Форум Новости Космонавтики

http://www.ktrv.ru/about/structure/388/389/

ЦитироватьИстория Тураевского машиностроительного конструкторского бюро «Союз» началась 1 августа 1964 года, когда Министерством авиационной промышленности на базе ОКБ-300 академика Сергея Константиновича Туманского было учреждено новое КБ, которое сначала носило название «Почтовый ящик 1864». Новое предприятие расположилось в подмосковном посёлке Тураево, где уже имелась производственная база.
     Основной задачей конструкторского бюро была разработка и создание ракетных двигателей малой тяги, а затем на их основе – двигательных установок стабилизации и коррекции космических аппаратов. К концу 50-х годов отечественная космическая отрасль вплотную подошла к созданию управляемых искусственных спутников Земли, для которых было предложено создать жидкостные ракетные двигатели малой тяги (ЖРДМТ) на двухкомпонентном топливе, что увеличивало запас энергии на борту космического аппарата в 4-5 раз. Кроме этого, жидкостные ракетные двигатели требовались и для оснащения крылатых ракет, входивших в боекомплект военной авиации. Для решения этой задачи в ОКБ Сергея Туманского в течение нескольких лет формировался коллектив, состоящий из молодых талантливых учёных.
Первым директором КБ стал одарённый конструктор Владимир Георгиевич Степанов, которому нужно было создать организацию, включающую в себя собственно конструкторское бюро, производство и испытательную службу, а также наладить процесс создания новых изделий, не имеющих аналогов в мире. На полигоне близлежащего посёлка Фаустово был построен стендовый комплекс для испытаний двигателей и двигательных установок (ДУ). Таким образом, Владимиру Степанову удалось замкнуть на одном предприятии весь цикл создания ЖРДМТ и ДУ – проектирование, изготовление и экспериментальную отработку новых изделий.
В сжатые сроки были созданы первые в мире жидкостные ракетные двигатели 210А и 210Б тягой 0,6 кГ и 10 кГ соответственно, а также ЖРД для военно-воздушных сил. Двигатель Р201-300 предназначался для крылатой ракеты Х-22, а Р200-300 – для ракеты мишени.
Реализация космической программы МКБ началась с разработки для двигательной установки 5Д18 оригинальных струйных порционеров, обеспечивающих равномерную выработку топлива из всех баков. При создании этих изделий был реализован целый каскад новых конструкторских решений:
· на порядок повышена эффективность системы ориентации, стабилизации и коррекции космического аппарата за счет создания ЖРД малой тяги;
· обеспечена надежная подача жидких компонентов топлива в условиях невесомости благодаря первым в мире сферическим бакам с металлическими разделительно-вытеснительными диафрагмами;
· обеспечено минимальное смещение центра масс космического аппарата по мере выработки топлива.
В дальнейшем семейство двигательных установок ТМКБ «Союз» пополнилось ещё рядом моделей. В 1967 году появился блок 11Д79, используемый и сегодня для старта космического аппарата в условиях невесомости с промежуточной орбиты к планетам солнечной системы, а также ДУ 100, 101, 98, 113, предназначавшиеся для различных модулей лунной экспедиции.
Коллектив предприятия рос, накапливался опыт в космическом двигателестроении. Продолжалась активная работа по доводке микро – ЖРД, в конструкцию которых вносились принципиальные изменения. Модернизированные двигатели тягой 10 кГ успешно использовались для обеспечения устойчивости аппарата «Луна-16», впервые в мире совершившего облет Луны и посадку на Землю в 1970 году. Кроме этого, двигатели и двигательные установки конструкторского бюро использовались для коррекции и стабилизации автоматических станций для забора лунного грунта и аналога космического самолёта серии «Бор», выгрузки «Лунохода», для стандартизации долговременной орбитальной станции «Алмаз», в программе перехвата космических целей.
В 70-е годы ТМКБ «Союз» параллельно с космической тематикой освоил новое тематическое направление – прямоточные воздушно-реактивные двигатели, в процессе работы над которыми коллективом КБ впервые была реально воплощена концепция ракетного двигателя твердого топлива (РДТТ) с автономным корпусом внутри камеры сгорания ПВРД. После окончания работы ракетного двигателя, его корпус выбрасывается из камеры скоростным напором.
