Форум Новости Космонавтики

Предлагаю новую тему о КВРБ ( :) ) от НАСА:

- Centaur SEC
- Centaur DEC
- Centaur G
- Wide Body Centaur WBC от Lockheed Martin
- Intermediate Common Evolved Stage ICES от Boeing
- Advanced Common Evolved Stage ACES от ULA

Давай уж тогда подробнее пиши :) . Как там массовое совершенство получалось, соответственно, откуда семейство наддутых баков... Расскажи т про двигатель - как и из каких проектов его делали, и почему...

И ТТХ по всем  девайсам.  :wink:

Ну и ну! :shock:  Стоило только подумать - бац! - и тема возникла!

Сразу смежный вопросик. ;)
 А что мешает сделать баааальшой такой двигатель вроде вот этого - http://www.astronautix.com/engines/rl60.htm
 Только ЕЩЁ больше, как SSME или РД-0120. :D

Цитировать"Павел73" Ну и ну! :shock: Стоило только подумать - бац! - и тема возникла!

Ничего подобного ("Я не волшебник - я только учюсь" (C) :)),
тему решил открыть после оживленной перепалки "12КРБ против Centaur"
в теме про CZ-5.

По поводу истории создания Centaur - НАСА любезно (на халяву) предоставило 308 страничную электронную версию книги (в PDF формате) из серии "The NASA History Series"

http://history.nasa.gov/SP-4230.pdf (2.3 MB)

Virginia P. Dawson, Mark D. Bowles
Taming liquid hydrogen : the Centaur upper stage rocket, 1958-2002 / (NASA-SP-2004-4230)
ISBN-10: 016073085
Includes bibliographical references and index.
Government Printing Office. 2004 - 303 p

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/80351.jpg)

[quote:03007e5009="Бродяга"]Сразу смежный вопросик. ;)
 А что мешает сделать баааальшой такой двигатель вроде вот этого - http://www.astronautix.com/engines/rl60.htm
 Только ЕЩЁ больше, как SSME или РД-0120. :D[/quote:03007e5009]
Первоисточник:
A Review of United States Air Force and
Department of Defense Aerospace Propulsion Needs.
ISBN 0-309-10247-2
THE NATIONAL ACADEMIES PRESS 2006 - 289 p

Engine Pratt & Whitney RL 60 Specifications
- Thrust 60.0 Klb;
- Isp 460 secs;
- Mixture ratio 5.8;
- Chamber pressure 1250 psia;
- Weight 1200 lb;
- Cycle Closed expander;
- Status Preliminary testing.

Есть еще [b:03007e5009]Rocketdyne MB-60[/b:03007e5009] (тяга 267 kN Status Component testing), [b:03007e5009]Northrop Grumman TR-40[/b:03007e5009] (тяга 178 kN Status
Paper) и [b:03007e5009]Aerojet AJ-60[/b:03007e5009] (тяга 267 kN Status Paper).

Что мешает? :cry:
РД-0120 по своему служебному назначению проектировался
и создавался как маршевый двигатель второй ступени
РН "Энергии".

Давайте прикинем Earth Departure Stage (EDS) для отлётной траектории к Луне c маршевым двигателем РД-0120:
- Идеальная ХС для TLI маневра 3175 m/sec;
- Тяговооружённость связки EDS+ПН примем 0.4;
- Тяга в пустоте - 189000 кгс (1854 kN);
- Isp = 455 sec;
- Начальная масса EDS - 264,588 кг;
- РЗТ EDS - 240,508 кг;
- Конечная масса EDS - 24,080 кг;
- Грав. потери ХС 27 m/sec;
- ПН для TLI маневра 205,237 кг (с учётом грав. потерь ХС);

Чем будем выводить EDS и ПН на LEO :?:

Сравнивать RL 60 (тяга 267 kN) и РД-0120 (тяга 1854 kN) для РБ
"политически некорректно" - они в разных весовых категориях.
"Красноярский край покрывает маленькую Швейцарию как бык
- овцу" (C) М.М.Жванецкий

(http://img184.imageshack.us/img184/3512/centaurcomparisonud5.jpg)
Кто есть WHO  8)  (или кто есть кто):

Centaur  SEC
РБ Centaur V1 - однодвигательный вариант второй ступени РН Атлас V (Lockheed Martin, серия 400 и 500) с одним кислородно-водородным двигателем RL10A-4-2 (Pratt & Whitney).

Centaur  DEC
РБ Centaur V2 - двухдвигательный вариант второй ступени РН Атлас V (Lockheed Martin, серия 400 и 500) с двумя кислородно-водородными двигателями  RL10A-4-2 (Pratt & Whitney).

Centaur G-Prime (Shuttle)
Centaur G (Shuttle)
2 варианта РБ выводимых на орбиту а грузовом отсеке орбитального корабля космической транспортной системы "Space Shuttle".
После катастрофы "Челленджера" возобладало мнение о том, что использовать кислородно-водородный РБ на шаттле слишком рискованно.

Centaur G (Titan IV)
Модифицированный РБ  Centaur G (Shuttle) использовался совместно с тяжелой РН типа "Titan 4" для вывода КА на геостационарные, геопереходные и высокоэллиптические орбиты, а также на межпланетные траектории. Не используется в  настоящее время.

РБ 12КРБ приведён для сравнения с РБ Centaur (чтобы было с чем сравнивать и не ломать копья...).

Этапы большого пути:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/6375.gif)

Centaur G (Shuttle) в музее US Space & Rocket Center, Hunsville (штат Alabama):

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/80354.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/80355.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/80356.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/6379.jpg)

Схема размещения РБ Centaur G-Prime в грузовом отсеке Space Shuttle (NASA Technical Memorandum 89825
Design, Development, and Test of Shuttle/Centaur G-Prime Cryogenic Tankage Thermal Protection Systems
Richard H. Knoll Lewis Research Center)
(http://s61.radikal.ru/i174/0811/d2/41a83eab0c19.jpg)

Схема размещения и запуска РБ Centaur G в грузовом отсеке Space Shuttle
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/6380.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/6381.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/6382.jpg)

Схема РБ Centaur G  (Titan IVB)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/6383.jpg)

Из книги С. П. Уманский Ракеты-носители. Космодромы. - М.,  Рестарт*. 2001 - 216 с.
(http://s60.radikal.ru/i167/0811/b5/86b55370fd2f.jpg)

ЦитироватьCentaur G (Shuttle) в музее в Hunsville:

Красавец! Наверное, даже в экспозиции наддутый стоит :roll:

Wide Body Centaur Booster for Atlas Evolution program:
(http://s45.radikal.ru/i107/0810/56/09a360b65da6.jpg)

Цитировать• 5.4-m Diameter Centaur Tank, 1 to 4 RL10 engines;
• Upgradeable to six RL10s;
• Existing Launch Site Infrastructure;
• Modular to Enable 1.5-6x Propellant Mass;
• Atlas Evoluiton Stage 1 LV (3 series) allows to launch 9-36 metric tonnes on LEO.

Lockheed Martin is developing evolutionary enhancement concepts that
will allow Atlas to successfully, incrementally increase its performance and capabilities
necessary to satisfy future Air Force and NASA launch requirements. These enhancements,
to both the Centaur and Atlas stages, provide up to a three-fold increase in performance.

The Centaur diameter would be increased to 5.4 m, increasing the propellant capacity and
load carrying ability, and improving Centaur's industry leading mass fraction and
performance. This development can be accommodated using existing tank structural
technology and maintaining existing site infrastructure, avionics, pneumatics and other
subsystems. Once implemented, this wide-body Centaur would replace the existing
Atlas V Centaur and become the new common upper stage element for the Atlas fleet.

To satisfy a wide range of mission needs, the wide-body Centaur would be
designed to accommodate multiple propellant volumes through the addition of tank
length. This allows the propellant mass to vary from 1.5 to 6 times the current
Centaur's propellant mass. Similarly, the propulsion system would be designed to
accommodate from one to six RL10 engines. Multiple RL10 engines provide the thrust
required by the larger versions of the wide-body Centaur and also enable possible
Centaur engine-out capability.

Source: Atlas® Evolution Launching the Future Lockheed Martin poster (http://www.ulalaunch.com/docs/publications/Atlas/Atlas_Evolution_flyer.pdf)

ЦитироватьСхема РБ Centaur  (Delta IV)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/6390.jpg)

Вообще-то, это уже не Центавр - у РБ Дельты-4 с ним ничего общего :wink:

ЦитироватьВообще-то, это уже не Центавр - у РБ Дельты-4 с ним ничего общего :wink:

Ok, РБ Delta IV убрал.

Цитировать

ЦитироватьВообще-то, это уже не Центавр - у РБ Дельты-4 с ним ничего общего :wink:

Ok, РБ Delta IV убрал.

Может, и зря. Крайне любопытно сравнить с Центавром. Ведь в верхней ступени Дельты-4 использована идеология конструирования, близкая к советско-российской: максимальная простота конструкции, даже в ущерб массовому совершенству (никаких совмещенных днищ и наддутых тонкостенных баков, применение недефицитных алюминиевых сплавов), "отыгрывание" проигрыша в массе высоким УИ ЖРД.  :roll:

Не фига себе простая конструкция.
Самый большой в мире выдвижной неохлождаемый сопловй насадок.

З.Ы. Прошу вторую ступень Дельты вернуть в таблицу  :twisted:

ЦитироватьНе фига себе простая конструкция.
Самый большой в мире выдвижной неохлождаемый сопловй насадок.

Ну, и что? Собственно насадок - не сложен, выдвигается еще до запуска ЖРД (это Вам не 11Д57М, на котором выдвижение насадка "на струе" 30 лет назад отрабатывалось).

ЦитироватьНе фига себе простая конструкция.
Самый большой в мире выдвижной неохлождаемый сопловй насадок.

