и сроком активного существования. По сути, БДВ можно выполнить в конструктиве адаптера ПГ, на котором будет стоять приборный отсек РКН, например.

Так и получается, что лишний блок. ИМХО, наличие БДВ, как идеи обусловлено нежеланием производителей спутников возиться с проблемой довыведения и модернизировать спутники.

Решение с довыведением с помощью собственной ДУ КА является почти идеальным в случае федеральных запусков. Поскольку в этом случае, заказчик может потребовать от разработчика доработки ДУ КА. Но как быть с КА, у которых ДУ отсутствует как таковая? А в случае коммерческих пусков, что делать? Требовать от заказчика запуска, чтобы он соизволил оснастить КА дополнительными баками? Уйдет такой заказчик к менее докучному провайдеру. Применение БДВ хоть и усложняет/удорожает систему, но делает ее более гибкой и универсальной.

ЦитироватьРешение с довыведением с помощью собственной ДУ КА является почти идеальным в случае федеральных запусков. Поскольку в этом случае, заказчик может потребовать от разработчика доработки ДУ КА. Но как быть с КА, у которых ДУ отсутствует как таковая? А в случае коммерческих пусков, что делать? Требовать от заказчика запуска, чтобы он соизволил оснастить КА дополнительными баками? Уйдет такой заказчик к менее докучному провайдеру. Применение БДВ хоть и усложняет/удорожает систему, но делает ее более гибкой и универсальной.

Вообще-то по-хорошему надо требовать, и ввести соответствующие международные стандарты. Потому что времена меняются - нехорошо сегодня оставлять спутники болтаться на высоких орбитах. Конечно, если речь идёт о 600 км, такое ещё можно себе позволить. Но если орбита высокая и спутник просуществует более 50 лет? Их надо принудительно сводить с орбиты, и собственная ДУ - наилучшшее решение для этого. Просто не должно быть таких спутников без ДУ.

ЦитироватьВообще-то по-хорошему надо требовать, и ввести соответствующие международные стандарты. Потому что времена меняются - нехорошо сегодня оставлять спутники болтаться на высоких орбитах. Конечно, если речь идёт о 600 км, такое ещё можно себе позволить. Но если орбита высокая и спутник просуществует более 50 лет? Их надо принудительно сводить с орбиты, и собственная ДУ - наилучшшее решение для этого. Просто не должно быть таких спутников без ДУ.

Поскольку принятие и реализация таких решений займут достаточно много времени, будут применяться БДВ. Кстати, учитывая, что некоторыне БДВ (например, "Икар") создавались на базе агрегатных отсеков КА, можно подумать и об инверсии. Скажем, в будущем интегрировать в КА существующие БДВ (с соответствующими доработками, конечно) в качестве двигательного отсека увода с орбиты. :roll:

С этим согласен. При условии, однако, что воплощение УРМ-2 займёт не очень много времени.

ЦСКБ делает БВ "Волга". Видимо для Союза-1 в том числе.

ЦитироватьЦСКБ делает БВ "Волга". Видимо для Союза-1 в том числе.

Вот сравнить бы его с Икаром. :roll:

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=8343&start=0&postdays=0&postorder=asc&highlight=

ЦитироватьБлок выведения Волга:

(http://keep4u.ru/imgs/b/080603/66/668c46bed7de4219f9.jpg)

И его предшественник:

(http://i022.radikal.ru/0712/45/c07d65fca055.jpg)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/59722.jpg)

Такое ощущение, что Волга - это нижняя часть Икара.

Совершенно верно. Видимо таки решились приборный отсек сделать негерметичным и совместили его с ДУ.

Цитировать

ЦитироватьРешение с довыведением с помощью собственной ДУ КА является почти идеальным в случае федеральных запусков. Поскольку в этом случае, заказчик может потребовать от разработчика доработки ДУ КА. Но как быть с КА, у которых ДУ отсутствует как таковая? А в случае коммерческих пусков, что делать? Требовать от заказчика запуска, чтобы он соизволил оснастить КА дополнительными баками? Уйдет такой заказчик к менее докучному провайдеру. Применение БДВ хоть и усложняет/удорожает систему, но делает ее более гибкой и универсальной.