Первым в этом ряду стал 3Д81 для ракеты класса «корабль-корабль» 3М80 комплекса «Москит». В дальнейшем была проведена его модернизация и на этой основе создан 3Д83 для ракеты 3М82, отличающийся наличием регулируемого двухпозиционного сверхзвукового сопла. В рамках этого проекта был разработан уникальный в своем классе прямоточный воздушно-реактивный двигатель 31ДПК для тактической управляемой ракеты Х-31.
Одновременно с этим была создана форсажная камера с регулируемым соплом для самолёта МиГ-25, а затем и МиГ-29.
Продолжалась также работа и над совершенствованием жидкостных реактивных двигателей малой тяги. Был создан целый ряд ЖРДМТ тягой от 40 до 45 кГ. Последний из них, 11Д444, до сих пор не имеет мировых аналогов. Он является рекордсменом среди жидкостных реактивных двигателей не только по минимальному уровню тяги, но и по продолжительности непрерывного огневого включения в космосе, которая составляет 100 часов. Этот двигатель в составе ДУ 11Д78, разработанного конструкторами «Союза» в 1978 году, использовался в реализации программы вывода на орбиту стационарных спутников связи.
С 1979 года в ТМКБ «Союз» велись разработки ПВРД на углеводородном топливе для перспективных беспилотных летающих аппаратов на водороде по программе «Холод» экспериментального осесимметричного двухрежимного гиперзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя на криогенном топливе.
В 80-х годах конструкторское бюро завершило работу над ещё одним прямоточным двигателем – 31ДП, которым и сегодня оснащаются не имеющие аналогов сверхзвуковые крылатые ракеты класса «воздух-поверхность» Х-31А (противокорабельная) и Х-31П (противорадиолокационная). В октябре 1988 года успешно закончились испытания единственного в своём роде ПВРД для гиперзвуковой экспериментальной летающей лаборатории ГЭЛА с полетным числом Маха 4.5.
В 1991 году ТМКБ «Союз» приступило к масштабному проекту гиперзвуковых двигателей для пилотируемого летательного аппарата по программе Российского космического агентства «ОРЕЛ-2-1». Во время многочисленных стендовых экспериментов проведена поузловая отработка воздухозаборников, камер сгорания и сопел в условиях, соответствующих полетным числам Маха от 3.5 до 7, исследованы способы топливоподачи и форма форсунок, установлена оптимальная геометрия камер сгорания. Определены также полнота сгорания в зависимости от типа впрыска, геометрия проточного тракта и условий на входе в камеру сгорания, зависимость задержки воспламенения и границы самовоспламенения от температуры и числа Маха на входе.
Политические изменения в России в период с 1991 по 2001 годы привели к спаду во всей отечественной экономике, и в оборонной промышленности в частности. Значительно сократился государственный заказ, а вместе с ним прекратилось и финансирование научных исследований. Но, несмотря на сложные экономические условия тураевское предприятие продолжало изыскания в области двигателестроения для космоса и обороны.
В соответствии с указом Президента РФ №721 от 1 июля 1992 года государственное предприятие Тураевское машиностроительное конструкторское бюро «Союз» было преобразовано в ОАО «ТМКБ «Союз». Акционерное общество зарегистрировано постановлением Главы администрации г. Лыткарино Московской области № 227-П от 23 марта 1994 года (свидетельство № 05-445).
 В рамках государственной программы реформирования оборонного комплекса 24 января 2002 года вышел указ Президента РФ № 84. Согласно этому документу, а также постановлению Правительства РФ № 149 от 13 марта 2002 года, ОАО «ТМКБ «Союз» вошло в состав ОАО «Корпорация «Тактическое ракетное вооружение».
В настоящее время ОАО «Тураевское машиностроительное конструкторское бюро «Союз» является одним из основных российских разработчиков двигателей для космоса и ВПК. Предприятие располагает структурой, позволяющей полностью замкнуть цикл создания двигателей и двигательных установок для летательных аппаратов. Это конструкторское и технологическое бюро, опытное и мелкосерийное производство, экспериментальная база, включающая в себя лабораторию прочностных динамических и статических испытаний, стенды для огневых испытаний 1РДМТ и ПВРД. Научно-технический, конструкторский и производственный потенциал позволяет не только постоянно совершенствовать уже выпускающиеся двигатели, но и проводить исследования в области гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей.