З.Ы. Прошу вторую ступень Дельты вернуть в таблицу  :twisted:

Я ведь только картинку убрал - Дельты в таблице не было!  :P

Несколько фотографий "Центавра" и цифирь по модификациям: http://space.skyrocket.de/index_frame.htm?http://space.skyrocket.de/doc_lau/atlas-5.htm

C сайта Норберта Брюгге:

Atlas - Centaur:

http://www.b14643.de/Spacerockets_2/United_States_3/Atlas-Centaur/Description/Frame.htm
(http://www.b14643.de/Spacerockets_2/United_States_3/Atlas-Centaur/Gallery/Cent.jpg)
Upper stage Centaur

Атлас-II:

http://www.b14643.de/Spacerockets_2/United_States_3/Atlas-Centaur/Description/Frame.htm
(http://www.b14643.de/Spacerockets_2/Pictures/AtlasII_4.jpg)(http://www.b14643.de/Spacerockets_2/Pictures/AtlasII_5.JPG)
Centaur D-2A

(http://www.b14643.de/Spacerockets_2/Pictures/AtlasII_13.jpg)(http://www.b14643.de/Spacerockets_2/Pictures/AtlasII_3.JPG)
(http://www.b14643.de/Spacerockets_2/Pictures/AtlasII_12.JPG)

Атлас-III:

http://www.b14643.de/Spacerockets_2/United_States_3/Atlas_III/Description/Frame.htm
(http://www.b14643.de/Spacerockets_2/Pictures/AC_6.jpg)(http://www.b14643.de/Spacerockets_2/United_States_3/Atlas_III/Gallery/Cent_2.jpg)
Centaur (SEC)

Атлас-V:

http://www.b14643.de/Spacerockets_2/United_States_3/Atlas_V/Description/Frame.htm
(http://www.b14643.de/Spacerockets_2/United_States_3/Atlas_V/Gallery/500-4.jpg)
Centaur D-3B SEC (AV-007)

THE ACES STUDY
The Advanced Cryogenic Evolutionary Stage (ACES) Study was funded by NASA/KSC NAS10-00-060 to evaluate new technologies applied to the Centaur Cryo Stage specifically to access the potential of adapting such a stage for missions of from 1 month to 1 year duration.

Study ha been performed by Lockheed Martin Space Systems.

The goal was to reduce the projected model of LH2 boiloff to less than 0.1%lbm/day. This is an improvement of a factor of 20 or more over today's vehicle characteristics.

The present day Centaur vehicle looses upwards of 17-20 % lbm of Hydrogen per day (Ref: Centaur Upper Stage Applicability for Several-Day Mission Durations with Minor Insulation Modifications, by Jeffery DeKruif, AIAA Space 2006.).

The study has three primary areas of focus:
- cryo management using thermal insulation;  
- long-duration engine effects;
- long-duration system impacts.
A summary of these initiatives is shown in Fig-2:
(http://s46.radikal.ru/i112/0811/ee/73fe379bf04b.jpg)

Wide Body Centaur Concept
(http://s46.radikal.ru/i114/0811/35/ab8264fc7ab1.jpg)

Ref: Centaur Extensibility For Long Duration
Gerard Szatkowski PhD, Mike Holguin, Bernard Kutter, with Sherri Ahlbrandt, Jeff DeKruif, Sam Lucas, Buzz Lanning, Carl Sterling, and Frank Zegler, AIAA Space 2006 Conference

Integrated Cryogenic Evolved Stage ICES  (ICES) Program (Lockheed Martin).

(http://i059.radikal.ru/0811/b2/43627f3ca096.jpg)

(http://i073.radikal.ru/0811/80/68d7c62892af.jpg)

(http://s48.radikal.ru/i121/0811/51/53c422efe241.jpg)
Long Duration In-Space Stage with cryogenic operation for the long-duration (COLD) system.

To satisfy NASA's exploration needs for a cross cutting, extensible LO2/LH2 stage, Lockheed Martin is
developing the Integrated Common Evolved Stage (ICES). The ICES is designed to provide an efficient,
common platform that is extensible to all transportation aspects of the exploration mission. The ICES is specifically
designed to cross cut to nonexploration applications, and to provide improved support for existing NASA, DoD, and
commercial launch requirements.

The ICES concept will enable NASA to meet the strategic technical challenges that support a sustainable
exploration program. Cross-program commonality is the key to enable a robust, reliable, and sustainable exploration
program. Commonality spreads the nonrecurring and infrastructure costs between multiple users to reduce the cost
for everyone.

The ICES development is planned as the first phase of any future Atlas evolution and is composed of a larger
volume Centaur. This is achieved through significantly increasing stage diameter while maintaining successful
Centaur heritage design concepts. The ICES is intended to become the foundation for a modular system of stages to
satisfy a wide variety of uses for space exploration from upper stages to in-space stages to propellant depots. The
ICES places the tremendous efficiencies of cryogenic propellants into the hands of the Moon and Mars mission
architects. This allows a significant reduction in launch mass relative to Saturn, which primarily relied on the much
lower efficiency of storable propellants.

The ICES is based on a simple modular design as shown in fig. 13. Common domes are joined to barrel panels
through the friction-stir welding process. The barrel panels come in multiple segments that allow stages of variable
propellant capacity. The common-thrust structure accommodates either 1, 2, 4, or 6 RL-10 engines. The longer ICES
versions with four or six engines are suitable for upper stage and Earth-departure stage (EDS) applications that carry
very heavy payloads. Shorter ICES versions with one or two engines would be used for traditional Geosynchronous
Transfer Orbit (GTO) missions, interplanetary missions, or in-space stages such as lunar orbit insertion (LOI), transearth
injection (TEI), or lunar descent stage.

ICES will take advantage of the existing Centaur subsystems such as avionics, pneumatic, and propulsion
elements. The majority of these subsystems are directly applicable with little or no changes required.

Ref: Atlas Centaur Extensibility to Long-Duration In-Space Applications
AIAA 2005-6738
Bernard F. Kutter, Frank Zegler, Sam Lucas, Larry Hines, Dr. Mohamed Ragab, Iran Spradley and Josh Hopkins.
Lockheed Martin Space Systems Company

Сравниваем ТТХ Centaur, Delta IV Upper Stages, 12KRB в качестве РБ (EDS Earth Departure Stage)
для трассы Земля-Луна:

(http://s54.radikal.ru/i143/0811/ae/40023eea1004.jpg)

Centaur and Saturn IV

In April 1960, NASA contracted Douglas Aircraft Company to build the S-IV stage.  

Several months later, von Braun decided that the stage would be powered by six
67 kN thrust RL-10 engines (Pratt & Whitney), saving the time and
cost of upgrading the engine to 89 kN of thrust.
 
Rocketdyne was contracted to build the J-2 engine.
(http://www.geocities.com/launchreport/sa5s4s.jpg)
S-IV stage for SA-9 at Santa Monica, November 1964.

The S-IV stage's six RL10-A-3 engines were arranged in a hexagonal
pattern. A truncated cone-shaped thrust structure transferred engine
force to the propellant tank walls. Just above the engines was an elliptical
LOX tank and above that was a cylindrical LH2 tank. A common bulkhead
separated the two tanks. Six LH2 feed lines, one for each engine,
wrapped around the outside of the LOX tank.

(http://mix.msfc.nasa.gov/IMAGES/MEDIUM/6411809.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/6505.jpg)
RL10-A-3 engine specifications

Centaur and Ares V

ЦитироватьAlthough the Ares V offers the greatest potential value to science, the launch vehicle must be
made capable of accommodating science payloads. Science missions are more likely to take advantage of
the Ares V if these capabilities are designed into the vehicle rather than their needing to be added later.
A potentially serious issue for using Ares V for planetary missions concerns the need for a
dedicated upper stage to provide high excess escape velocities for spacecraft (velocity squared per second
squared, known as C3). Neither the current most likely upper stage, the Atlas V Centaur III Dual Engine
Configuration, nor the previous Titan IV Centaur, would make efficient use of the Ares V payload shroud
volume and may present other design problems such as load (weight)-bearing capability (see Figure S.1).
Planetary missions could better use an upper stage that is shorter and takes advantage of the full width of
the Ares V; however, the development of such a stage could be expensive. In order for Ares V to be
attractive for future science missions, vehicle designers will have to consider the requirements of potential
science missions.

Recommendation: If NASA wishes to use the Constellation System for science missions, then it
should preserve the capability for Orion to carry small scientific payloads and should ensure that
the Ares V development team considers the needs of scientific payloads in system design.

The Constellation System offers great potential for space science missions, but the costs of the
types of missions evaluated in this report may be unaffordable. Many of these missions have such large
costs that they might require that funds be taken from numerous other, smaller science missions. which
could create imbalances in the science programs in the individual disciplines. These missions will have to
be evaluated carefully within the NRC's decadal survey process. NASA will have to proceed with
caution as it develops these new capabilities.

Because virtually all planetary missions require some sort of upper stage, and because NASA
recently increased the overall length of Ares V, the Solar System Science Workshop participants were
particularly concerned about the amount of usable volume inside the shroud. According to one rough
estimate, adding a Centaur upper stage to Ares V would leave only 4 meters from the top of the Centaur
to the top of the shroud—significantly less than the length of a flagship-class spacecraft such as Cassini.

(http://radikal.ru/F/i046.radikal.ru/0901/f3/bbb802cf0026.jpg)

FIGURE S.1 2 possible configurations of the Ares V shroud - the current baseline shroud and a proposed
extended shroud. Shown inside the shrouds are two possible Centaur upper-stage configurations: the Titan IV
Centaur (left) and the Atlas V Centaur III Dual Engine Configuration (right). Any spacecraft carried atop an upper
stage would have severely restricted volume constraints. Neither shroud option takes advantage of the width of the
Ares V shroud. SOURCE: Adapted; courtesy of NASA.

General Cost Category in Which This Mission Concept Is Likely to Fall
Conventional propulsion (using the Ares V with an additional Centaur upper stage) and the radioisotope electrical propulsion (REP)
place this missions into the $1 billion to $5 billion category.

Source: Launching Science: Science Opportunities Provided by NASA's Constellation System (http://www.nap.edu/catalog/12554.html)

Centaur/CEV/Service Node mission to Earth Moon Lagrange points

Ultimately, a servicing node at Earth-Moon L1 or L2 would make it possible to construct large
astronomical observatories that surpass even Ares V single-launch capabilities, as shown in Figure 4.7. It
could also be used to facilitate lunar exploration goals, and in the far-term, an Earth-Moon L2 point
servicing mission could provide a stepping stone between lunar missions and Mars missions. It could be
used as a test site for issues such as duration in space, distance from Earth, communication delays, and
supply issues. However, these missions might prove to be expensive, and it would be reasonable to
expect both NASA's Science Mission Directorate and the Exploration Systems Mission Directorate to
share these costs.
(http://radikal.ru/F/s60.radikal.ru/i167/0901/29/92384fcfe74c.jpg)
FIGURE 4.6 Concept for in-space servicing throughout the Earth-Moon system. This figure shows the stack after
Earth orbit rendezvous of the Orion with the Centaur and servicing node. The Centaur is ejected before rendezvous
with the observatory. SOURCE: Courtesy of NASA.
(http://radikal.ru/F/s40.radikal.ru/i089/0901/bb/489534e28bbc.jpg)
FIGURE 4.7 A chart illustrating the concept of operations for a servicing node at Earth-Moon L1. The facility to be
serviced, in this case an astronomical observatory, travels via low-energy (i.e., velocity) transfer to the Earth-Moon
L1 (or L2) location, where it is met by the Orion/CEV and servicing node module, which features an airlock. This
system can remain on-site for 2-3 weeks and, perhaps, carry out other tasks. Upon completion of the servicing
mission, the Orion crew module returns to Earth and the servicing node may remain at one of the libration points for
further duties. SOURCE: Courtesy of NASA.