Вообще-то по-хорошему надо требовать, и ввести соответствующие международные стандарты. Потому что времена меняются - нехорошо сегодня оставлять спутники болтаться на высоких орбитах. Конечно, если речь идёт о 600 км, такое ещё можно себе позволить. Но если орбита высокая и спутник просуществует более 50 лет? Их надо принудительно сводить с орбиты, и собственная ДУ - наилучшшее решение для этого. Просто не должно быть таких спутников без ДУ.

В этом нет ничего хорошего, хотя подобные идеи кое-кто и продвигает, и проекты ходят по ООН. По сути это означает резкое ограничение ресурса КА, для того чтобы обеспечить гарантированную работоспособность в момент увода. Ограничение времени существования полностью убьет коммерческий космос. Выиграют ли производители за счет большего госзаказа? Не уверен.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьРешение с довыведением с помощью собственной ДУ КА является почти идеальным в случае федеральных запусков. Поскольку в этом случае, заказчик может потребовать от разработчика доработки ДУ КА. Но как быть с КА, у которых ДУ отсутствует как таковая? А в случае коммерческих пусков, что делать? Требовать от заказчика запуска, чтобы он соизволил оснастить КА дополнительными баками? Уйдет такой заказчик к менее докучному провайдеру. Применение БДВ хоть и усложняет/удорожает систему, но делает ее более гибкой и универсальной.

Вообще-то по-хорошему надо требовать, и ввести соответствующие международные стандарты. Потому что времена меняются - нехорошо сегодня оставлять спутники болтаться на высоких орбитах. Конечно, если речь идёт о 600 км, такое ещё можно себе позволить. Но если орбита высокая и спутник просуществует более 50 лет? Их надо принудительно сводить с орбиты, и собственная ДУ - наилучшшее решение для этого. Просто не должно быть таких спутников без ДУ.

В этом нет ничего хорошего, хотя подобные идеи кое-кто и продвигает, и проекты ходят по ООН. По сути это означает резкое ограничение ресурса КА, для того чтобы обеспечить гарантированную работоспособность в момент увода. Ограничение времени существования полностью убьет коммерческий космос. Выиграют ли производители за счет большего госзаказа? Не уверен.

И насколько Вы думаете ограничение будет большим?
И почему вдруг оно появится?
И почему это убъёт коммерцию?

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьРешение с довыведением с помощью собственной ДУ КА является почти идеальным в случае федеральных запусков. Поскольку в этом случае, заказчик может потребовать от разработчика доработки ДУ КА. Но как быть с КА, у которых ДУ отсутствует как таковая? А в случае коммерческих пусков, что делать? Требовать от заказчика запуска, чтобы он соизволил оснастить КА дополнительными баками? Уйдет такой заказчик к менее докучному провайдеру. Применение БДВ хоть и усложняет/удорожает систему, но делает ее более гибкой и универсальной.

Вообще-то по-хорошему надо требовать, и ввести соответствующие международные стандарты. Потому что времена меняются - нехорошо сегодня оставлять спутники болтаться на высоких орбитах. Конечно, если речь идёт о 600 км, такое ещё можно себе позволить. Но если орбита высокая и спутник просуществует более 50 лет? Их надо принудительно сводить с орбиты, и собственная ДУ - наилучшшее решение для этого. Просто не должно быть таких спутников без ДУ.

В этом нет ничего хорошего, хотя подобные идеи кое-кто и продвигает, и проекты ходят по ООН. По сути это означает резкое ограничение ресурса КА, для того чтобы обеспечить гарантированную работоспособность в момент увода. Ограничение времени существования полностью убьет коммерческий космос. Выиграют ли производители за счет большего госзаказа? Не уверен.

И насколько Вы думаете ограничение будет большим?
И почему вдруг оно появится?
И почему это убъёт коммерцию?

Потому что.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьРешение с довыведением с помощью собственной ДУ КА является почти идеальным в случае федеральных запусков. Поскольку в этом случае, заказчик может потребовать от разработчика доработки ДУ КА. Но как быть с КА, у которых ДУ отсутствует как таковая? А в случае коммерческих пусков, что делать? Требовать от заказчика запуска, чтобы он соизволил оснастить КА дополнительными баками? Уйдет такой заказчик к менее докучному провайдеру. Применение БДВ хоть и усложняет/удорожает систему, но делает ее более гибкой и универсальной.

