Форум Новости Космонавтики

http://www.spacenews.com/civil/101124-science-missions-delays-delta.html

ЦитироватьNASA Science Missions Face Delays as Delta 2 Sunsets
By Debra Werner

SAN FRANCISCO — NASA science missions face potential delays in the years ahead as the space agency makes the transition from its workhorse Delta 2 medium-class launch vehicle to new rockets, according to a recent report by the U.S. Government Accountability Office (GAO).

Since 1998, NASA has relied on Delta 2 rockets built by Denver-based United Launch Alliance to carry almost 60 percent of its scientific satellites into orbit, according to the report, "NASA, Medium Launch Transition Strategy Leverages Ongoing Investments but is Not Without Risk."

"Delta 2, however, is no longer in production, and no other vehicle in the relative cost and performance range is currently certified for NASA use," according to the report released Nov. 22. "Thus, NASA faces a potential gap in the availability of medium class launch vehicles that could cause design challenges, delays, or funding issues."

To fill that gap, NASA is counting on the Falcon 9 rocket built by Space Exploration Technology Corp. (SpaceX) of Hawthorne, Calif., and Orbital Science Corp.'s Taurus 2 rocket, two launch vehicles with lift capabilities similar to the Delta 2. Since 2006, NASA has helped fund development of the Falcon 9 and Taurus 2 rockets as part of the Commercial Orbital Transportation Services program. In late 2008, the space agency announced plans to pay a total of $3.5 billion to Orbital Sciences and SpaceX for 20 cargo flights to and from the international space station as part of the Commercial Resupply Services program.

Still, it will take years before either rocket is ready to take NASA science missions into orbit. It takes approximately three years for a new launch vehicle to be certified by NASA's Launch Services Program and that process generally does not begin until the vehicle has been sel ected by the space agency for a particular mission, according to the GAO report. What's more, a vehicle cannot be sel ected for a mission until it has completed at least one successful flight.

In June, the Falcon 9 accomplished that goal. The Taurus 2 rocket is scheduled for its first flight between July and September of 2011, according to Barron Beneski, spokesman for Dulles-Va.-based Orbital Sciences.

Even if NASA moves promptly to award a contract to SpaceX to buy a Falcon 9 rocket for a science mission, the rocket is not likely to be certified for launch until the middle of 2013, according to the GAO report. Further certification will be required before the rocket is cleared to launch high-value payloads. That certification, which requires the completion of multiple successful launches, is unlikely to be completed until late 2013 or early 2014, the report added.

"NASA's plan has inherent risks that need to be mitigated," according to the GAO report. "NASA has not developed detailed estimates of the time and money required to resolve technical issues likely to arise during the launch vehicle certification process. As these costs are currently unknown, according to Science Mission Directorate officials, NASA has not yet budgeted for them."

NASA's plan to phase out its reliance on Delta 2 stems from studies conducted since 2006 to examine alternative launch vehicles. Those studies determined that once the U.S. Air Force concluded its use of the Delta 2 in 2009, it would be too expensive for NASA alone to maintain the Delta 2 launch vehicle infrastructure. Instead, the space agency should encourage the development of new medium-class rockets and rely on larger launch vehicles, including the United Launch Alliance Atlas 5 and Delta 4, as an interim solution until the new rockets are certified, according to the GAO report.

NASA is scheduled to launch only three more science spacecraft on Delta 2s: the Aquarius sea-surface salinity mission in June 2011, the Gravity Recovery and Interior Laboratory mission in September 2011, and the National Polar-orbiting Operational Satellite System Preparatory Project in October 2011.

In NASA's response to the GAO report, Edward Weiler, NASA's associate administrator for science, said the space agency is aware of the risks associated with concluding the Delta 2 launch vehicle line and relying on new rockets. "NASA has been actively engaged in managing risk associated with launch vehicle availability and cost, including those risks related to the close out and/or start up of launch vehicle lines," he said in a Nov. 9 letter to GAO.

Weiler pointed out that while NASA already has awarded a launch services contract to SpaceX for the Falcon 9, it has not yet done so for the Taurus 2. The Taurus 2 will be included in a future NASA Launch Services contract, Weiler wrote. "While NASA intends to follow a similar process to certify both vehicles at the appropriate time, currently the Agency's activities in support of launch services for science missions are focused on the Falcon 9," he added.

In concluding its report, GAO recommended that NASA perform detailed analyses to determine costs related to certifying new medium-class launch vehicles as well as ensuring that those costs are included in future budgets. Cost estimates should include an examination of the expenses associated with delaying science missions or sending them into orbit on larger spacecraft if necessary, according to the GAO report. NASA concurred with those recommendations, Weiler wrote.

http://space.flatoday.net/2010/11/gao-wait-for-new-rockets-could-delay.html#links

ЦитироватьMonday, November 22, 2010
GAO: Wait for new rockets could delay NASA science missions

Several NASA science missions risk increased costs and delays as Kennedy Space Center's Launch Services Program transitions to new medium class rockets, according to a government watchdog report released today.

Read a summary of the Government Accountability Office report here.

NASA is phasing out use of United Launch Alliance's Delta II rocket, which sent 60 percent of its science research satellites into space over since 1998.

The agency has three more Delta II missions on the books through next October -- one launching fr om Cape Canaveral Air Force Station and the other two fr om Vandenberg Air Force Base in California.

SpaceX's Falcon 9 and Orbital Science Corp.'s Taurus II, both of which are being developed to deliver cargo to the International Space Station, are expected to eventually fill the medium-lift need.

But each is expected to take at least three years and cost roughly $25 million to certify, including resolving technical issues likely to be raised by the process.

Also, neither of the two new rockets have West Coast facilities needed to launch to polar orbits, as planned by 12 of the 14 medium class science missions through 2020 that are not yet assigned launch vehicles.

GAO identified several science missions approaching their preliminary design reviews -- after which a launch vehicle change is rare -- that face uncertainty if awarded to the Falcon 9. (Taurus II is not yet eligible for awards.)

Until the rockets are ready, ULA's bigger and costlier Atlas V rocket is an alternative.

NASA agreed with the report's recommendations that the agency should budget for the cost to certify the two new rockets, to remedy technical problems and to absorb mission delays.

Image: Liftoff of the Delta II rocket carrying the Kepler spacecraft on March 6, 2009, at Cape Canaveral Air Force Station. Credit: NASA/Kim Shiflett

posted by James Dean at 3:40 PM

http://www.gao.gov/new.items/d11107.pdf

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/63473.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/63474.jpg)

В двух словах на русском языке: после ухода Дельты-2 НАСА нечем запускать научные миссии вплоть до 2017 года, поскольку ранее Falcon-9 не получит сертификата.

Есть у ULA вариант с парными пусками на Atlas V 401, но он скорее годится для околоземных орбит.

Рассматривался вариант с использованием верхней ступени от GX, но он умер вместе с японским долгостроем.