Service Node как две капли воды (если забыть про солнечные батареи) похож на орбитальный отсек "Шеньжоу"  8)

На Шэньчжоу-7 их уже не было. :wink:

Centaur Earth Departure Stage and EADS Lunar Lander:
(http://www.flightglobal.com/blogs/hyperbola/lm%20eads%20lander%20F.JPG)

Increased lunar cargo capabilities through international industrial cooperation
Robert Ford, Lockheed Martin Space Systems
and Chris Gilbert, Astrium Space Transportation
Space Exploration Architecture Workshop 7- 8 July 2008, Noordwijk

Lockheed Martin and Astrium have been cooperating on space exploration since 2004
• Agency space exploration strategies are ambitious but likely will be unable to cover all
necessary elements of a sustainable exploration program
• ESA and other space agencies are considering complementary exploration programs
• Lockheed Martin and Astrium have begun to identify areas in which core exploration goals can
be usefully and economically enhanced and extended through international industrial
cooperation.
• Commercial space transportation services offer a potential means of reducing transportation
costs.
• Lockheed Martin and Astrium have assets which could be combined to provide timely,
innovative and cost-effective solutions to Agency customers with coherent exploration goals
• As an example in the context of the Space Transportation Architecture Study we have
examined the feasibility of exploiting Ariane 5 and Atlas V to deliver increased cargo mass to
the lunar surface.
(http://radikal.ru/F/i004.radikal.ru/0901/e7/2f4886396d62.jpg)

In-orbit assembly is a viable strategy in support of space exploration missions. Звучит один к одному
как высказывание Леонида Ильича "Долговременные орбитальные станции — магистральный путь развития советской космонавтики" (C)  :P

Lockheed Martin лунный лэндер на базе РБ Centaur (2006):

Centaur Application to Robotic and Crewed Lunar Lander Evolution (http://www.ulalaunch.com/docs/publications/Atlas/Centaur_Application_to_Robotic_and_Crewed_Lunar_Lander_Evolution.pdf)
AIP Conf. Proc. -- January 30, 2007 -- Volume 880, pp. 779-786
SPACE TECHNOLOGY AND APPLICATIONS INTERNATIONAL FORUM-STAIF 2007: 11th Conf Thermophys.Applic.in Micrograv.;
24th Symp Space Nucl.Pwr.Propulsion; 5th Conf Hum/Robotic Techn &Vision Space Explor.; 5th Symp Space Coloniz.;
4th Symp New Frontrs &Future Con; DOI:10.1063/1.2437517
(http://radikal.ru/F/s48.radikal.ru/i119/0901/9b/a2cb185fbfc6.jpg)
(http://radikal.ru/F/s39.radikal.ru/i083/0901/46/722fbb3e113a.jpg)
FIGURE 2. Atlas HLV with Robotic Lunar Lander as Payload.
(http://radikal.ru/F/i037.radikal.ru/0901/52/392a7f5581cf.jpg)
FIGURE 3. Conceptual Horizontal-Landing Centaur-Based Robotic Lunar Lander with Required Modifications.
(http://radikal.ru/F/s46.radikal.ru/i114/0901/8a/4046ddf03f73.jpg)
TABLE 1. Robotic Lander Nominal Weights.
(http://img108.imageshack.us/img108/3641/conceptualcentaurbasedlxu2.jpg)
FIGURE 4.Conceptual Centaur-Based Lunar Lander.
(http://img242.imageshack.us/img242/9396/crewedlandermasshistoryqh3.jpg)
TABLE 2. Crewed Lander Mass History (Weights).
(http://img238.imageshack.us/img238/2662/descentlandingandabortcnl4.jpg)
FIGURE 5. Descent, Landing and Abort Concept.
(http://img509.imageshack.us/img509/2696/aftviewshowingdescenderjj4.jpg)
FIGURE 6. Aft View Showing Descender Cargo.
(http://img240.imageshack.us/img240/9871/solarpowerandwasteheatroz2.jpg)
FIGURE 7. Solar Power and Waste Heat Radiation System Deployment
(http://img150.imageshack.us/img150/3752/lmllconcept1kd2ay2.jpg)
(http://img299.imageshack.us/img299/6035/lm3jt9qd7.jpg)

Преложенный ЛМ лунный лэндер на основе РБ Центавр (с горизонтальной компоновкой по схеме "Харриера")
не получил поддежки в НАСА - для лунного лэндера LSAM "Altair" была выбрана "классическая"
вертикальная схема (Аполло Lunar Module) с раздельными посадочной и взлётной ступенями ("ИЗБА-НА-КУР-НОЖ" :P ).

ЦитироватьLockheed Martin лунный лэндер на базе РБ Centaur (2006):

Спасибо, забавные картинки :D

Эт что? Лунный пикап? :lol:

Это очередные Мурзилки. Просто в Роскосмосе еще не набрались наглости выдавать подобные мурзилки за реальное железо.
Пиар, однако. Роскосмосу надо учиться и учиться выдавать фантазии за реальность и под самые глючные фантазии выскребать бабло..

2 Lev
LM лоббирует готовые опробованные разработки (Centaur достался им по наследству) - по английски это называется re-use.  
Для компании это намного выгоднее чем начинать разработку нового изделия с НУЛЯ при довольно сжатых сроках и высокой степени риска.
IMHO концепт лэндера с горизонтальной компоновкой более предпочтителен для ручной посадки (оптимальный дизайн с точки зрения эргономики),
хотя усложнет управление лэндером при посадке.

Не мытьём так катанием ЛМ добилась своего - РБ Центавр будет устанавливаться и на Арес I (не-пилотируемая миссия), и на Арес V для запуска АМС.

(http://radikal.ru/F/s54.radikal.ru/i144/0901/6e/a37aa08c0eae.jpg)
Ares I Notional Configuration Options for Science Missions

А что? Хороший разгонник. Нам о таком только мечтать.

ЦитироватьРоскосмосу надо учиться и учиться выдавать фантазии за реальность и под самые глючные фантазии выскребать бабло..

Роскосмосу это пока не надо.
Это у них там, на диком западе, налогоплательщик (и пайщик), не просто может а периодически требует отчетов, плюс кто-то может и в суд подать если будет сомнение в объективности, поэтому и частные фирмы и госструктуры вынуждены постоянно рисовать "веселые картинки", частично как отчеты понятные обывателю, частично как промоушен (и продажи и создание положительного имиджа).

(http://radikal.ru/F/s54.radikal.ru/i144/0901/6e/a37aa08c0eae.jpg)
Ares I Notional Configuration Options for Science Missions

ATK Plans Commercial Ares I (http://www.aviationweek.com/aw/generic/story_channel.jsp?channel=busav&id=news/ATK04098.xml&show=us), Aviation Week Apr 9, 2008

ЦитироватьATK, which is building the first stage of NASA's Ares I crew launch vehicle by recycling the solid-fuel booster it builds
for the space shuttle, wants to make the same capability available to other users for missions without crews.

Ron Dittemore, president of ATK Launch Systems presented  at the 24th National Space Symposium in COLORADO
SPRINGS, Colo a possible concepts that include an Ares I with a payload shroud for launching big geosynchronous
communications satellites, and a version with a Centaur stage mounted atop the NASA-designed, Boeing-built Ares I
cryogenic upper stage for planetary missions.

As configured to launch NASA's Orion crew exploration vehicle, the Ares I is being designed to lift 56,500 pounds to low
Earth orbit. But ATK also is studying upgrades that could add another 9,910 pounds to that capability. Those include
higher operating pressure in the motor, an increased throat diameter, a shift to HTBP propellant from the PBAN used on
the NASA systems, and a graphite composite case.

Ares I грузоподьёмность:
- пилотируемая версия (CEV) - 25628 kg;
- коммерческая версия (модифицированная РН) - 30123 kg  8)

NASA says Ares I could send payload to the Moon (http://www.flightglobal.com/articles/2008/10/21/317717/nasa-says-ares-i-could-send-payload-to-the-moon.html), Flight International 21/10/08

ЦитироватьNASA has concluded that a single Ares I crew launch vehicle could send a 454kg (998lb) payload to the
Moon using a 1,750kg robotic lander.

The US space agency has been examining unmanned missions for the Ares rocket, the primary mission for which
is to launch the Orion crew exploration vehicle. An unmanned mission considered by NASA is delivering a
communications satellite into lunar orbit and placing a sample return vehicle with its ascent craft on to the surface.

"Utilising two Ares launches, with one launch delivering a liquid hydrogen, liquid oxygen trans-lunar injection stage,
can deliver a much larger payload of 4,121kg [to the Moon's surface]," says the NASA Marshall Space
Flight Center study's paper, submitted for the 59th International Astronautical Congress.

NASA has also analysed the use of Ares I for interplanetary probes and decided that a departure-stage solid rocket
motor, larger than the Alliant Techsystem's Star 63F motor, would allow a probe to be sent to the inner planets and
the main asteroid belt.

Meanwhile, a dual Ares I launch that used the Lockheed Martin Centaur as a departure stage could send a robotic
spacecraft to the outer planets.

С коммерческого Ares I вряд ли что получиться, а вот пересадить все тяжёлые АМС NASA (типа New Horizons, MSL и JUNO) и другие прикладные аппараты вполне.

Re: КВРБ «Двина-КВТК»

Цитироватьднища совмещенные но всё же двойные! это на атласе. про дельтовский Центавр такой информации не встречал надо будет мануал перечитать.
Fregate вы нигде на встречали информацию о сухой массе Центавра выводящего КА на ГСО, то есть с дополнительным набором оборудования для длительных миссий?

ЦитироватьУ Дельты баки кислорода и водорода разделены.
В документе "Lockheed Atlas V Mission Planners Guide" (http://www.scribd.com/doc/16924557/Lockheed-Atlas-V-Mission-Planners-Guide?classic_ui=1) есть секция про Centaur Extended Mission Kit, к сожалению в Сети выложено только содержание документа - попробую порыться дома.

Может быть и здесь:
Taming Liquid Hydrogen: The Centaur Upper Stage Rocket, 1958-2002. (//www.history.nasa.gov/SP-4230.pdf) By Virginia P. Dawson and Mark D. Bowles. Washington, D.C.: NASA History Office [NASA SP-2004-4230], 2004. Tables. Index. List of Interviews. Pp xiii, 289.

А вообще в форуме есть отдельная тема по Центавру :idea:

Цитироватьhttp://rapidshare.com/files/255213826/ATLAS_HISTORY__VEHICLE_DESIGN__AND_PRODUCTION.pdf.html

вот ссылка))

мне вообще то интересно почему наши не могут такой легкий РБ сделать

собственно обозначу тему для обсуждения

почему сухая масса КВРБ больше чем у Центавра при почти одинаковой массе заправляемого топлива?