Двигатель: ГЕНЕРАЛЬНЫЙ КОНСТРУКТОР СЕРГЕЙ КОНСТАНТИНОВИЧ ТУМАНСКИЙ (http://engine.aviaport.ru/issues/29/page24.html)

ЦитироватьКогда после первых успехов в космосе Н.С. Хрущев стал меньше уделять внимания авиации, Сергей Константинович принял решение освоить проектирование ЖРД. В ОКБ были созданы двигатели Р201-300 для ракеты "воздух-земля" и Р209-300 для ракеты-мишени главного конструктора А.Я. Березняка.
В 1962-1963 гг. конструкторский отдел, занимавшийся ЖРД, начинал разработку жидкостных ракетных микродвигателей, предназначенных для ориентации и стабилизации космических аппаратов. Поскольку эта тематика считалась очень перспективной, Сергей Константинович добился организации специального ОКБ на правах филиала завода № 300. Главным конструктором был назначен В.Г. Степанов. Под руководством С.К. Туманского были созданы первые микродвигатели Р210Д-300 и Р210Е-300 тягой 1,3 и 16,5 кгс, соответственно.

Аэрокосмический курьер 2004.03, стр. 46-47: "Союз" и его двигатели (http://www.aeroreview.ru/?/pages/akk/akk_200403_046047/akk_200403_046047.htm)

ЦитироватьГеннадий Комиссаров, генеральный директор, главный конструктор ОАО "Тураевское машиностроительное конструкторское бюро "Союз"

Тураевское МКБ «Союз» бы- ло создано 1 августа 1964 г. Сначала оно специализировалось на разработке двигательных установок (ДУ) для косми- ческих аппаратов. Основой ДУ стали созданные на предприятии первые в мире жидкост- ные ракетные двигатели малой тяги на двухкомпонентном самовоспламеняющемся топливе. Эти двигатели в сочетании с оригинальной конструкцией топливных баков, оснащенных диафрагменными и сильфонными металлическими разделителями топливной и газовой наддувной полостей, позволили почти на порядок повысить энергетические возможности космических ДУ и обеспечить надежную подачу топлива в условиях невесомости.

Созданные в ТМКБ «Союз» двигатели и двигательные установки применялись в таких престижных программах, как:

•старт космических аппаратов с промежуточной орбиты искусственного спутника Земли к другим планетам Солнечной системы;

•облет Луны с фотографированием ее обратной стороны;

•экспедиция автоматической станции за лунным грунтом;

•доставка на Луну аппаратов «Луноход»;

•стабилизация на орбите и коррекция орбиты обитаемой станции «Алмаз»;

•стабилизация аналога космического самолета «Бор»;

•точное выведение спутников связи «Грань», «Экран» и «Горизонт» в заданную точку стационарной орбиты и коррекция этой орбиты в течение 10 лет.

Ряд жидкостных ракетных двигателей малой тяги

Цитироватьhttp://www.ktrv.ru/about/structure/388/389/

Цитировать...первые в мире жидкостные ракетные двигатели 210А и 210Б тягой 0,6 кГ и 10 кГ соответственно,
...аппарата «Луна-16», впервые в мире совершившего облет Луны и посадку на Землю в 1970 году.
... двигатели и двигательные установки конструкторского бюро использовались для ... выгрузки «Лунохода», для стандартизации долговременной орбитальной станции «Алмаз»,
... целый ряд ЖРДМТ тягой от 40 до 45 кГ.
Он является рекордсменом среди жидкостных реактивных двигателей не только по минимальному уровню тяги, но и по продолжительности непрерывного огневого включения в космосе, которая составляет 100 часов.