Прекрасная возможность для РККЭ предложить ДМ-03 и ДМ-SL в качестве второй ступени для Atlas V 401.

ЦитироватьВ двух словах на русском языке: после ухода Дельты-2 НАСА нечем запускать научные миссии вплоть до 2017 года, поскольку ранее Falcon-9 не получит сертификата.

Есть у ULA вариант с парными пусками на Atlas V 401, но он скорее годится для околоземных орбит.

Рассматривался вариант с использованием верхней ступени от GX, но он умер вместе с японским долгостроем.

Прекрасная возможность для РККЭ предложить ДМ-03 и ДМ-SL в качестве второй ступени для Atlas V 401.

Дешевле будет пустить штатный Атлас с недогрузом.

Отчего же тогда всплывал вариант с GX?

А разве сертифицировать Атлас-5 с керосиновым КРБ будет дешевле и быстрее, чем Ф-9?

По Блоку ДМ есть статистика. По массе очень близок к Центавру. Диаметр 3,7 м при диаметре первой ступени 3,81 м тоже подходит неплохо. Проблема со стартовым оборудованием, но в случае с GX она не пугала. Думаю остальные проблемы политического свойства.

Кстати, LNG Propulsion System до сих пор числится в разработке (по информации на сайте JAXA). Это была едва ли не единственная система, разработку которой финансировало правительство (собственно GX была частным проектом). Так что, возможно, еще не все потеряно.

Для Японии видимо да, но вряд ли этот долгострой уже интересен ULA. Конкуренты в виде Taurus II и Falcon 9 нажимают и с нехилым лобби в конгрессе. Шанс остаётся во временном окне до 2014 года на разработку и до 2017 года на пуск.

Имхо на ограниченное время могут и обойтись - легкие ПН возьмут на себя Минотавры и Таурус-1, а ради 2-3 тяжелых можно и цельный Атлас выделить.

ЦитироватьИмхо на ограниченное время могут и обойтись - легкие ПН возьмут на себя Минотавры и Таурус-1, а ради 2-3 тяжелых можно и цельный Атлас выделить.

Чего им не купить Протон? или даже совместная миссия, наш вклад - носитель, а научные данные нам он-лайн.

Политическая доктрина не позволяет.
Ещё со времён космической гонки они выбрали себе определенные принципы, "так что теперь надо мучиться, но держать слово" (с) М.Жванецкий.  :)
Национальные научные миссии - только своими раетами, этого кстати придерживаются и большинство других ведущих космических держав.
Ну, за редким исключением для некоторых международных миссий.

Просветите - может ,я что-то пропустил?

А Дельта Хеви при делах?
И вообще - что живет, а что нет в линейке дельты?

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьLG пишет:

Представил себе ситуацию.Сижу-ка я в Энергии или в Роскосмосе, перечитал в очередной раз книжку "Незнайка на Луне" и пишу письмо. Типа:

"здрст мстр путен мстр барак и примкнувший айпод. Дайте ббл. Хочу на Мрс"

Back-stabber   пишет:

Э. Надо что-то вкусное им подкинуть.
Типа "а давайте овермуном на ГСО с Плесецка летать? Зыка? Зыка.. А нам там парочку станций локации (у муна собственно) надо.. А профит? Будет, едрить копать, аназначна, куда-ж без него... Но.. Надо вложиться изначально.. станции коррекции/локации/наблюдения на мооне там, и так, по мелочи, обслуживающий персонал, супертяжи, и тд тп.."

 :lol:

LG пишет:  

Есть одна вкусная идейка... Но безумная... Идейка в том чтобы продать им ДМ вместо Центавра для Атласа.
Двукратное уменьшение массы ПГ на НОО и одновременно шестикратное уменьшение стоимости ПГ на НОО.

Как бонус - возврат Атласа в "коммерческий клуб" и 5% рынка.

Back-stabber   пишет:  

Оно такое дорогое? :shock: Центавра в смысле? :?:

LG пишет:

По разумению энергиевских менеджеров Центавр стоит как бы дороже чем весь прочий Атлас.

http://www.houghton.edu/academics/programs/physics/Class%20Web%20Pages/phys251/Projects/2010-2011/asteroid%202010.pdf

(http://s44.radikal.ru/i103/1108/51/481b14f21cf6.jpg)

Для сравнения РД-180 PW&R покупает за $10 млн.

Цитироватьhttp://www.houghton.edu/academics/programs/physics/Class%20Web%20Pages/phys251/Projects/2010-2011/asteroid%202010.pdf

[img http://s44.radikal.ru/i103/1108/51/481b14f21cf6.jpg[/img]
. . .
Cost:    about $30 million

:shock:
Повесиццо...

Поднимаю тему ввиду попыток запустить альтернативную. 8)
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=12477&start=0&postdays=0&postorder=asc&highlight=

Ок, тогда продублирую:

ЦитироватьТут интересный слух пробегал. Что вопрос использования на Атласе V блока типа ДМ вместо РБ "Центавр"  не то что обсуждается всерьёз, а уже почти в стадии положительного решения.
 :!:

И чем это будет быстрее ожидания F9? Да, у ДМ есть своя статистика, но не в составе Атласа. IMHO, под Атлас ДМ надо доработать, а значит и статистику набирать с нуля.

А что Локхиду даёт ожидание F9?

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьSpaceR пишет:

Тут интересный слух пробегал. Что вопрос использования на Атласе V блока типа ДМ вместо РБ "Центавр" не то что обсуждается всерьёз, а уже даже почти в стадии положительного решения. :!:

И в целом решения довольно перспективного, особенно если вспомнить цены на RL-10: http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=11360&postdays=0&postorder=asc&start=0 ( :shock: )
Один 10-тонный ЖРД по цене трёх 425-тонных (на первой ступени) - это дааа...
Неудивительно, что при таких ценах использование российской РКТ продолжает расширяться несмотря на все стратегические ограничения и национальные амбиции.

Дмитрий В.пишет:

Стоимость конечно упадет. Но что делать с резко понизившейся грузоподъемностью?

Андрей Суворов пишет:

Она понижается пропорционально снижению стоимости, а сейчас тенденция такова, что лёгкие ракеты, хоть и дешевле средних за запуск, получаются дороже за килограмм, так что при сохранении пропорции такая ракета будет выгодна.

Опять же, если увеличится серийность первой ступени, она подешевеет для всех вариантов.

На низких и средних орбитах снижение приемлемое, на высоких, конечно, нет...

SpaceR пишет:

Недостаток грузоподъёмности частично можно компенсировать увеличением ТТУ. Чаще будут летать 4-5-ускорительные варианты. Производитель которых наверняка обещал скидку на количестве. ;)

Что касается ПГСО - то всё равно немалое число миссий остаётся в пределах грузоподъёмности.