моя версия:

тяжелая бортовая система управления (ЭВМ и ее СОТР и др.)

тяжелые баки (по сравнению с Центавром)

масса КВРБ указывается для полетов на ГСО а масса Центавра указывается для полетов на ГПО то есть без дополнительного набора оборудования обеспечивающий долговременный полет (гелий, аккумулятор, гидразин, теплозащита и др.)

различный подход к посчету сухой массы (то есть мы включаем то что не включают они и наоборот)

прошу высказываться))

Очевидно все факторы вместе взятые.

Для более правильнеого сравнения лучше брать не атласовский а титановский Центавр.

ЦитироватьОчевидно все факторы вместе взятые.

Сухая масса, что у нас, что в США (dry mass) отличается от конечной (в США - burnout mass если не ошибаюсь). У Центавра для Атлас-5, емнип, конечная масса килограмм на 300 больше сухой.

ещё кстати у наших РБ после последнего запуска ДУ блок РСУ отстыковывается

Исключительно для любителей истории:  :P

ЦитироватьHere's an overview of Centaur types:

 3.05-meter diameter standard Centaurs (9.1m):
  Centaur A     F-1 test flight, RL-10A-1 engines
  Centaur B     AC-2 test flight, first orbital model, RL-10A-3 engine
  Centaur C     AC-3 to AC-5 test flights, RL-10A-3 engine
  Centaur D     Single burn version with RL-10A-3-1, AC-6/7/10/11
  Centaur D    Operational version 1965-1967, with RL-10A-3-3 engine
  Centaur D-1A  Improved version 1967-1972 (RL-10A-3-3 engines)
  Centaur D-1AR Improved version 1973-1989 (later models with RL-10A-3-3A)
  Centaur D-1T  Titan 3E version 1974-1977
  Centaur I     Same as D-1AR  1990-1997

 3.05-meter diameter stretched Centaur (10m long)
  Centaur II    Stretched version for Atlas II  (RL-10A-3-3A)
  Centaur IIA   Stretched version for Atlas IIA/IIAS (RL-10A-4/RL-10A-4-1)
  Centaur (SEC) Single Engine Centaur for Atlas IIIA (planned, RL-10A-4-1)

 3.05-meter diameter stretched Centaur (11.7m long - 12.7 with nozzle ext).
 Single and dual engine versions (Atlas IIIB and V)
  Centaur III DEC:          2 x RL10A-4-2 engines
  Centaur III SEC:          1 x RL10A-4-2 engine

 4.32-meter diameter fat Centaurs:
  Centaur G     Shuttle version, cancelled (RL-10A-3-3A engines)
  Centaur G'    Stretched Shuttle version, cancelled
  Centaur (Titan 4)  Same as G'?     1994+ (RL-10A-3-3A engines)
  Centaur (TC-23)    Derated RL-10A-4-1A engines

Source: Jonathan's Space Report, No. 398 1999 May 17  Cambridge, MA  (http://www.planet4589.org/space/jsr/back/news.398)

Из годового отчета РКК Энергия за 2008 год (http://www.e-disclosure.ru/portal/files.aspx?id=1615&type=6), стр. 20:
Перспективные разработки ОАО РКК «Энергия» в 2008 году

ЦитироватьВ соответствии с контрактом с Локхид Мартин, проведены работы по обеспечению демонстрационного полёта на окололунную орбиту корабля «Прогресс М» с разгонным блоком РБ «Центавр» и определению облика транспортной системы для обеспечения грузопотока на окололунную орбиту.

Это же лунный грузовой ЭПАС-2 (25 лет спустя :!: ) получается - "Экспериментальный полет Центавр - Прогресс" лунная орбита. 8)

Попробую прикинуть что Центавр может вывести на LLO с учетом того что Прогрессу-M не надо возвращаться на землю :idea:

ЦитироватьИз годового отчета РКК Энергия за 2008 год (http://www.e-disclosure.ru/portal/files.aspx?id=1615&type=6), стр. 20:

ЦитироватьПерспективные разработки ОАО РКК «Энергия» в 2008 году
В соответствии с контрактом с Локхид Мартин, проведены работы по обеспечению демонстрационного полёта на окололунную орбиту корабля «Прогресс М» с разгонным блоком РБ «Центавр» и определению облика транспортной системы для обеспечения грузопотока на окололунную орбиту.

...

А вот это уже интересно! :D
А когда полет (и какая ПН)?

И дальше что?
Прилетит "Прогресс" на окололунную орбиту и что с ним дальше делать?

Наскольку я помню, на похожую миссию подписывалсь Европа. Но там полнофункциональный грузовик с посадочным модулем, запускаемый на "Ариан-5" - 1 тонна ПН непосредственно на поверхности полярного района Луны.

ЦитироватьИ дальше что?
Прилетит "Прогресс" на окололунную орбиту и что с ним дальше делать?

Наскольку я помню, на похожую миссию подписывалсь Европа. Но там полнофункциональный грузовик с посадочным модулем, запускаемый на "Ариан-5" - 1 тонна ПН непосредственно на поверхности полярного района Луны.

Для чего Прогресс летает начиная с марта 1978 года :?:  Правильно -
для обслуживания околоземной орбитальной станции (Салют/Мир/МКС).
Для чего Прогресс-М будет летать на окололунную орбиту - для обслуживания
лунной орбитальной станции.  :idea:
А делать из Прогресса лунный лэндер конечно же не рационально, гораздо проще сделать
лунный лэндер (не-пилотируемый) с массой на орбите ИСЛ как у Прогресса - 7250 кг.  
Centaur'у "до лампочки" что за ПН он доставляет на лунную орбиту 8) - грузовой транспортный корабль обслуживания
или автономный одноразовый лэндер.  :roll:

Так когда старт (по плану)???[/size]

ЦитироватьТак когда старт (по плану)???[/size]

Вопрос не ко мне а к руковдству РКК Энергия и концерна Локхид Мартин.  :roll:
В принципе после доклада комисси Августина сложилась более благоприятная ситуация
в плане междуанродной кооперации по программе Созвездие. :idea:
Кроме того LM не попав с Центавром в число призёров, "не мытьем так катанием" пытается
лоббировать применения Центавра где только можно - запуск межпланетных научных миссий
в глубокий космос на Аресе I и Аресе V, создание лунного лэндера (пилотируемая и грузовая
версии с горизонтальной компоновкой), РБ дла ЕКА лунного лэндера и т.д. Выделят деньги -
полетит.
Смысл Centaur/Progress-M - альтернативная система грузопотока на лунную орбиту,
не зависящая от проблем с РН Арес.

Кто нибудь видел- где-нибудь мануалы по Центаврам висят?

ЦитироватьКто нибудь видел- где-нибудь мануалы по Центаврам висят?

Pit, есть manual по РН Атлас V, отдельно manual по Centaur не публиковался.  :idea:

Цитировать

ЦитироватьТак когда старт (по плану)???[/size]

Вопрос не ко мне а к руковдству РКК Энергия и концерна Локхид Мартин.  :roll:
В принципе после доклада комисси Августина сложилась более благоприятная ситуация
в плане междуанродной кооперации по программе Созвездие. :idea:
Кроме того LM не попав с Центавром в число призёров, "не мытьем так катанием" пытается
лоббировать применения Центавра где только можно - запуск межпланетных научных миссий
в глубокий космос на Аресе I и Аресе V, создание лунного лэндера (пилотируемая и грузовая
версии с горизонтальной компоновкой), РБ дла ЕКА лунного лэндера и т.д. Выделят деньги -
полетит.
Смысл Centaur/Progress-M - альтернативная система грузопотока на лунную орбиту,
не зависящая от проблем с РН Арес.

Спасибо за информацию! :wink:А почему не использовать КВРБ (как у А. Зака) и не зависеть от америкосов?

ЦитироватьСпасибо за информацию! :wink:А почему не использовать КВРБ (как у А. Зака) и не зависеть от америкосов?

А кто зависит от американцев?
Ну, а чтобы использовать КВРБ, надо  иметь, хотя бы, полупромышленное производство жидкого водорода.

Цитировать

ЦитироватьСпасибо за информацию! :wink:А почему не использовать КВРБ (как у А. Зака) и не зависеть от америкосов?

А кто зависит от американцев?
Ну, а чтобы использовать КВРБ, надо  иметь, хотя бы, полупромышленное производство жидкого водорода.

Ну допустим КВРБ разрабатывает не Зак, а всё таки КБ "Салют" в составе ГПНТЦ Хруничева. :idea:
Давайте спросим у них - хотя РБ для Ангары-5 (а именно он в состоянии забросить Прогресс М на орбиту ИСЛ)
по плану будет  в 2015 году, не так ли Дмитрий :?:

Предновогоднюю шутку Перминова явно приняли за действительное в НАСА:
spacedaily.com Washington DC (SPX) Jan 08, 2010 (http://www.spacedaily.com/reports/Rohrabacher_Suggests_Partnership_With_Russia_On_Asteroid_Interception_Project_999.html)

ЦитироватьRohrabacher Suggests Partnership With Russia On Asteroid Interception Project
Rep. Dana Rohrabacher (R-CA) has sent a letter to Anatoly Perminov, head of the Russian Space Agency, praising Russia's decision to set up a mission to alter the path of an asteroid on a potential collision course with Earth.

The impetus for such a project stems from the current trajectory of Asteroid Apophis, scheduled to makes its first pass around Earth in the year 2029, close enough to travel beneath our communications satellites. However, the asteroid is reported to return in 2036 with a slight chance of actual impact.

"I want to congratulate you for taking the initiative on a very important challenge to mankind," writes Rohrabacher. "I agree that a mission deflecting the Asteroid Apophis, which will come shockingly close to Earth in the coming decades, is critical for all people on the planet.

"Asteroids nearly destroyed life on Earth more than once and it would be foolish and irresponsible for America to cede our responsibility on this critical threat to all of humanity," says Rohrabacher.

"You can count on me to try to make this a joint project with the United States."

Apophis is said to measure 1,000 feet across and scientists calculate the energy from impact would be roughly 100,000 times that of the atomic bomb dropped on Hiroshima. Currently, there are no contingency plans in place if such an event was in fact detected with certainty and no specific U.S. agency is tasked with taking the lead on such threats.

Rep. Rohrabacher is a senior member of the House Science and Technology Committee.