Вообще-то по-хорошему надо требовать, и ввести соответствующие международные стандарты. Потому что времена меняются - нехорошо сегодня оставлять спутники болтаться на высоких орбитах. Конечно, если речь идёт о 600 км, такое ещё можно себе позволить. Но если орбита высокая и спутник просуществует более 50 лет? Их надо принудительно сводить с орбиты, и собственная ДУ - наилучшшее решение для этого. Просто не должно быть таких спутников без ДУ.

В этом нет ничего хорошего, хотя подобные идеи кое-кто и продвигает, и проекты ходят по ООН. По сути это означает резкое ограничение ресурса КА, для того чтобы обеспечить гарантированную работоспособность в момент увода. Ограничение времени существования полностью убьет коммерческий космос. Выиграют ли производители за счет большего госзаказа? Не уверен.

И насколько Вы думаете ограничение будет большим?
И почему вдруг оно появится?
И почему это убъёт коммерцию?

Потому что.

Супер ответ!!!!

Я знал, что Вам понравится.

А теперь, представьте себе станцию Мир, затопленную в 1991 году. Для начала.

ЦитироватьЯ знал, что Вам понравится.

А теперь, представьте себе станцию Мир, затопленную в 1991 году. Для начала.

А какая разница когда?
Если бы перестали её обслуживать в 1991, то она тогда бы и затопла.

Цитировать

ЦитироватьЯ знал, что Вам понравится.

А теперь, представьте себе станцию Мир, затопленную в 1991 году. Для начала.

А какая разница когда?
Если бы перестали её обслуживать в 1991, то она тогда бы и затопла.

Ресурс ББ 5 лет. Ресурс модулей 3 года.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьЯ знал, что Вам понравится.

А теперь, представьте себе станцию Мир, затопленную в 1991 году. Для начала.

А какая разница когда?
Если бы перестали её обслуживать в 1991, то она тогда бы и затопла.

Ресурс ББ 5 лет. Ресурс модулей 3 года.

Не понял.... это цифры чего? Ресурс чем ограничен?

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьЯ знал, что Вам понравится.

А теперь, представьте себе станцию Мир, затопленную в 1991 году. Для начала.

А какая разница когда?
Если бы перестали её обслуживать в 1991, то она тогда бы и затопла.

Ресурс ББ 5 лет. Ресурс модулей 3 года.

Не понял.... это цифры чего? Ресурс чем ограничен?

Проектной документацией.

Это Вы про МИР говорите?
Документация это хорошо, а чем лимитируется этот срок?

ЦитироватьЭто Вы про МИР говорите?
Документация это хорошо, а чем лимитируется этот срок?

В смысле? Это характеристика изделия.

Цитировать

ЦитироватьЭто Вы про МИР говорите?
Документация это хорошо, а чем лимитируется этот срок?

В смысле? Это характеристика изделия.

Ну летал то он больше....
И характеристика изделия откудато вытекает.... если есть ограничение срока функционирования, то оно должно иметь корни....  например либо это аппаратура сдыхает, либо корпус прохудится или СБ деградируют...

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьЭто Вы про МИР говорите?
Документация это хорошо, а чем лимитируется этот срок?

В смысле? Это характеристика изделия.

Ну летал то он больше....
И характеристика изделия откудато вытекает.... если есть ограничение срока функционирования, то оно должно иметь корни....  например либо это аппаратура сдыхает, либо корпус прохудится или СБ деградируют...

Дело же не в причинах. Дело в следствии.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьЭто Вы про МИР говорите?
Документация это хорошо, а чем лимитируется этот срок?

В смысле? Это характеристика изделия.

Ну летал то он больше....
И характеристика изделия откудато вытекает.... если есть ограничение срока функционирования, то оно должно иметь корни....  например либо это аппаратура сдыхает, либо корпус прохудится или СБ деградируют...

Дело же не в причинах. Дело в следствии.

Я чегото не догоняю..... если Вы утверждаете что по проектным материалам МИР должен был сдохнуть в 1991 году, а он не сдох.... то к чему это Вы всё?

Это я к тому, что если поставить задачу топить все, что запускается, то делать это придется в пределах назначенного технического ресурса. Потому, что по состоянию это сделать не получится.