Кроме того, не так давно на "Атласе" хотели запускать свои корабли куча разработчиков - от Боинга до Sierra Nevada (о Blue Origin скромно умолчим. :) )

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитировать

Цитироватьzaitcev пишет:

Для GPS будет мало, стало быть спутники ДЗЗ. Стырить ORBCOMM у SpaceX было бы неплохо. Может быть даже удастся подобрать кое-какую мелочь для научников. Или можно говорить о возвращении на международный рынок. Ни о каком геостационаре, конечно, говорить не приходится.

Пуски, конечно, строго из Вандерберга. Во Флориде придется мобильную платформу дорабатывать, а это вряд ли, если только не решат строить 2-ю, и ее уж сразу под две ступени, и с доступом для астронавтов.

SpaceR пишет:

А зачем дорабатывать платформу?

чайник17 пишет:

Почему мало? Для GPS сейчас планируется 401, можно использовать 431DM - должно хватить...

pkl пишет:

А сколько стоит твёрдое топливо у них? Говорят, оно вообще очень дорогое.

SpaceR пишет:

Дорогое (относительно жидких), но значения не имеет - его стоимость входит в цену ТТУ (по сравнению с которой будет не так уж и дорого, тем более что в США РДТТ-ступени клепаются массово).

Думаю, по сравнению с 30 миллионами баксов за один RL-10 их цена окупится.

Чебурашка пишет:
401 == 431DM - это на глазок или подсчитано :?:

чайник17 пишет:

на глазок :) собственно, хотел сказать 401 <= 431DM :)

pkl пишет:

Т.е., хотите сказать, "Атлас" с 4-5 ускорителями и блоком ДМ будет дешевле того же "Атласа" без ускорителей и с "Центавром"?

Сегодня, пока ехал в автобусе, придумал такую мысль: а что если попробовать американцам впарить РД-0146? Интересно, сколько он стоит?

ЦитироватьСегодня, пока ехал в автобусе, придумал такую мысль: а что если попробовать американцам впарить РД-0146? Интересно, сколько он стоит?

А чего пробовать? РД-0146 и так был разработан по заказу Пратт-энд-Уитни и, вероятно, за их деньги.

Ну и? Двигатель, правда, не летал ни разу - ну так и прожечь лишний раз можно.

Какой смысл PW&R подкладывать свинью самим себе?

Если думать в направлении водородника, то проще и дешевле будет КВД-1 или КВД-1А. Можно предложить 12КРБ в сборе. Права на маркетинг двигателя не передавались и проблем на американском рынке быть не должно.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА сколько стоит твёрдое топливо у них? Говорят, оно вообще очень дорогое.

Дорогое (относительно жидких), но значения не имеет - его стоимость входит в цену ТТУ (по сравнению с которой будет не так уж и дорого, тем более что в США РДТТ-ступени клепаются массово).

Думаю, по сравнению с 30 миллионами баксов за один RL-10 их цена окупится.

Т.е., хотите сказать, "Атлас" с 4-5 ускорителями и блоком ДМ будет дешевле того же "Атласа" без ускорителей и с "Центавром"?

Нет.
Я хочу сказать, что Атлас с РБ ДМ и ускорителями будет аналогичен по грузоподъемности Атласу, на котором на 1-2 ускорителя меньше.
При этом "безцентавровый" вариант обойдётся заметно дешевле.

ЦитироватьЕсли думать в направлении водородника, то проще и дешевле будет КВД-1 или КВД-1А. Можно предложить 12КРБ в сборе. Права на маркетинг двигателя не передавались и проблем на американском рынке быть не должно.

Так а что предлагать - их же нету уже и в ближайшее время не будет. Подозреваю, что на данный момент уже и ряд звеньев технологической цепочки отсутствует. Сколько времени и денег займёт восстановление - неизвестно, но заранее ясно что такой вариант LM не годится по времени.
Про надёжность... лучше промолчу.
Да и диаметр у 12КРБ маловат, но это уже детали.

Цитировать

ЦитироватьТ.е., хотите сказать, "Атлас" с 4-5 ускорителями и блоком ДМ будет дешевле того же "Атласа" без ускорителей и с "Центавром"?

Нет.
Я хочу сказать, что Атлас с РБ ДМ и ускорителями будет аналогичен по грузоподъемности Атласу, на котором на 1-2 ускорителя меньше.
При этом "безцентавровый" вариант обойдётся заметно дешевле.

А каково будет соотношение по грузоподъёмности и стоимости с моноблочным "Атлас-Центавром"?

ЦитироватьSpaceR пишет:



Так а что предлагать - их же нету уже и в ближайшее время не будет. Подозреваю, что на данный момент уже и ряд звеньев технологической цепочки отсутствует. Сколько времени и денег займёт восстановление - неизвестно, но заранее ясно что такой вариант LM не годится по времени.
Про надёжность... лучше промолчу.
Да и диаметр у 12КРБ маловат, но это уже детали.

По КВД-1 и КВД-1А оснастка есть и восстановление производства не составит проблемы. Ведутся даже работы по совершенствованию двигателя. По 12КРБ дела хуже. Ну а диаметр там 2,8м против 3,05 у Центавра. По надёжности там проблемы скорее с индийской системой управления, чем с двигателем.

ЦитироватьСтоимость конечно упадет. Но что делать с резко понизившейся грузоподъемностью?

Есть ощущение, что с новым  РД-58МФ - совсем не резко.

Цитировать

ЦитироватьСтоимость конечно упадет. Но что делать с резко понизившейся грузоподъемностью?

Есть ощущение, что с новым  РД-58МФ - совсем не резко.

Возьми спредшит - посчитай. "И все увидишь сам" :wink:

Ключевой вопрос - массовое совершенство. Хз скока вешать в граммах. И еще я не совсем понял, что там у РД-58МФ с соотношением компонентов?

А в прочем... эээ... может ты уже посчитал, если это так просто? ;)

ЦитироватьКлючевой вопрос - массовое совершенство. Хз скока вешать в граммах. И еще я не совсем понял, что там у РД-58МФ с соотношением компонентов?

А в прочем... эээ... может ты уже посчитал, если это так просто? ;)

Да нет, просто "на глазок". У однодвигательного центавра массовое совершенство выше чем у ДМ, да и тяга двигателя больше. С учетом УИ Центавра (449 с против 352 у 11Д58М) можно полагать, что применение ДМ провалит ПГ примерно вдвое.

А, блин, точно, Центавр легок как никто...

А что им мешает сделать более "брутальный" и дешёвый "Центавр" :?: Снизить стоимость за счёт упрощения и отказа от предельных параметров

ЦитироватьА что им мешает сделать более "брутальный" и дешёвый "Центавр" :?: Снизить стоимость за счёт упрощения и отказа от предельных параметров

Эффект будет отрицательным. Упрощение обернется ростом масссы с потерей грузоподъемности. Само "упрощение" будет стоить определенных затрат в условиях США совсем немалых. В роезультате при малой серийности эти затраты не отобьются снижением затрат на производство.