Вот где потребуется Центавр.  :idea:

"Всё новое - это хорошо забытое старое :!:"  (C)  8)  
Manned mission to construct huge GEO and deep space telescopes proposed. (http://www.nasaspaceflight.com/2010/01/manned-mission-to-construct-huge-geo-and-deep-space-telescopes-proposed/)
January 3rd, 2010 by Chris Bergin
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/10352.jpg)(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/10353.jpg)
NASA will conduct an open workshop tentatively scheduled for February 16-18, 2010 to bring potential users and providers of on-orbit servicing capabilities together with the NASA study team. The study team will present the notional mission definition process and the first draft of the notional mission suite. RFI responders will have an opportunity to present ideas, technologies and capabilities as well as forecast existing and planned spacecraft/observatories that would benefit from on-orbit serviceability. The study team will then finalize the notional missions based on the RFI responses and the presentations and discussions at this workshop.
A--FEASIBILITY OF USING HUMAN SPACEFLIGHT OR ROBOTIC MISSIONS FOR SERVICINGEXISTING AND FUTURE SPACECRAFT (https://www.fbo.gov/index?&s=opportunity&mode=form&id=1894ee0d07230c41aa027c5e4c31fef0&tab=core&tabmode=list)
Solicitation Number: NNG10FC43-RFI
Agency: National Aeronautics and Space Administration
Office: Goddard Space Flight Center
Location: Office of Procurement

ЦитироватьNASA - Servicing Study
NASA has undertaken a study to assess the feasibility, practicality, and cost of servicing satellites using elements of currently planned and future NASA human spaceflight systems and/or robotic technologies. NASA will fully utilize the unique core expertise and competencies for in-space servicing (human and robotic) developed by the NASA Goddard Space Flight Center (GSFC), other NASA Centers, the private sector, other government agencies, and academic partners to meet the objectives of the study. This site is being developed for the purpose of keeping the broad community informed of study related plans, and events, and to provide access to Project approved documents. It will also serve as a forum for the community to ask questions to be addressed by the Project, and provide feedback.

Цитировать"Всё новое - это хорошо забытое старое :!:"  (C)  8)  
...

Если бы всё новое было хорошо забытое старое, то не было бы ничего нового :evil: !!!

Цитировать"After 2020, Russia plans to create and put into orbit a near-Earth experimental manned complex to ensure transport operations to the Moon and Mars," Anatoly Perminov said.

He also said Russia has tentative plans for manned missions to Mars, but since substantial technical and financial resources would be needed, a Mars expedition should be international.

The agency chief had said previously that Russia planned to send cosmonauts to the Moon by 2025 and establish a permanently-manned base there in 2027-2032.

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/61760.jpg)
Кто знает что на картинке и что за "экспериментальный комплекс"?
Оригинал:
http://posthumanblues.blogspot.com/2007_12_01_archive.html

Цитировать

Цитировать"After 2020, Russia plans to create and put into orbit a near-Earth experimental manned complex to ensure transport operations to the Moon and Mars," Anatoly Perminov said.

He also said Russia has tentative plans for manned missions to Mars, but since substantial technical and financial resources would be needed, a Mars expedition should be international.

The agency chief had said previously that Russia planned to send cosmonauts to the Moon by 2025 and establish a permanently-manned base there in 2027-2032.

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/61760.jpg)
Кто знает что на картинке и что за "экспериментальный комплекс"?
Оригинал:
http://posthumanblues.blogspot.com/2007_12_01_archive.html

Google search revealed: http://www.constellationservices.com/lunarexpresssmsystem.html - 2004 год,
предложение облёта Луны на пилотируемом Союзе-ТМА. К данной теме никакого отношения не имеет.  :roll:
The Space Review article (http://www.thespacereview.com/article/199/1)
Photo Gallery: Lunar Express (http://www.thespacereview.com/article/199/4)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/10355.jpg)(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/10356.jpg)(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/10357.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/10358.jpg)(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/10359.jpg)(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/10360.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/10361.jpg)(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/10362.jpg)(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/511.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/10363.jpg)(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/10364.jpg)
IMHO Mission модуль (цилиндр между Союзом-ТМА и РБ Блок-ДМ) явно не проходит по массе (ну разве что надувной а-ля Генезис) - Центавр бы вытянул миссион
модуль порядка 2-2.5 тонн + Союз-ТМА на Лунную орбиту, но вот беда - у Союза ТМА не хватит ХС для возвращения на Землю.  :idea:

Спасибо за информацию! :)

Кто знает, что это за "зверь"?
(http://s59.radikal.ru/i165/1001/5e/ffea55fed6b3.jpg)

ЦитироватьКто знает, что это за "зверь"?
(http://s59.radikal.ru/i165/1001/5e/ffea55fed6b3.jpg)

Похоже на один из вариантов российского AСTS. По крайней мере А.Зак такой рисовал в 2007 г.

ЦитироватьКто знает, что это за "зверь"?
(http://s59.radikal.ru/i165/1001/5e/ffea55fed6b3.jpg)

IMHO это всё таки был европейский вариант AСTS, пока ЕКА не сделало ставку на самостойтельную разработку пилотируемого КК на базе ATV. Уточните у Анатолия Зака.  :idea:

Centaur G (Shuttle) в музее US Space & Rocket Center, Hunsville (штат Alabama):
(http://s002.radikal.ru/i197/1001/38/05ae145a17ec.jpg)(http://s002.radikal.ru/i200/1001/1d/8be30766da25.jpg)
(http://s61.radikal.ru/i172/1001/14/a49cb1caad46.jpg)(http://s53.radikal.ru/i141/1001/fe/14f48329ab98.jpg)
(http://s59.radikal.ru/i166/1001/41/67ecddc15eec.jpg)(http://s004.radikal.ru/i206/1001/a0/f39c928e4fb9.jpg)
(http://s58.radikal.ru/i162/1001/74/6564a63d42af.jpg)(http://i056.radikal.ru/1001/5c/c03dd04bd020.jpg)

Historic spacecraft (C) Photos: Richard Kruse, 2008
(http://s006.radikal.ru/i215/1001/f0/f24813271ca3.jpg)(http://s003.radikal.ru/i204/1001/3f/7a323ea025d1.jpg)
(http://s005.radikal.ru/i211/1001/cf/89ccfef8d74a.jpg)(http://s005.radikal.ru/i210/1001/fa/a49edb6c8ef6.jpg)
(http://s004.radikal.ru/i207/1001/a9/a7c3787b9855.jpg)(http://s42.radikal.ru/i098/1001/eb/dbf28a5805c5.jpg)
(http://s003.radikal.ru/i202/1001/7a/3f45679db88d.jpg)(http://s003.radikal.ru/i203/1001/3c/c35cacf70acd.jpg)
(http://s44.radikal.ru/i105/1001/80/38d9c958de0a.jpg)(http://s001.radikal.ru/i193/1001/06/42ae732b6216.jpg)

ЦитироватьFregate вы нигде на встречали информацию о сухой массе Центавра выводящего КА на ГСО, то есть с дополнительным набором оборудования для длительных миссий?

Не прошло и полгода :P  - Stretched Centaur Lunar Transfer/Crasher Stage с увеличенным на 50%
обьемом баков для лунной миссии ("среднпотолочная экспертная оценка" с блога selenianboondocks.com):

ЦитироватьThe 1750lb for the extended mission kit is also based on numbers from previous papers LM/ULA
has published about converting their stages over for longer-duration missions.

В кг это ~ 794 кг

У слетавшего в 2009 году Центавра SEC для миссии LCROSS масса на момент столкновения с Луной
была 2,249 kg, если учесть что сухая масса РБ по спецификации Локхид Мартина 1,914 kg, то масса
доп. оборудования - 335 кг (минус несколько ведёр оставшихся компонентов топлива).  :idea:

Ну я не думаю, что "несколько ведёр" - нас учили, что остатки вкупе с гарантийными запасами составляют на последней ступени немалую величину...
Правда, по дороге до Луны оно должно существенно испариться.
А если ещё подумать... добавить требования по надёжности, то я бы предположил, что перед ударом по Луне все остатки кислорода и водорода стравили за борт, открыв кингсто... дренажи.

Цитировать(http://s44.radikal.ru/i105/1001/80/38d9c958de0a.jpg)(http://s001.radikal.ru/i193/1001/06/42ae732b6216.jpg)

Порваная заглушка... Грязный асфальт... Глухой бетонный забор...
Это часом не у нас в Совке? ;)

ЦитироватьПорваная заглушка... Грязный асфальт... Глухой бетонный забор...
Это часом не у нас в Совке? ;)

Hunsville (штат Alabama) - там между прочим и американский флаг свисает без ветра.
А вообще вспоминается как в сердине 90-х ансамбль Александрова собместно с финской
рок-группой "Ленинградские ковбои" исполнял со СТРАШНЫМ русским акцентом песню
"МАЙ ХОУМ АЛАБАМА..."  :P
Дай то БОГ чтобы у РКА был в наличии криогенный РБ такого же класса как загнивающий в Алабаме Centaur-G :idea:
(http://s002.radikal.ru/i200/1002/fd/ecda99ae23ec.jpg)(http://s001.radikal.ru/i194/1002/f3/eecfea43d0d0.jpg)
(http://s004.radikal.ru/i206/1002/cc/81f33d9edbb6.jpg)(http://i062.radikal.ru/1002/37/9b4e13c5d1d4.jpg)
(http://i060.radikal.ru/1002/2d/4052d8f8bd33.jpg)

ЦитироватьHunsville (штат Alabama) - там между прочим и американский флаг свисает без ветра.

Знаю и вижу. Просто внешним видом навеяло. Както этот угол неуловимо напоминает двор на Байконуре где стоят сараи из обтекателя Н-1.
 

ЦитироватьДай то БОГ чтобы у РКА был в наличии криогенный РБ такого же класса как загнивающий в Алабаме Centaur-G...

...на заднем дворе в углу... :(

Цитировать

ЦитироватьHunsville (штат Alabama) - там между прочим и американский флаг свисает без ветра.

Знаю и вижу. Просто внешним видом навеяло. Както этот угол неуловимо напоминает двор на Байконуре где стоят сараи из обтекателя Н-1.
 

ЦитироватьДай то БОГ чтобы у РКА был в наличии криогенный РБ такого же класса как загнивающий в Алабаме Centaur-G...

...на заднем дворе в углу... :(

"Гостинница "Колхозник" - удобства на дворе, двора НЕТ  :!:" (С)  8)

Сатурн-5 тоже не в "лакированном состоянии" лежит, насколько я видел его фотографии. :)

 Так сколько стоит-то Centaur, если так поточнее? :)

ЦитироватьТак сколько стоит-то Centaur, если так поточнее? :)

Марк Уэйд пишет - 20-23 миллиона, в зависимости от модификации.

Цитировать

ЦитироватьТак сколько стоит-то Centaur, если так поточнее? :)

Марк Уэйд пишет - 20-23 миллиона, в зависимости от модификации.

Значит сейчас уже 30, а это "ровно половина Протона". :)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьТак сколько стоит-то Centaur, если так поточнее? :)

Марк Уэйд пишет - 20-23 миллиона, в зависимости от модификации.