ЦитироватьЭто я к тому, что если поставить задачу топить все, что запускается, то делать это придется в пределах назначенного технического ресурса. Потому, что по состоянию это сделать не получится.

Ну так на все спутники ГСО и так требование есть уводиться с орбиты..... конечно это надо делать пока спутник ещё слушается и есть резерв топлива.

Цитировать

ЦитироватьЭто я к тому, что если поставить задачу топить все, что запускается, то делать это придется в пределах назначенного технического ресурса. Потому, что по состоянию это сделать не получится.

Ну так на все спутники ГСО и так требование есть уводиться с орбиты..... конечно это надо делать пока спутник ещё слушается и есть резерв топлива.

Нету такого закона.

Или возьмем Монитор-Э. Он слушается?

ЦитироватьВ этом нет ничего хорошего, хотя подобные идеи кое-кто и продвигает, и проекты ходят по ООН. По сути это означает резкое ограничение ресурса КА, для того чтобы обеспечить гарантированную работоспособность в момент увода. Ограничение времени существования полностью убьет коммерческий космос. Выиграют ли производители за счет большего госзаказа? Не уверен.

Мне это кажется слегка необоснованным. Едва ли в международных стандартах или договорах, касающихся беспилотных КА, будет фраза:

Цитироватьобеспечить гарантированную работоспособность в момент увода

Скорее всего, "гарантированную" потрут. А значит - спутники будут эксплуатировать не до истечения гарантированного ресурса, а "пока устойчиво работает". Обычно спутники дохнут не сразу, а постепенно.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьЭто я к тому, что если поставить задачу топить все, что запускается, то делать это придется в пределах назначенного технического ресурса. Потому, что по состоянию это сделать не получится.

Ну так на все спутники ГСО и так требование есть уводиться с орбиты..... конечно это надо делать пока спутник ещё слушается и есть резерв топлива.

Нету такого закона.

Или возьмем Монитор-Э. Он слушается?

Ну как нету?
Давно такое требование есть - спутник должен уводиться с орбиты в конце срока функционирования (для спутников ГСО)
Монитор-Э - экпериментальный, срок службы расчитан на один год и он не геостационарный.
И он к томуже работает... фотки новые есть

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьЭто я к тому, что если поставить задачу топить все, что запускается, то делать это придется в пределах назначенного технического ресурса. Потому, что по состоянию это сделать не получится.

Ну так на все спутники ГСО и так требование есть уводиться с орбиты..... конечно это надо делать пока спутник ещё слушается и есть резерв топлива.

Нету такого закона.

Или возьмем Монитор-Э. Он слушается?

Ну как нету?
Давно такое требование есть - спутник должен уводиться с орбиты в конце срока функционирования (для спутников ГСО)
Монитор-Э - экпериментальный, срок службы расчитан на один год и он не геостационарный.

Вот, год давно прошел. Пора в океан.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьЭто я к тому, что если поставить задачу топить все, что запускается, то делать это придется в пределах назначенного технического ресурса. Потому, что по состоянию это сделать не получится.

Ну так на все спутники ГСО и так требование есть уводиться с орбиты..... конечно это надо делать пока спутник ещё слушается и есть резерв топлива.

Нету такого закона.

Или возьмем Монитор-Э. Он слушается?

Ну как нету?
Давно такое требование есть - спутник должен уводиться с орбиты в конце срока функционирования (для спутников ГСО)
Монитор-Э - экпериментальный, срок службы расчитан на один год и он не геостационарный.

Вот, год давно прошел. Пора в океан.

Кажется требования по его уводу не было..... низко летает.... сам упасть сможет

Что значит - сам? А вдруг не туда?

Вы, прежде чем спорить, разобрались бы, с чем спорите. Суть предложения - сводить все КА вне зависимости от орбиты.

ЦитироватьЧто значит - сам? А вдруг не туда?

Вы, прежде чем спорить, разобрались бы, с чем спорите. Суть предложения - сводить все КА вне зависимости от орбиты.

А я не с этим "спорил".... почитайте...

ЦитироватьИ насколько Вы думаете ограничение будет большим?

Достаточно большим. В разы. Многие КА отрабатывают по три и более ресурсов.