Мешает дорогой RL10 ценою в 30 лимонов.

Интересный вариант вырисовывается для ДМа:

http://www.aviationweek.com/aw/generic/story_channel.jsp?channel=space&id=news/awst/2012/01/16/AW_01_16_2012_p24-413386.xml&headline=Existing%20Stage%20Needed%20To%20Meet%20SLS%20Schedule&prev=10

Existing Stage Needed To Meet SLS Schedule
Jan 18, 2012

By Frank Morring, Jr.
Washington

Tight budgets and a tight schedule mean NASA will use an existing upper stage for the first two tests of its Space Launch System (SLS) human-exploration rocket, instead of flying the Orion multi-purpose crew vehicle (MPCV) with the human-rated J-2X engine already in full-scale ground test.

Engineers developing the heavy-lift SLS are polling the worldwide launch industry in search of an upper stage they can use to kick the Orion MPCV on two test flights around the Moon. Under pressure from Congress to build and fly the big new rocket quickly, the U.S. space agency has scheduled an unmanned lunar flyby late in 2017, followed by a lunar-orbital mission with a four-person crew in 2021.

Because of the relatively low performance requirements for those missions, an upper stage already in use probably can fulfill them, says Garry Lyles, NASA's SLS chief engineer.

"We're on what we're calling a capabilities-driven exploration," he says. "So with the budget we have, we've laid out an evolution plan for the launch vehicle that's consistent with the need, and so that budget allows us basically to develop a capability that, with a small stage, a small delta-V with the launch vehicle, we can actually go beyond low Earth orbit with our initial launch vehicle capability."

That 70-metric-ton initial SLS lift capability is to be provided with a core stage powered by surplus RD-25D space shuttle main engines and two copies of the five-segment version of the four-segment shuttle solid-fuel booster originally developed as the first stage for the Ares I crew launch vehicle (AW&ST Nov. 14, 2011, p. 39).

Specifications for an "Interim Cryogenic Propulsion Stage" (ICPS) published in a Jan. 9 solicitation via the NASA Acquisition Internet Service call for "three engine ignitions to achieve greater than 3,050 [meters per second] delta-V." By comparison, Lyles says, the SLS upper stage to be developed by Boeing will be able to deliver at least twice that velocity change, even after an ascent burn to help get a full-up Orion to low Earth orbit on missions destined to go beyond the Moon.

"This really is just an interim solution that allows us to actually go beyond low Earth orbit with what I would call a minimum launch vehicle capability," says Lyles. "What we actually derived is a set of test flights to demonstrate the spacecraft, the Orion MPCV capability, and we needed a rather small delta-V to do that test-flight demonstration."

For the first two flight tests, NASA wants an upper stage that can push an Orion weighing 24,224 kg (53,404 lb.) to an initial elliptical orbit with an apogee of 900-1,000 nm. It must be able to fire again to circularize that initial orbit, and then send the capsule on its way to the Moon with a "big burn" for trans-lunar injection, according to Lyles.

The payload requirement includes the Orion service module and, on the second mission only, a four-person crew. The first mission would simply swing the unoccupied vehicle around the Moon and return it to Earth for an 11-km/sec. (6.8-mi./sec.) reentry velocity to test its heat shield. The second would use the service module propulsion system to place the Orion in a high lunar orbit while its systems are checked out, and then use service module propulsion for the return to Earth. That propulsion will be supplied by a modified version of the shuttle's Orbital Maneuvering System engine (AW&ST Jan. 9, p. 40).

While the solicitation is open officially to any upper stage operating today, including solid-fuel and storable-propellant systems, Lyles says it is possible that only cryogenic stages would meet the requirement. That could include an upper stage using hydrocarbon fuel instead of liquid hydrogen, as on the SpaceX Falcon 9.

"Even the kerosene stages use LOX [liquid oxygen], so you can say that's a cryo stage," says Lyles. "We'll take a look at it. It doesn't necessarily have to be a hydrogen stage."

Possible candidates include the upper stages for the Delta IV and Atlas V, Europe's Ariane V, Russian Proton and Zenit vehicles, and perhaps others. Non-U.S. providers might need to team with a U.S. company to meet "Buy American" and other congressional restrictions.

"For this response, I would expect that we have the potential to have some international responses, and we would have to look at how those responses fit in, not only to our acquisition strategy, but we have to talk to the legal folks to make sure we're dotting every i and crossing every t," says David Beaman, manager of spacecraft and payload integration for SLS at Marshall Space Flight Center.

Beaman says NASA will provide the interfaces between the ICPS, the SLS core stage below it and the Orion service module above. The agency wants to see 10-page responses from industry by Feb. 7 "solely for the purpose of determining whether or not hardware is currently available and if the procurement may be conducted on a competitive or noncompetitive basis."

Other criteria that must be met include an overall stage weight less than 71,400 lb., the ability to be human-rated for the second flight, and the ability to maintain three-axis control in space before it is separated from the Orion.

Meanwhile, NASA plans to continue developing the J-2X that will power the final SLS upper stage. Ground testing of the engine, which is based on the Saturn V upper stage engines, is under way at Stennis Space Center. However, work on the SLS upper stage will await actual requirements for it owing to NASA's "metered" development schedule designed to stay within a flat budget.

"We haven't gotten to the point for laying out how the upper stage itself is going to track," says Lyles. "That will be going through as we go through the negotiations with Boeing."

ЦитироватьИнтересный вариант вырисовывается для ДМа:

А как у него с "ability to be human-rated for the second flight"?

Да блок Д как бы разрабатывался под ЛОК, так что...

Цитировать

ЦитироватьИнтересный вариант вырисовывается для ДМа:

А как у него с "ability to be human-rated for the second flight"?

Гораздо лучше, чем у большинства конкурентов.

Цитировать Bell пишет: 

Да блок Д как бы разрабатывался под ЛОК, так что...

Можно ещё ОДУ Бурана вспомнить.

ЦитироватьГораздо лучше, чем у большинства конкурентов.

Точно! то что давно это было - помню, а что у конкурентов и не было вовсе - забыл.  :?  :)

Большинство конкурентов отпадут по требованию третьего включения.

А современный ДМ может передавать пусковые нагрузки на 25-тонную ПН? ЛОК-то когда был. И кстати какова была его масса? Как бы не пришлось подвешивать ДМ внутри "стакана" на время работы нижних ступеней.

ЦитироватьА современный ДМ может передавать пусковые нагрузки на 25-тонную ПН? ЛОК-то когда был. И кстати какова была его масса? Как бы не пришлось подвешивать ДМ внутри "стакана" на время работы нижних ступеней.