Значит сейчас уже 30, а это "ровно половина Протона". :)

По поводу себистоимости РБ Центавр:

ЦитироватьIn March 1994, Martin Marietta, manufacturer of Titan, bought the Space Systems
Division of General Dynamics for $208.5 million. This was considered a bargain price for a
major company division with a backlog of twenty-nine Atlas-Centaur contracts and fifteen
upper-stage Titan-Centaur contracts through the end of the decade.

Source: Taming liquid hydrogen : the Centaur upper stage rocket, 1958-2002 Virginia P. Dawson, Mark D. Bowles.
(NASA-SP-2004-4230) 2004 p. 264
Если учесть что РБ для Атлас-Центавра был меньше, а РБ Центавр для РН Титан больше чем
современные модели РБ, то "в среднем" :roll:  себистоимость изготвления РБ ~ $US 4.75 миллиона (в ценах 1994 года).
Пересчитайте с учетом инфляции за 16 лет - и будет вам СЧАСТЬЕ.  :idea:

Цитировать...
Если учесть что РБ для Атлас-Центавра был меньше, а РБ Центавр для РН Титан больше чем
современные модели РБ, то "в среднем" :roll:  себистоимость изготвления РБ ~ $US 4.75 миллиона (в ценах 1994 года).
Пересчитайте с учетом инфляции за 16 лет - и будет вам СЧАСТЬЕ.  :idea:

Ага, давайте обсудим себестоимость "Протона"? ;)

 Такая, знаете, расплывчатая штука эта "себестоимость" в данном случае. ;)

Цитировать

ЦитироватьКто нибудь видел- где-нибудь мануалы по Центаврам висят?

Pit, есть manual по РН Атлас V, отдельно manual по Centaur не публиковался.  :idea:

Pit, Это для барышни дипломницы котрая обожает пиво и недолюбливает РБ Центавр :?:
Посоветуйте ей поискать на Nasa Technical Report Server - тонны докладов по Центавру и RL-10.   :idea:

ЦитироватьПо поводу себистоимости РБ Центавр:

ЦитироватьIn March 1994, Martin Marietta, manufacturer of Titan, bought the Space Systems
Division of General Dynamics for $208.5 million. This was considered a bargain price for a
major company division with a backlog of twenty-nine Atlas-Centaur contracts and fifteen
upper-stage Titan-Centaur contracts through the end of the decade.

Source: Taming liquid hydrogen : the Centaur upper stage rocket, 1958-2002 Virginia P. Dawson, Mark D. Bowles.
(NASA-SP-2004-4230) 2004 p. 264
Если учесть что РБ для Атлас-Центавра был меньше, а РБ Центавр для РН Титан больше чем
современные модели РБ, то "в среднем" :roll:  себистоимость изготвления РБ ~ $US 4.75 миллиона (в ценах 1994 года).
Пересчитайте с учетом инфляции за 16 лет - и будет вам СЧАСТЬЕ.  :idea:

Стойте, стойте! Так нельзя. Вы взяли и поделили стоимость покупки фирмы у которой контракт на 44 Центавра на 44 и получили себестоимость? Вообще-то скорее всего там можно получить очень грубую оценку прибыли которую получала Space Systems
Division of General Dynamics за каждый Центравр. А реально нельзя оценить ничего - ибо due dilligance в первом приближении дает стоимость копании как дисконтированный * (доход с активов - расходы). Например эта фирма могла быть обременена долгами. Или при этом могла иметь много недвижимости. Т.е. нельзя так цифрами манипулировать!

Метод плох, но лучшего я ПОКА не видел, пошлите запрос в Локхид, может Вам и откроют секрет фирмы :?:

Из книги Taming liquid hydrogen : the Centaur upper stage rocket, 1958-2002 / Virginia P. Dawson,
Mark D. Bowles. p. cm. (NASA-SP-2004-4230) стр. 93

ЦитироватьThe next launch—AC-7 carrying Surveyor 2, an engineering test model—was launched from
the Cape in September 1966. This time, Surveyor's vernier engines failed, causing it to tumble out
of control. It crashed on the lunar surface at a velocity of 8,737 feet per second. Despite this
setback, Centaur's increasing reliability enabled NASA to justify an order of five additional
Centaurs from General Dynamics on 23 September 1966. This time, the new contract for
$15,565,331 was fixed-price, a controversial but astute way to control Centaur's costs

В 1966 году НАСА заказало 5 РБ Центавр за фиксированную сумму US $15,565,331, т.е.  US $3,113,067 за штуку.
С учетом 44 летней инфляции это порядка 21 миллиона долларов сегодня.
Причем это был менее совершенный РБ по сравнению с тем что сейчас летает на Атласе-5.  :idea:

ЦитироватьЧто-то не могу тему про Centaur найти, придется сюда.

Итак, доклад Frank Zegler про Integrated Vehicle Fluids на Space Access 12, переработку Центавра и DCSS для уменьшения стоимости. Что я подметил:

 - переход на 300-вольтовую электрическую систему
 - долой титан и всякую экзотику
 - долой гидразин, жгем водород и только водород везде
 - уменьшаем невыработку и всякие паразитные потери
 - осаживаем жидкость постоянно, а не только перед импульсом
 - уменьшить толщину стенок с 20 тысячных до 12

http://www.hobbyspace.com/nucleus/index.php?itemid=37041

Во как. Ну по поводу уменьшения остатков, это и на Блок ДМ делается, а остальное интересно.

Спасибо, Salo, что-то поиск не сработал.

Меня что удивило - если постоянно жечь газообразный водород и кислород в небольшом движке, то создаваемое ускорение осаживает компоненты и в результате расход на выкипание уменьшается больше, чем теряется на дожигание для создания тяги... так? Я правильно понял? В этом вообще есть какой-то смысл? Почему кипение уменьшается если жидкость лежит на дне бака а не комом в середине? Откуда Фрэнк знает, что будет лучше, ведь CRYOTE еще не летало, стало быть где данные?

Через гугль искать надо: Centaur Новости космонавтики.

ЦитироватьМеня что удивило - если постоянно жечь газообразный водород и кислород в небольшом движке, то создаваемое ускорение осаживает компоненты и в результате расход на выкипание уменьшается больше, чем теряется на дожигание для создания тяги... так? Я правильно понял? В этом вообще есть какой-то смысл? Почему кипение уменьшается если жидкость лежит на дне бака а не комом в середине? Откуда Фрэнк знает, что будет лучше, ведь CRYOTE еще не летало, стало быть где данные?

Исходят видимо из того факта, что площадь поверхности раздела двух фаз будет минимальной в этом случае, а значит и испарение тоже.

А может это попытка использовать дренаж из баков? Все равно и так и так что-то выкипит, но если дренаж дожигать, то имеем хоть какое-то ускорение и не выкидываем впустую.

Насколько я понимаю, дренаж использовали и раньше, только не дожигали.  Кстати давление наддува там минимальное и чтобы дожигать видимо нужна помпа.

В развитие соседней темы:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=12863&start=0&postdays=0&postorder=asc&highlight=

http://www.parabolicarc.com/2012/04/14/space-access-12-masten-space-systems/#more-37296

ЦитироватьXeus

    New project for a Centaur-based landing for moon, asteroid, Mars

    Uses a non-flight Centaur and RL-10 engine donated by ULA

    Put four, 3,000 lb. thrust Masten engines on the side of the Centaur and a guidance system so it can land

    Will be testing the vehicle at Mojave – taking it up to altitude and then doing approach landing pattern

    Reusable Centaur vehicle can land 5 tons on the moon and 5 tons off the surface

    Would really like to do a test on the Space Launch System flight set for 2017 – send Centaur off to the moon

    Would like to have Office of Chief Technologist fund the SLS flight

    Putting Centaur on SLS flight would involve getting three different NASA offices to agree. "It's never going to happen[/size]

http://www.parabolicarc.com/2012/04/16/major-upgrades-planned-for-aging-centaur-upper-stage/

ЦитироватьMajor Upgrades Planned for Aging Centaur Upper Stage[/size]
Posted by Doug Messier
on April 16, 2012, at 9:31 am

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/24127.jpg)
The LCROSS satellite and the Centaur upper stage on a crash course for the moon. In the future, the Centaur could deliver tons of cargo to the lunar surface. (Credit: NASA)

By Douglas Messier
Parabolic Arc Managing Editor

The Centaur upper stage, which has been propelling American satellites through space since 1965, is getting a major upgrade that would allow the venerable one-shot booster to perform in a series of new roles.

In the coming decades, upgraded Centaurs will make launching  of spacecraft on Atlas V and Delta IV rockets much less expensive. They could also function as reusable space tugs, orbital fuel depots, and landing vehicles that would transport tons of cargo to and from the Moon, Mars and asteroids.

The full extent of the upgrades was laid out last week during presentations made by officials from United Launch Alliance, Masten Space Systems, and XCOR Aerospace at the Space Access 12 conference in Phoenix.  

United Launch Alliance is upgrading Centaur's systems on its own and in cooperation with XCOR Aerospace, with which it is developing a new engine to replace the aging RL-10 propulsion system. Masten Space Systems is working on outfitting the Centaur stage with the capability to land cargo on the Moon and other terrestrial bodies.

ULA's Frank Zegler gave a detailed presentation on the efforts by a team he leads to overhaul the Centaur for the 21st century.  The Centaur IVF (Integrated Vehicle Fluids) upper stage  is designed to be cheaper to operate, more reliable, lighter, and more functional in space.

Zegler described a fundamental modernization of the vehicle, including eliminating toxic hypergolic fuels in favor of liquid hydrogen and liquid oxygen. The stage's plumbing would be simplified, and many components and systems would be replaced by ones that are lighter and more efficient. The stage would also recapture waste heat and reuse it to improve energy efficiency.

The overall effect of the changes will be to simplify the Centaur and reduce its mass while making the stage more efficient, reliable and cheaper to build and operate, Zegler said. Currently, it is very expensive to integrate spacecraft with the stage. A particular problem comes from the large number of people involved in processing the Centaur.

Zegler said this approach difers fundamentally from past efforts to improve the efficiency of the upper stage. Previously, the company would spend an enormous amount of money building a less expensive titanium tank only to see those saving lost as the price of titanium increased.

A key element of the Centaur IVF is a new engine to replacing the aging and expensive RL-10. ULA is working with XCOR to develop a new propulsion system based on the technologies that the small Mojave company has developed for its Lynx space plane.

The XCOR engine is designed to be significantly cheaper to produce and operate. The other key feature is that the engine would be reusable hundreds or even thousands of times. This would make the Centaur IVF ideal for use as a space tug, orbital fuel depot, and landing vehicle for placing cargo on the Moon, Mars and asteroids.