ЦитироватьИ почему вдруг оно появится?

Некое соглашение на уровне ООН. У которого, ка это не странно, есть сторонники внутри отрасли. Возможно полагающий, что это приведет к увеличению заказа.

ЦитироватьИ почему это убъёт коммерцию?

Там и так окупаемость за пределами обычного кредитования. А так деятельность станет еще менее привлекательной. И новые коммерческие платформы придется еще ждать по результатам создания аналогов по госзаказу. И дополнительные запасы топлива приведут к ухудшению целевых ТТХ.

И вообще это жуткая дурь. Примерно, как эндемичные тушканчики.

Цитировать

ЦитироватьИ насколько Вы думаете ограничение будет большим?

Достаточно большим. В разы. Многие КА отрабатывают по три и более ресурсов.

ЦитироватьИ почему вдруг оно появится?

Некое соглашение на уровне ООН. У которого, ка это не странно, есть сторонники внутри отрасли. Возможно полагающий, что это приведет к увеличению заказа.

ЦитироватьИ почему это убъёт коммерцию?

Там и так окупаемость за пределами обычного кредитования. А так деятельность станет еще менее привлекательной. И новые коммерческие платформы придется еще ждать по результатам создания аналогов по госзаказу. И дополнительные запасы топлива приведут к ухудшению целевых ТТХ.

И вообще это жуткая дурь. Примерно, как эндемичные тушканчики.

Делается большая стартовая масса КА.... делаются РН на новую увеличенную ПН и всё. Стоимость может подскочить незначительно.... для конечного покупателя услуг это незначительно и никто от услуг отказываться не будет.

Цитироватьделаются РН на новую увеличенную ПН и всё. Стоимость может подскочить незначительно...

Вот вот. Миллиард туда, миллиард сюда. Это, конечно мелочи. Но сроки! 15 лет ждем Ангару, а она устарела. Что, еще 15 лет ждать?

Цитировать

Цитироватьделаются РН на новую увеличенную ПН и всё. Стоимость может подскочить незначительно...

Вот вот. Миллиард туда, миллиард сюда. Это, конечно мелочи. Но сроки! 15 лет ждем Ангару, а она устарела. Что, еще 15 лет ждать?

Если сегодня делать РН, то по технологиям и аппаратуре ничего новее не будет, чем в Ангаре.
Сроки.... у Маска получается пока быстрее. Если хочется чтобы было чтото (космос не засорялся например), надо чтото делать.

А Вам не кажется, что проблема засорения космоса надумана?

ЦитироватьА Вам не кажется, что проблема засорения космоса надумана?

Неа, не кажется.... если учесть что есть пределённые орбиты, которые пользуются спросом

Цитировать

ЦитироватьА Вам не кажется, что проблема засорения космоса надумана?

Неа, не кажется.... если учесть что есть пределённые орбиты, которые пользуются спросом

А Вам не кажется, что страховые выплаты по единичному потерянному КА (а пока достоверно только одно столкновение) значительно меньше, чем затраты на создание нового парка РН и новых платформ для КА?

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА Вам не кажется, что проблема засорения космоса надумана?

Неа, не кажется.... если учесть что есть пределённые орбиты, которые пользуются спросом

А Вам не кажется, что страховые выплаты по единичному потерянному КА (а пока достоверно только одно столкновение) значительно меньше, чем затраты на создание нового парка РН и новых платформ для КА?

Ну это смотря на кого ложаться эти выплаты ))
Пока ещё думаю долго можно с засорением не париться..... а вот потом...

ЦитироватьЧто значит - сам? А вдруг не туда?

Вы, прежде чем спорить, разобрались бы, с чем спорите. Суть предложения - сводить все КА вне зависимости от орбиты.

Я такого предложения не делал. И едва ли кто такое сделает в здравом уме. Кроме того, речь не только о КА. Сейчас есть 2 проблемы: орбиты где-то от 3000 километров и ниже, до затухающих в течение нескольких лет. Оттуда и надо уводить отработавшие объекты. Не обязательно в атмосферу, если понизить перигей до 500 км - будет достаточно. И ГСО, там хорошо бы собирать их в кучу и закреплять чтобы не расползались - этого пока вполне достаточно.