В том и прелесть ДМа, что все нагрузки от ПН, какой бы массы она ни была, на участке выведения воспринимают сбрасываемые переходники. Поэтому всего-то и нужно, что некоторое усиление этих переходников. Ну, и вспомним массу ПН Н-1, откуда и взят блок Д  :wink:

ИМХО Блок-ДМ Двина маловат для такой миссии - при ХС 3050 м/с сможет вывести на TLI траекторию около 10 тонн.
Для вывода Ориона на TLI потребуется РБ с 2 двумя маршевыми двигателями и по крайней мере, в 2-2.5 раза больше РЗТ. :idea:  
Попробую прикинуть вечером.  8)

ТТХ РБ ДМ Двина (11С861-03)
Масса заправленного РБ, кг  21050
РЗТ, кг  18700
Сухая масса, кг 2350
Удельный импульс, сек 357

Без учета грав. потерь ПН выводимая на TLI траекторию 11105 кг
С учетом грав. потерь при старте с рабочей круговой орбиты высотой 200 км и начальной тяговооруженности
0.2549 ПН на TLI - 10745 кг  :idea:

ЦитироватьВ том и прелесть ДМа, что все нагрузки от ПН, какой бы массы она ни была, на участке выведения воспринимают сбрасываемые переходники.

В этом, к сожалению, и выгода конкурентов - у них нет сбрасываемых частей, и, соответственно, не создаётся дополнительный мусор на орбите.

Этот вопрос всё чаще всплывает. Особенно при переговорах с западными партнёрами. Хотелось бы послушать энергиевцев.

Цитировать[color=yellow:83ccf6bc33]Specifications for an "Interim Cryogenic Propulsion Stage" (ICPS) published in a Jan. 9 solicitation via the NASA Acquisition Internet Service call for "three engine ignitions to achieve greater than

@amvich - я так думаю что по программе Constellation EDS с J-2Х должен был выводить КК Орион + Лунный модуль
(LSAM).  :idea:
Так что Циолковский тут ни при чем.   :roll:

Цитировать@amvich - я так думаю что по программе Constellation EDS с J-2Х должен был выводить КК Орион + Лунный модуль
(LSAM).  :idea:
Так что Циолковский тут ни при чем.   :roll:

Просто если прикинуть - при ХС 6 и УИ 4,5 общее массовое совершенство 3,8. Пусть собственно РБ - 10%. Тогда получается, что на ПН остаётся меньше 0,2 стартовой массы. При массе 30 тонн - 6 тонн ПН... И это везде округления в пользу РБ.

Цитировать

Цитировать@amvich - я так думаю что по программе Constellation EDS с J-2Х должен был выводить КК Орион + Лунный модуль
(LSAM).  :idea:
Так что Циолковский тут ни при чем.   :roll:

Просто если прикинуть - при ХС 6 и УИ 4,5 общее массовое совершенство 3,8. Пусть собственно РБ - 10%. Тогда получается, что на ПН остаётся меньше 0,2 стартовой массы. При массе 30 тонн - 6 тонн ПН... И это везде округления в пользу РБ.

Я не вполне понял что такое 6 и 4.5.
У НАСА ХС TLI манёвра была 3175 м/сек (без грав. потерь)
Торможение и выход на ОИСЛ связки КК Орион + LSAM после отделения EDS планировалось
осушествлять маршевой ДУ лунного модуля LSAM. :idea:
Загляните сюда  (http://www.spacelaunchreport.com/ares5.html)- вот ТТХ РН Арес-5 (последняя колонка - дизайн June 2008 LV 51.00.48)      

Так вот:
Удельный импульс двигателя 449 сек (или 4404 м/сек)
Payload (tonnes) to TLI (including CEV launched by Ares I) 71.10 t
Там же кстати и информация о РЗТ для второго включения двигателя (первое - включения для довыведения).

Цитировать

ЦитироватьДмитрий В. пишет:
В том и прелесть ДМа, что все нагрузки от ПН, какой бы массы она ни была, на участке выведения воспринимают сбрасываемые переходники.

avmich пишет:
В этом, к сожалению, и выгода конкурентов - у них нет сбрасываемых частей, и, соответственно, не создаётся дополнительный мусор на орбите.
Этот вопрос всё чаще всплывает. Особенно при переговорах с западными партнёрами. Хотелось бы послушать энергиевцев.

А чем Вас не устраивает сброс нижнего и среднего переходников на незамкнутой орбите с довыведением РБ ДМ?

ЦитироватьOther criteria that must be met include an overall stage weight less than 71,400 lb.

Масса РБ 32,3 т.

При массовом совершенстве РБ ДМ Двина 7.9574 получаетя что для вывода Ориона потребуется:  
РБ (с одним маршевым двигателем RD-58M)
Заправленный РБ, кг 53834
РЗТ кг, 47824
Сухая масса кг 6010
Начальная тяговооруженность 0.1038
Грав. потери 271 м/сек

либо РБ (с двумя маршевыми двигателями RD-58M)
Заправленный РБ, кг 47850
РЗТ кг, 42508
Сухая масса кг, 5342
Начальная тяговооруженность 0.2249
Грав. потери 70 м/сек

Вывод: нужен водород.   :roll:

ЦитироватьПри массовом совершенстве РБ ДМ Двина 7.9574 получаетя что для вывода Ориона потребуется:  
РБ (с одним маршевым двигателем RD-58M)
Заправленный РБ, кг 53834
РЗТ кг, 47824
Сухая масса кг 6010
Начальная тяговооруженность 0.1038
Грав. потери 271 м/сек

либо РБ (с двумя маршевыми двигателями RD-58M)
Заправленный РБ, кг 47850
РЗТ кг, 42508
Сухая масса кг, 5342
Начальная тяговооруженность 0.2249
Грав. потери 70 м/сек

Вывод: нужен водород.   :roll:

Не все так однозначно, по-моему. Если подумать, можно использовать возможность многократного включения 11Д58М для снижения гравпотерь.

Возможно, но эти результаты только для TLI манёвра, а ведь еще требуется топливо для довыведения.  :idea:

ЦитироватьВозможно, но эти результаты только для TLI манёвра, а ведь еще требуется топливо для довыведения.  :idea:

Ну, отработать 70 м/с - не проблема. А кстати нафига довыведение при маленькой массе ПГ (Орион+РБ) при облетных лунных миссиях? Смысл? Мусор на орбите не оставлять? Так можно выбрать орбиту с высотой перигея километров 90-100, так чтобы вторая ступень падала в нужное место. А в апогее дать импульс ДМ-ом метров 10-20 в секунду.

Мне непонятно другое. Заявленная ПН SLS на первом этапе 70т. Орион 22,5 т. РБ - 32,3 т. Где ещё четырнадцать тонн? Вряд ли масса переходников и адаптеров столь велика. Зачем там довыведение?

И я бы вспомнил в данном случае о Флагмане, т.е. двухступенчатом блоке, состоящем из ДМ-03 и Фрегата.