NASA is interested in developing all of these technologies, which it sees as being key to future human exploration beyond Earth orbit. The space agency is especialy interested in orbital fuel depots.

Masten Space Systems' Xeus project is focused on developing the capability of Centaur to land on other worlds. The Mojave company is using a non-flight ready Centaur donated by ULA to develop and test a system that could turn the upper stage into a cargo delivery system, Founder and CTO Dave Masten told Space Access 12 attendees.

Engineers are placing four, 3,000-lb. thrust Masten engines on the side of the Centaur and installing a guidance system so the vehicle can make a controlled landing. The plans call for taking the vehicle up to an altitude of 1 kilometer over the Mojave Desert and then bringing it down for a controlled landing on rough terrain.

A reusable Centaur lander could get five tons of cargo on and off the moon, Masten said. The work was inspired by a paper written by ULA engineers about six years that proposed a Centaur-based landing vehicle.

Masten said he would like to get NASA's Office of the Chief Technologist to fund the project as a Discovery mission. The vehicle would be launched to the moon as a payload aboard the planned 2017 flight test of NASA's new heavy-lift Space Launch System, he said.

However, such a flight would require that three different part of NASA agree to conduct the test. "It's never going to happen," Masten said with a laugh.[/size]

По-моему, Даг ошибся:

ЦитироватьA key element of the Centaur IVF is a new engine to replacing the aging and expensive RL-10.

Нет там такого и даже близко. Работы по замене RL-10 ведутся, но вне зависимости от IVF.

ЦитироватьСпасибо, Salo, что-то поиск не сработал.

Меня что удивило - если постоянно жечь газообразный водород и кислород в небольшом движке, то создаваемое ускорение осаживает компоненты и в результате расход на выкипание уменьшается больше, чем теряется на дожигание для создания тяги... так? Я правильно понял? В этом вообще есть какой-то смысл? Почему кипение уменьшается если жидкость лежит на дне бака а не комом в середине? Откуда Фрэнк знает, что будет лучше, ведь CRYOTE еще не летало, стало быть где данные?

А почему вы решили, что жидкость в невесомости будет "лежать комом в середине", а не образует некий конгломерат с большой поверхностью раздела сред?

ЦитироватьА почему вы решили, что жидкость в невесомости будет "лежать комом в середине", а не образует некий конгломерат с большой поверхностью раздела сред?

Действительно, я слышал, что у жидкого водорода поверхностное натяжение маленькое. Так что я это просто для красного словца. На самом деле черт его знает как оно там, но ведь и Фрэнк не может этого знать.

На недавней конференции мужик из ULA рассказывал, как они убирают гидразин (а заодно и гелий) с Центавра. Ставят ДВС (6 цилиндров, но, говорит, и 3 хватило бы), который дышит водородом (газ), через форсунки впрыскивается кислород (жидкий) - снимают до 5 кВт эл. мощности. Тепло используется для генерации газа наддува. Кислород поддерживается в жидком виде охлаждением водородом... а водород сбрасывается, если давление слишком большое. Собираются перейти с 20 тыс. дюйма толщины стенки обратно на 12 тысячных, как у ранних Центавров, но выигрыши в массе и другие есть, скажем, уменьшение массы эл. батарей.

ЦитироватьСтавят ДВС (6 цилиндров, но, говорит, и 3 хватило бы), который дышит водородом (газ), через форсунки впрыскивается кислород (жидкий) - снимают до 5 кВт эл. мощности. Тепло используется для генерации газа наддува.

Интересно почему ДВС, а не скажем, турбогенератор? У объемных машин КПД повыше, конечено, чем у лопаточных, но стоит ли это проигрыша по массе? К тому же есть прекрасный альтернативный вариант - "ванкель".

ЦитироватьИнтересно почему ДВС, а не скажем, турбогенератор? У объемных машин КПД повыше, конечено, чем у лопаточных, но стоит ли это проигрыша по массе? К тому же есть прекрасный альтернативный вариант - "ванкель".

По-моему, авмичевский "ДВС" - это просто движок XCOR-а где поршневой насос заменяет турбокомпрессор. Там вроде даже коленвала нет. Его преимущества всем известны, Гризон о них повторяет постоянно: типа наработка не ограничена, у них есть экземпляры накатавшие 5000 секунд или около того "без следов износа", работает на любых входных давлениях, может качать и газ и жидкость. Ну да, в массе проигрывает. Посему этот агрегат и используют в маленьких движках.

Цитировать

ЦитироватьСтавят ДВС (6 цилиндров, но, говорит, и 3 хватило бы), который дышит водородом (газ), через форсунки впрыскивается кислород (жидкий) - снимают до 5 кВт эл. мощности. Тепло используется для генерации газа наддува.

Интересно почему ДВС, а не скажем, турбогенератор? У объемных машин КПД повыше, конечено, чем у лопаточных, но стоит ли это проигрыша по массе? К тому же есть прекрасный альтернативный вариант - "ванкель".

Про турбогенератор я его спрашивал. Масса, действительно, их не так (в данном случае) волнует, как массовые соотношения компонентов, возможность работать с переменной производительностью, простота-надёжность... Ванкель они тоже рассматривали, отказались.

У них чего - поршневой двигатель проще чем турбина?

Рассуждение, например, было такое - обычно у нас избыток водорода, с охлаждением всё хорошо, но бывают большие вариации. Как там будет работать турбина? А для ДВС они, в частности, говорили с молодыми инженерами из Детройта, после некой перестройки сознания те с энтузиазмом помогали задачу решать.

ЦитироватьУ них чего - поршневой двигатель проще чем турбина?

Кстати, у нас в проектном отделе ВФ НПОЭ в 1988 г. для 14С40 рассматривался вариант энергоустановки на основе ДВС. Правда, без всякой глубокой проработки, на уровне идеи.

ЦитироватьРассуждение, например, было такое - обычно у нас избыток водорода, с охлаждением всё хорошо, но бывают большие вариации. Как там будет работать турбина? А для ДВС они, в частности, говорили с молодыми инженерами из Детройта, после некой перестройки сознания те с энтузиазмом помогали задачу решать.

Не понял. ДВС у них  более теплостоек чем турбина?  :shock:  Или у него там водяное охлаждение и радиатор? ;)

Цитировать

ЦитироватьРассуждение, например, было такое - обычно у нас избыток водорода, с охлаждением всё хорошо, но бывают большие вариации. Как там будет работать турбина? А для ДВС они, в частности, говорили с молодыми инженерами из Детройта, после некой перестройки сознания те с энтузиазмом помогали задачу решать.

Не понял. ДВС у них  более теплостоек чем турбина?  :shock:  Или у него там водяное охлаждение и радиатор? ;)

Там температура, по идее, гораздо ниже - обедненная смесь, кислороду немного. :roll:

Цитировать

ЦитироватьА почему вы решили, что жидкость в невесомости будет "лежать комом в середине", а не образует некий конгломерат с большой поверхностью раздела сред?

Действительно, я слышал, что у жидкого водорода поверхностное натяжение маленькое. Так что я это просто для красного словца. На самом деле черт его знает как оно там, но ведь и Фрэнк не может этого знать.

По-моему минимально жидкость будет хоть как-то стремиться прилипнуть к стенкам бака, так что "комок в центре" точно не получится.

Постоянной осадке топлива с целью снижения испарения, по идее, могло бы помочь вращение бака.

ЦитироватьПостоянной осадке топлива с целью снижения испарения, по идее, могло бы помочь вращение бака.

А испарение при этом точно снизится?

Цитировать

ЦитироватьПостоянной осадке топлива с целью снижения испарения, по идее, могло бы помочь вращение бака.

А испарение при этом точно снизится?

А шут его знает... Может и наоборот, еще и повысится от такой осадки. :) Но вообще такой способ рассматривается.

ЦитироватьPropellant settling

Transfer of liquid propellants in microgravity is complicated by the uncertain distribution of liquid and gasses within a tank. Propellant settling at an in-space depot is thus more challenging than in even a slight gravity field. ULA plans to use the DMSP-18 mission to flight-test centrifugal propellant settling as a cryogenic fuel management technique that might be used in future propellant depots.[1]

http://www.enotes.com/topic/Propellant_depot#Propellant_settling

Еще есть любопытные варианты с закруткой на тросовой системе, с использованием гравитационного градиента (на НОО), с электромагнитной осадкой и т.д.
http://www.ulalaunch.com/site/docs/publications/PropellantDepots2009.pdf

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьПостоянной осадке топлива с целью снижения испарения, по идее, могло бы помочь вращение бака.

А испарение при этом точно снизится?

А шут его знает... Может и наоборот, еще и повысится от такой осадки. :) Но вообще такой способ рассматривается.

Я как раз об этом.
Минимальное испарение - когда минимальное количество топлива соприкасается с внешней поверхностью бака и присутствует минимальный теплообмен с газовой подушкой, т.е. контакт по поверхности раздела газа и жидкости.

В силу смачиваемости стенок единственный более-менее простой способ сократить теплоприход - прижать топливо (к днищу с топливозаборником) малой тягой, но это требует постоянного расхода массы. Если ничего не трогать и летать в невесомости, то жидкость в баке смешивается с газом наддува, их температура выравнивается, а топливо "липнет" к внешним стенкам случайным образом. Теплоприток, ясное дело, будет побольше.

А при раскрутке вокруг продольной оси вообще всё топливо "ляжет" на боковые стенки, прогреваемые солнышком, и теплоприход максимальный. :(
Единственный плюс такого режима - нет риска попадания жидкости в дренажный сброс - жидкость прижата к внешним стенкам (причём без всякого расхода топлива), а дренажный патрубок устанавливают в районе продольной оси.
Сейчас, няз, основную часть полёта Центавр летит невесомо, а на время дренажного сброса давления топливо осаживается к нижнему днищу.

ЦитироватьА при раскрутке вокруг продольной оси вообще всё топливо "ляжет" на боковые стенки, прогреваемые солнышком, и теплоприход максимальный. :(

Там еще такой момент, оно ведь перемешиваться начнет. Внешние слои вращаются быстрее, внутренние медленнее...

По поводу перемешивания слова говорились такие. В невесомости разные части топлива нагреты по-разному - перемешивание затруднено. "Горячие" части топлива - это те части, которые как раз в первую очередь испаряются, что повышает давление в баке, что создаёт проблемы - холодильников на борту нет, приходится стравливать газ. Поэтому создание микрогравитации при стравливании косвенно уменьшает испарение (так как увеличивает перемешивание), но главное - ДВС прокачивает топливо, из бака обратно в бак, обеспечивая принудительное перемешивание и охлаждение. Мужик говорит, существенно уменьшает скорость испарения.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьРассуждение, например, было такое - обычно у нас избыток водорода, с охлаждением всё хорошо, но бывают большие вариации. Как там будет работать турбина? А для ДВС они, в частности, говорили с молодыми инженерами из Детройта, после некой перестройки сознания те с энтузиазмом помогали задачу решать.