ЦитироватьМне непонятно другое. Заявленная ПН SLS на первом этапе 70т. Орион 22,5 т. РБ - 32,3 т. Где ещё четырнадцать тонн? Вряд ли масса переходников и адаптеров столь велика. Зачем там довыведение?

И я бы вспомнил в данном случае о Флагмане, т.е. двухступенчатом блоке, состоящем из ДМ-03 и Фрегата.

Можно и двухступенчатый ДМ (с разной заправкой, разумеется), чтобы "вонючку" не тащить.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьВ том и прелесть ДМа, что все нагрузки от ПН, какой бы массы она ни была, на участке выведения воспринимают сбрасываемые переходники.

В этом, к сожалению, и выгода конкурентов - у них нет сбрасываемых частей, и, соответственно, не создаётся дополнительный мусор на орбите.

Этот вопрос всё чаще всплывает. Особенно при переговорах с западными партнёрами. Хотелось бы послушать энергиевцев.

А чем Вас не устраивает сброс нижнего и среднего переходников на незамкнутой орбите с довыведением РБ ДМ?

Потерями ХС из-за расходов на довыведение.

Дык, кто мешает их минимизировать?
Проблема в том, что этот блок нужен всего на два полёта. А посему городить что-то сверхоптимальное дорого и нерационально.
Думаю тандем из двух ДМ вполне подошёл бы.

Кстати можно под шумок облететь Луну на Союзе в 2020 в рамках лётных испытаний сабжа. :wink:

ЦитироватьКстати можно под шумок облететь Луну на Союзе в 2020 в рамках лётных испытаний сабжа. :wink:

Это, с одной стороны, давно пора сделать - дёшево и сердито. С другой... Ужатый Союз с Луны, в 21 веке... и сколько там будет тестовых полётов перед пилотируемым?..

В общем, боюсь, не дождёмся. Одна надежда на ПТК НП. И то...

Да, наверное, я был неправ в своём неверии получить 6 км/с с одного РБ :) . Не так уж всё плохо.

Что радует.

Возвращаясь к нашим баранам :P  - БЛОК ДМ и РБ на его базе не подходят из-за следуюших ограничений
в Interim Cryogenic Propulsion Stage ТТХ:
- ICPS Lift Capability a. Total weight of 24224 kg
- ICPS Mass less than 71400 lbs. (~32387 кг)  
- ICPS Length Packaged, as stacked, within 500" (12.7 м)
- Reference Missions
     a. Support MPCV free lunar return missions
     b. Support MPCV High Lunar Orbit (HLO) missions

Прикинуть что можно "скроить" на базе 12КРБ/15КРБ/КВТК/КВСК с РД-0146Д для обеих миссий  :?:

Криогенный РБ РН Angara A7 сможет забросить ОРИОН на TLI траекторию при следующих изменениях:
- 3 РД-0146Д в ОДУ (стандартный РБ имеет только 1 маршевый двигатель, принимаем массу ЖРД 300 кг);
- РБ доллжен быть увеличен по массе с масштабным коэффициентом 1.028159 (масса стандартного заправленного РБ 31500 кг);
- Остаточная масса РБ должна быть уменьшена примерно на 392 кг (масса стандартного сухого РБ 4500 кг).

Потери ХС - 34 м/с, начальная тяговооруженность 0.3974

По длине РБ должен уместиться в 12.5 м (у двигателей РД-0146Д ВСН), но ни какой речи о HLO миссии не может быть и речи.
Осталось посмотреть или 3 ЖРД впишутся в 5.5 м при раскрытых ВСН.
Это вам не "ЦЕНТАВР"  :roll:

Ангары А7 не будет. Соответственно разгонного блока к неё тоже.

ЦитироватьFrigate пишет:

Возвращаясь к нашим баранам :P - БЛОК ДМ и РБ на его базе не подходят из-за следуюших ограничений
в Interim Cryogenic Propulsion Stage ТТХ:

- ICPS Lift Capability a. Total weight of 24224 kg

По этому параметру не подойдёт ни один из существующих или перспективных РБ. В случае ДМ доработка заключается в замене нижнего и среднего переходников.

ЦитироватьFrigate пишет:

- ICPS Mass less than 71400 lbs. (~32387 кг)

Берём два к примеру 17С40:

(http://s018.radikal.ru/i519/1201/30/6d876efab876.jpg)

ЦитироватьFrigate пишет:

- ICPS Length Packaged, as stacked, within 500" (12.7 м)
И снова берём два:

(http://s018.radikal.ru/i517/1201/37/b237e012006b.jpg)

ЦитироватьВозвращаясь к нашим баранам :P  - БЛОК ДМ и РБ на его базе не подходят из-за следуюших ограничений
в Interim Cryogenic Propulsion Stage ТТХ:
- ICPS Lift Capability a. Total weight of 24224 kg
- ICPS Mass less than 71400 lbs. (~32387 кг)  
- ICPS Length Packaged, as stacked, within 500" (12.7 м)
- Reference Missions
     a. Support MPCV free lunar return missions
     b. Support MPCV High Lunar Orbit (HLO) missions

Прикинуть что можно "скроить" на базе 12КРБ/15КРБ/КВТК/КВСК с РД-0146Д для обеих миссий  :?:

Собственно, использование тандема из двух ДМ не противоречит этим ограничениям.

ИМХО нужно 2 Блока ДМ Двина с РЗТ 18700 кг каждый.
Какая у него высота  :?:

ЦитироватьИМХО нужно 2 Блока ДМ Двина с РЗТ 18700 кг каждый.

Уменьшение РЗТ "верхнего" ДМ может привести к лучшему результату.

ЦитироватьКакая у него высота  :?:

Точно не знаю, но не думаю, что сильно отличается от длины базового варианта.

Дмитрий,
Без учета грав. потерь тандем обеспечивает ПН 20908 кг при ХС 3050 м/сек.  
С учетом грав. потерь тандем обеспечивает  ПН 18657 кг при ХС 3050 м/сек (начальная тяговооруженность связки  
2хРБ Блок ДМ + Орион  0.1306, грав. потери 181м/сек), и это не считая массу 2 перходников: между
2 блоками ДМ и между верхним РБ и Орионом а также не считая ХС для довыведения.  
К пуговицам претензии есть  :?:

ЦитироватьДмитрий,
Без учета грав. потерь тандем обеспечивает ПН 20908 кг при ХС 3050 м/сек.  
С учетом грав. потерь тандем обеспечивает  ПН 18657 кг при ХС 3050 м/сек (начальная тяговооруженность связки  
2хРБ Блок ДМ + Орион  0.1306, грав. потери 181м/сек), и это не считая массу 2 перходников: между
2 блоками ДМ и между верхним РБ и Орионом а также не считая ХС для довыведения.  
К пуговицам претензии есть  :?:

1)Так, довыведение-то зачем?
2)Какие РЗТ по блокам Вы принимали? Первое что приходит в голову - это оптимизировать распределение РЗТ между блоками. Второе - сделать верхний блок на базе ДМ меньшей размерности (уменьшить объем баков).

Цитировать1)Так, довыведение-то зачем?

Перед транслунным импульсом нужно будет поднять перигей.
(http://img804.imageshack.us/img804/9796/flybym.jpg) (http://img59.imageshack.us/img59/8903/flybyv.jpg)
Последовательность событий миссии
1. SLS несет Орион и DCSS для высоко-апогейной орбиты соедиененные вместе[/size]
2. DCSS выполняет импульс на повышение перигея до безопасной высоты[/size]
3. DCSS выполняет TLI импульс
4. 3-5 дней транзитное время
5. Лунный пролет
6. 3-5 дней транзитное время
7. Орион входит в атмосферу и приземляется (приводняется)  в Тихом океане[/size]

Цитировать1)Так, довыведение-то зачем?
ТЗ требование от НАСА

2)Какие РЗТ по блокам Вы принимали? Первое что приходит в голову - это оптимизировать распределение РЗТ между блоками. Второе - сделать верхний блок на базе ДМ меньшей размерности (уменьшить объем баков).
2 x 18700 кг каждый

Ребяты, не мучьтесь.
ТЗ от NASA составлено так, что керосиновой ступенью его выполнить невозможно в принципе. Даже самой лучшей метановой. Даже в 2 ступени.
Только водород.

ЦитироватьТТХ РБ ДМ Двина (11С861-03)
Масса заправленного РБ, кг  21050
РЗТ, кг  18700
Сухая масса, кг 2350
Удельный импульс, сек 357

Frigate, Вы ту ошибку, что я Вам показывал больше года назад, так и не исправили. :(
18700 кг - это не РЗТ, а заправляемый запас.
Propellant loading, а не usable. ;)

И, кстати, а какую конечную массу РБ Вы принимали в расчётах?

http://www.ihst.ru/~akm/34t2.htm

ЦитироватьПрименение кислородно-водородных разгонных блоков РН семейства «Ангара» для исследования Луны

Ю.Л.Кузнецов, Г.В.Семенов, А.А.Богомолов, А.Н.Зайцев

ГКНПЦ им.М.В. Хруничева

Рассмотрен комплекс вопросов, связанный с созданием ряда кислородно-водородных разгонных блоков (РБ) для перспективных отечественных средств выведения, разрабатываемых в настоящее время ГКНПЦ им. М.В. Хруничева в рамках РН семейства «Ангара».

Показано, что на базе имеющегося в проектно-конструк-торского и производственного задела, созданного в процессе разработки кислородно-водородного разгонного блока для РН тяжелого класса «Ангара-А5» и материалов Технического предложения по средствам выведения для космодрома Восточный, целесообразно разработать ряд криогенных РБ, обеспечивающих запуск полезных нагрузок (ПН) на высокоэнергетические орбиты.

РБ имеют высокую степень унификации конструкции каркаса, ДУ и оборудования, за счет чего обеспечивается снижение стоимости разработки, производства и эксплуатации отечественных средств выведения в диапазоне грузоподъемности от 20 т до 50 т (приведенной к опорной орбите с параметрами: Нкр=200 км, наклонение 51,8 град), предназначенных для запуска ПН на геопереходную и геостационарные орбиты, а также отлетные траектории.

Наращивание энергетических возможностей ряда РБ достигается путем увеличения рабочего запаса топлива и перехода от однодвигательного к двухдвигательному варианту двигательной установки (ДУ).

Рассматривается возможность использования предлагаемых вариантов РБ для решения задач исследования Луны. Приводится оценка массы ПН, выводимой на траекторию полета к Луне и орбиту искусственного спутника Луны (ИСЛ).

Сравниваются преимущества и недостатки схемы отработки тормозного импульса с помощью ДУ ПН и ДУ криогенного РБ с увеличенным ресурсом (временем активного существования). Рассмотрена возможность наращивания массы ПН, выводимой на ИСЛ без увеличения размерности РН за счета перехода от однопусковой к двухпусковой схеме полета со стыковкой РБ с ПН на низкой круговой орбите.

Показано, что применение в лунной программе двухпусковой схемы и «долгоживущего» кислородно-водородного РБ, обеспечивающего выход на окололунную орбиту с помощью криогенного двигателя, позволит увеличить на 25 % массу ПН по сравнению со схемой перелета, предусматривающей выход на окололунную орбиту ПН, например, лунного пилотируемого корабля, с помощью собственной ДУ на высококипящих компонентах.

Приводятся оценка увеличения массы конструкции РБ и потерь компонентов топлива, затрачиваемых на увеличение времени активного существования криогенного РБ с 6-7 часов, требуемых при решении задач в околоземном космическом пространстве (запуск ПН на ГПО, ГСО и отлетные траектории) до 5-6 суток, необходимых для выведения ПН на окололунную орбиту.

В части расширения круга целевых задач, решаемых с помощью криогенных РБ, делается вывод о том, что разработка «долгоживущего» варианта кислородно-водородного РБ тяжелого класса, позволит создать на его базе беспилотный транспортный корабль снабжения, необходимый для решения задач развертывания и транспортно-технического обеспечения лунной орбитальной станции.

Цитировать

ЦитироватьТТХ РБ ДМ Двина (11С861-03)
Масса заправленного РБ, кг  21050
РЗТ, кг  18700
Сухая масса, кг 2350
Удельный импульс, сек 357

Frigate, Вы ту ошибку, что я Вам показывал больше года назад, так и не исправили. :(
18700 кг - это не РЗТ, а заправляемый запас.
Propellant loading, а не usable. ;)

И, кстати, а какую конечную массу РБ Вы принимали в расчётах?

Coгласен что не учтены остатки топлива - у меня других данных нет.
Дело не в этом, я полностью с Вами согласен что даже связка из 2х блоков ДМ не сможет вывести  Орион на TLI. Нужен водород.

Frigate
Думаю, что общая величина остатков ~350 кг для предварительных расчётов будет не очень далека от истины.  :roll:

ЦитироватьFrigate
Думаю, что общая величина остатков ~350 кг для предварительных расчётов будет не очень далека от истины.  :roll:

Масса заправленного РБ, 21050  кг
РЗТ, 18700-350=18350  кг  
Конечная масса РБ,  2350+350=2700 кг
Удельный импульс, сек 353
Close enough :?:

Из книги "РККЭ. 1996-2000":

(http://s018.radikal.ru/i500/1201/49/034a2beb5e89.jpg)

Так, в очередной раз запутались в 3-х соснах. :roll: Все согласны с этими данными :?:
Начальная масса блока 21040 кг (перед включением ЖРД,  с учетом массы сбрасываемого переходника)
РЗТ 18700 кг
Конечная масса РБ 2340 кг (с учетом остатков топлива, газов и т.д.)