Не понял. ДВС у них  более теплостоек чем турбина?  :shock:  Или у него там водяное охлаждение и радиатор? ;)

Там температура, по идее, гораздо ниже - обедненная смесь, кислороду немного. :roll:

Точно. Они ещё, кажется, водород по каналам вокруг камер ДВС пропускают (ДВС с водородной регенеративкой), но особо горячо и не бывает, если большой избыток водорода.

ЦитироватьСпасибо, Salo, что-то поиск не сработал.

Меня что удивило - если постоянно жечь газообразный водород и кислород в небольшом движке, то создаваемое ускорение осаживает компоненты и в результате расход на выкипание уменьшается больше, чем теряется на дожигание для создания тяги... так? Я правильно понял? В этом вообще есть какой-то смысл? Почему кипение уменьшается если жидкость лежит на дне бака а не комом в середине? Откуда Фрэнк знает, что будет лучше, ведь CRYOTE еще не летало, стало быть где данные?

Как всё знакомо... .

Цитировать

ЦитироватьСпасибо, Salo, что-то поиск не сработал.

Меня что удивило - если постоянно жечь газообразный водород и кислород в небольшом движке, то создаваемое ускорение осаживает компоненты и в результате расход на выкипание уменьшается больше, чем теряется на дожигание для создания тяги... так? Я правильно понял? В этом вообще есть какой-то смысл? Почему кипение уменьшается если жидкость лежит на дне бака а не комом в середине? Откуда Фрэнк знает, что будет лучше, ведь CRYOTE еще не летало, стало быть где данные?

Как всё знакомо... .

Если есть сила тяжести, то жидкость и газ разделяются, жидкость собирается вместе, тепловой контакт улучшается, уменьшается разница температур в разных частях объёма топлива, температура выравнивается выкипание (самых нагретых частей) снижается.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьСпасибо, Salo, что-то поиск не сработал.

Меня что удивило - если постоянно жечь газообразный водород и кислород в небольшом движке, то создаваемое ускорение осаживает компоненты и в результате расход на выкипание уменьшается больше, чем теряется на дожигание для создания тяги... так? Я правильно понял? В этом вообще есть какой-то смысл? Почему кипение уменьшается если жидкость лежит на дне бака а не комом в середине? Откуда Фрэнк знает, что будет лучше, ведь CRYOTE еще не летало, стало быть где данные?

Как всё знакомо... .

Если есть сила тяжести, то жидкость и газ разделяются, жидкость собирается вместе, тепловой контакт улучшается, уменьшается разница температур в разных частях объёма топлива, температура выравнивается выкипание (самых нагретых частей) снижается.

Использование постоянной тяги микродвигателя работающего на испарившехся основных компонентах топлива, для постоянной осадки и ориентации, обсуждалось где то с годик назад. Но для более тяжелых водородных РБ.

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=10730&sid=9b54f6a7372869eb870fdee46b87c7f9

Evolution of the U.S. Centaur upper stage (http://www.b14643.de/Spacerockets_2/United_States_3/Centaur/Centaur.htm)
Спасибо за информацию Норберту Брюгге из ФРГ :!:

(http://i061.radikal.ru/1208/35/14393e7967af.jpg)
(http://s47.radikal.ru/i118/1208/ec/37d23668aa0c.jpg)
(http://s54.radikal.ru/i143/1208/75/7c6fab2beba1.jpg)
(http://s52.radikal.ru/i137/1208/62/731406a9d0c7.jpg)

(http://s47.radikal.ru/i117/1208/00/6a58c15947ad.jpg)
(http://s42.radikal.ru/i098/1208/87/b448f7b4001e.jpg)
(http://s54.radikal.ru/i143/1208/aa/2b4b034a009c.jpg)
(http://s018.radikal.ru/i513/1208/79/e66295d68761.jpg)

(http://s018.radikal.ru/i528/1208/63/4a781f536d3d.jpg)

(http://s017.radikal.ru/i411/1208/e7/e32e4fbd4bb4.png)

(http://s017.radikal.ru/i436/1208/d1/3ef6ed2d6248.jpg)
Centaur G Prime in CISS in clean room

(http://s54.radikal.ru/i143/1208/5f/84cecdc7ba51t.jpg)
Shuttle Centaur G Prime in VPF with Galileo simulator

(http://s017.radikal.ru/i403/1208/18/b61ff4c9c8d6t.jpg)
Shuttle Centaur Test and Transport Fixture

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/81628.jpg)

Тут в свое время спрашивали про ТТХ криогенных ЖРД NGE (New Generation Engine) и MB-60. ;)
Выкладывать:?:

ЦитироватьВыкладывать:?:

А что разве возможны иные варианты? "При всем богатстве выбора, иной альтернативы нет!":D

ЦитироватьМогу копать, могу не копать! (C)

Я не могу наити профильные темы на форуме :oops: - эта ближайшая по содержанию (CLOSE ENOUGH) :|  

MB-60 & NGE

(http://s019.radikal.ru/i619/1211/62/499081d14fdd.png)

(http://s017.radikal.ru/i439/1211/d4/abcae854d134.png)

ЦитироватьFrigate пишет:
(http://img184.imageshack.us/img184/3512/centaurcomparisonud5.jpg)
Кто есть WHO 8) (или кто есть кто):

[b:17325e2173]Centaur SEC[/b:17325e2173]
РБ Centaur V1 - однодвигательный вариант второй ступени РН Атлас V (Lockheed Martin, серия 400 и 500) с одним кислородно-водородным двигателем RL10A-4-2 (Pratt & Whitney).

[b:17325e2173]Centaur DEC[/b:17325e2173]
РБ Centaur V2 - двухдвигательный вариант второй ступени РН Атлас V (Lockheed Martin, серия 400 и 500) с двумя кислородно-водородными двигателями RL10A-4-2 (Pratt & Whitney).

[b:17325e2173]Centaur G-Prime[/b:17325e2173] (Shuttle)
[b:17325e2173]Centaur G[/b:17325e2173] (Shuttle)
2 варианта РБ выводимых на орбиту а грузовом отсеке орбитального корабля космической транспортной системы "Space Shuttle".
После катастрофы "Челленджера" возобладало мнение о том, что использовать кислородно-водородный РБ на шаттле слишком рискованно.

Centaur G (Titan IV)
Модифицированный РБ  Centaur G (Shuttle) использовался совместно с тяжелой РН типа "Titan 4" для вывода КА на геостационарные, геопереходные и высокоэллиптические орбиты, а также на межпланетные траектории. Не используется в настоящее время.

РБ 12КРБ приведён для сравнения с РБ Centaur (чтобы было с чем сравнивать и не ломать копья...).

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82144.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82145.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82146.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82147.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82148.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82149.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82150.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82151.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82152.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82153.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82154.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82155.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82156.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82157.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82158.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82159.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82160.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82161.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82162.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82163.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82165.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82166.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82167.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82168.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82169.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82170.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82171.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82172.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82173.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82174.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82175.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82176.gif)(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82177.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82178.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82179.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82180.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82181.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82182.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82183.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82184.jpg)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82185.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82186.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82187.gif)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82188.gif)

1. External Design Loads - Operational Centaur Vehicles (AC-6 THROUGH AC-15)  (http://www.alternatewars.com/BBOW/Boosters/Centaur/1965_AC-6_Loads.pdf)

Report Number GD/C-BTD65-017 General Dynamics. Convair Divison. 
San Diego, California 1 May 1965. Contract Number NAS 3-3232
2. CENTAUR Mission Planners Guide (http://www.alternatewars.com/BBOW/Boosters/Centaur/1971_Centaur_MPG.pdf) August 1971 
LAUNCH VEHICLE  PROGRAMS- CONVAIR AEROSPACE DIVISION  OF GENERAL DYNAMICS 
San  Diego,  California. 

...

Centaur - A NASA Workhorse

Workers at the Propulsion Systems Laboratory at Lewis Research Center, now John H. Glenn Research Center, develop the Centaur upper stage rocket. The Centaur was an ambitious rocket using liquid oxygen and liquid hydrogen. It was the first rocket to ever use hydrogen as a propulsion fuel and underwent a difficult development period. It later became a highly successful upper stage used for hundreds of NASA, commercial and military payloads.

 On Nov. 27, 1963, NASA had a successful launch of the first Atlas/Centaur. No payload was carried, but the powerful rocket scored a significant milestone: first in-flight burn of a liquid-hydrogen/liquid-oxygen engine. Major successes followed rapidly.

 Image Credit: NASA

http://www.nasa.gov/multimedia/imagegallery/image_feature_2400.html

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/82520.jpg)

Dual Engine Centaur (DEC) completes PDR, CDR in spring 2014. (http://www.ulalaunch.com/site/pages/News.shtml#/142/)
United Launch Alliance (ULA) has completed the preliminary design review for the dual-engine Centaur (DEC) upper stage, crucial to several commercial orbital spaceflight programmes.

The Centaur upper stage is normally powered by a single Rocketdyne RL-10, mounted atop the Atlas V launch vehicle. A second RL-10 was judged necessary to launch spacecraft with the safety considered necessary for human spaceflight.
Two commercial programmes, Boeing's CST-100 and Sierra Nevada's Dream Chaser, will use the Atlas V/DEC. Though the DEC was used in previous models of the Atlas, it has since been wholly displaced by the single-engine version. Though it remained an option for launch aboard Atlas V, the option has never before been exercised.
"The testing was successful and met all of the criteria," says George Sowers, ULA's vice president for human spaceflight. "The next major milestone from the DEC design is the critical design review."
The first spaceflight of the DEC is expected in 2017 with the first flight of either CST-100 or Dream Chaser, but several will be used for abort testing in the meantime.
The DEC is considered essential to making the Atlas V safe for people. Additional modifications, including monitoring and abort systems, will also be built and tested.

ого, а кто будет сертифицировать РД-180 ? и как это отразится на РД-170...

Последний РБ "Центавр" с совмешенными днищами баков  (Titan IVB_Centaur)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/135972.png)

Цитироватьfrigate пишет:
Последний РБ "Центавр" с совмешенными днищами баков (Titan IVB_Centaur)

Не понял... А на Атласах разве Центавры не с совмещёнными днищами?

ЦитироватьСтарый пишет:

Цитироватьfrigate пишет:
Последний РБ "Центавр" с совмешенными днищами баков (Titan IVB_Centaur)

Не понял... А на Атласах разве Центавры не с совмещёнными днищами?

Все Центавры имели общее днище.

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/140897.jpg)

Изготовление RL10 в 1960-х
https://www.youtube.com/watch?v=q3-tVOH4nYk&feature=emb_logo