Да. Вариант с двумя РБ на базе ДМ-03 - не подходит.

ЦитироватьРебяты, не мучьтесь.
ТЗ от NASA составлено так, что керосиновой ступенью его выполнить невозможно в принципе. Даже самой лучшей метановой. Даже в 2 ступени.
Только водород.

Тогда и мучиться нечего - пусть берут 2-ю ступень от Дельты-4 или купят у японцев 2-ю от Н-II.

ЦитироватьТогда и мучиться нечего - пусть берут 2-ю ступень от Дельты-4 или купят у японцев 2-ю от Н-II.

Да там уже все ясно, будет DCSS. Практически в открытую говорят об этом, во время репортажей по пуску WGS-4 например.

ЦитироватьДля сравнения РД-180 PW&R покупает за $10 млн.

Сергей, не совсем корректно сравнивать по цене двигатели первой и верхней ступеней.  :idea:

Конечно, РД-180 должен стоить много дороже. :wink:

ЦитироватьДа. Вариант с двумя РБ на базе ДМ-03 - не подходит.

Я очень рад, что наши мнения совпали  :!:

В развитие данной темы: А почему бы не использовать ДМ в качестве второй ступени для Антареса!

Нечто среднее между Авророй L.SK:

http://www.energia.ru/energia/launchers/history.html

Основные характеристики РКН "Аврора-L.SK"
Стартовая масса	135 т
Масса полезной нагрузки   [/li] на эллиптической орбите (Нп/На=300/1500 км, i=80°)	1,5 т
Тяга двигателей ракеты-носителя   [/li] первой ступени, на Земле  - маршевый двигатель (НК-33)  - рулевой двигатель (РД0110Р) второй ступени (11Д58М), в пустоте	154,05 тс  24,35 тс  8,0 тс
Рабочий запас топлива   [/li] первой ступени второй ступени	108,0 т  11,3 т
Габариты РКН   [/li] длина максимальный диаметр	31,4 м  3,7 м

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/48909.jpg)


и Атласом-ДМ:


(http://s48.radikal.ru/i120/1211/eb/7528a8f67b4d.jpg)
(http://s51.radikal.ru/i134/1211/4f/d9eac574a47e.jpg)
(http://s018.radikal.ru/i517/1211/7f/8cc4ee944273.jpg)

ЦитироватьSalo пишет:
В развитие данной темы: А почему бы не использовать ДМ в качестве второй ступени для Антареса!

6 с лишним тонн на НОО и 1700 кг на ГПО.

А если форсировать 11Д58М до десяти тонн тяги?

Дим, а ты с ДМ-03 считал? А переходники брал композитные?

del

ЦитироватьSalo пишет:
Дим, а ты с ДМ-03 считал? А переходники брал композитные?

Считал для ДМ-03 по данным из НК №02 2011. С 11Д58МФ ситуация хуже. Из-за малой тяги приходится недоливать топлива, и очень много ХС уходит на выведение на опорную орбиту. С 10-тонником не считал, но с двумя 11Д58М все  улучшается.

(http://s47.radikal.ru/i118/1211/f3/3f16f0366256.jpg)

ЦитироватьДмитрий В. пишет:

ЦитироватьSalo пишет:
В развитие данной темы: А почему бы не использовать ДМ в качестве второй ступени для Антареса!

6 с лишним тонн на НОО и 1700 кг на ГПО.

Маловато.   Для Боинговской полностью электрической платформы 702SP нужно около 2-х тонн.
Хотя Орбиталу тут и карты в руки: можно сделать платформу под 1700 кг.
Или увеличить ПН на ГПО до двух тонн.

http://www.spacenews.com/article/spacex-boeing-among-beneficiaries-of-461m-satellite-export-deal#.UKuBcflAcqE

ЦитироватьIn a separate transaction, Ex-Im Bank agreed to provide $289.7 million in direct loans to ABS to support the construction, by Boeing Space and Intelligence Systems of El Segundo, Calif., of two ABS satellites using Boeing's new all-electric 702SP design.

The Boeing satellites are expected to weigh no more than around 1,800 kilograms at launch, permitting them to be launched two at a time aboard SpaceX Falcon 9 rockets. The weight savings of about 50 percent is due to the use of ion-electric power instead of conventional propulsion.

Достаточно подкрутить до 1800 кг.

Тут интересный слух пробегал. Что вопрос использования на Атласе V блока типа ДМ вместо РБ "Центавр" не то что обсуждается всерьёз, а уже даже почти в стадии положительного решения. (http://novosti-kosmonavtiki.ru/bitrix/images/forum/smile/icon_exclaim.gif) 

И в целом решения довольно перспективного, особенно если вспомнить цены на RL-10: http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=11360&postdays=0&postorder=asc&start=0 (http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=11360&postdays=0&postorder=asc&start=0) ( (http://novosti-kosmonavtiki.ru/bitrix/images/forum/smile/icon_eek.gif) ) 
Один 10-тонный ЖРД по цене трёх 425-тонных (на первой ступени) - это дааа... 
Неудивительно, что при таких ценах использование российской РКТ продолжает расширяться несмотря на все стратегические ограничения и национальные амбиции.

Слух пробегал семь лет назад:
ДМ вместо Центавра: поможем НАСА керосинкой для Атласа и SLS   
http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/forum13/topic11360/

Цитироватьdongtac tac пишет:
Тут интересный слух пробегал. Что вопрос использования на Атласе V блока типа ДМ вместо РБ "Центавр" не то что обсуждается всерьёз, а уже даже почти в стадии положительного решения .

И в целом решения довольно перспективного, особенно если вспомнить цены на RL-10: http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=11360&postdays=0&postorder=asc&start=0 (http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=11360&postdays=0&postorder=asc&start=0) ( )
Один 10-тонный ЖРД по цене трёх 425-тонных (на первой ступени) - это дааа...
Неудивительно, что при таких ценах использование российской РКТ продолжает расширяться несмотря на все стратегические ограничения и национальные амбиции.

ЦитироватьSalo пишет:
Слух пробегал семь лет назад:

Причем ровно этими же самыми словами  :)  

http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/messages/forum13/topic11360/message857418/#message857418

ЦитироватьSpaceR пишет:
Ок, тогда продублирую:

ЦитироватьТут интересный слух пробегал. Что вопрос использования на Атласе V блока типа ДМ вместо РБ "Центавр" не то что обсуждается всерьёз, а уже почти в стадии положительного решения .
  :!:  

Цитироватьdongtac tac пишет:
Один 10-тонный ЖРД по цене трёх 425-тонных (на первой ступени) - это дааа...

Это просто банальный баблопопил по американски. Поэтому у ДМа НННШ.

Короче это бот какой-то. Сообщение полностью скопировано отсюда. :)

http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/messages/forum13/topic11360/message857441/#message857441