Интересно, что это всё значит?

Цитировать•старт космических аппаратов с промежуточной орбиты искусственного спутника Земли к другим планетам Солнечной системы;

Двигательная установка 11Д79 для запуска доразгонного
блока "Д" и его модификаций в условиях невесомости
Современная ДУ СОЗ:

ЦитироватьСтарая ДУ СОЗ

Цитировать•экспедиция автоматической станции за лунным грунтом;

•доставка на Луну аппаратов «Луноход»;

Двигатели ориентации и стабилизации станций Е-8 тягой 10 кгс:






http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/photogallery/gallery_061/index.html

Цитировать•стабилизация на орбите и коррекция орбиты обитаемой станции «Алмаз»;

Согласно НК №8 за 1999 год (http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/199/49.shtml) на ОПС "Алмаз" было 16 ЖРД жесткой стабилизации тягой по 20 кгс, 12 ЖРД мягкой стабилизации по 1,2 кгс и четыре ЖРД коррекции по 40 кгс. Агрегаты ДУ, за исключением ЖРД стабилизации, устанавливались в кормовой части станции. Двигатели системы стабилизации стояли на переходном отсеке в носовой части ОПС.

Цитировать•точное выведение спутников связи «Грань», «Экран» и «Горизонт» в заданную точку стационарной орбиты и коррекция этой орбиты в течение 10 лет.

ДУ 11Д78:


http://www.imamod.ru/magazin/pdf/13/1306-005r.pdf

Цитировать•стабилизация аналога космического самолета «Бор»;

Цитировать•облет Луны с фотографированием ее обратной стороны;

Совершенно непонятно, что имелось ввиду в данном случае.

Начали наверное все-таки не с 11Д79, а с 11Д71.

(http://www.radikal.ru)

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/190-191/25.shtml

ЦитироватьСам КА-перехватчик конструктивно состоял из силовой рамы, цилиндрического приборного отсека (на переднем днище которого устанавливался радиолокатор), двигательной установки со сферическими топливными баками и набором двигателей, обеспечивающих выдачу корректирующих импульсов в продольном и четырех поперечных направлениях, ориентацию и стабилизацию аппарата, а также боевой части. Боевые части, насколько можно судить, сконструированы таким образом, чтобы при подрыве создать направленный поток поражающих элементов.
   Ввиду сложности и разнообразия задач, решавшихся при создании комплекса, разные элементы его испытывались поэтапно, по мере готовности. На самом первом этапе отрабатывалась базовая конструкция спутника-перехватчика и принципы маневрирования и управления им на орбите. Для этого в 1963 и 1964 гг. были запущены два экспериментальных аппарата, получивших открытые названия «Полет-1» и «Полет-2» [8].
   Аппараты «Полет» оборудовались двигательной установкой многоразового включения, состоящей из шести двигателей тягой по 400 кгс для выдачи импульсов в продольном и четырех поперечных направлениях, а также ЖРД жесткой и мягкой стабилизации тягой по 16 и 1 кгс соответственно [9].

Цитировать9. В.А. Поляченко «На орбите – «Полеты»/ «Авиация и космонавтика». – 1992, № 12, с.36.

Поляченко В.А. "На море и в космосе", стр.72-85:

ЦитироватьПРОЕКТЫ ВОПЛОЩАЮТСЯ В МЕТАЛЛ

Владимир Николаевич принимает Алексея Михайловича Исаева и 4 мая 1962 года встречается с ним в филиале № 1.
7 мая В. Н. Челомей устраивает нам разнос, грозит снять за неправильную ориентацию по выбору двигателей. «Делать запуск в этом году, на ,,живых" двигателях Исаева и на ракете Р-7».
Туманский готов был делать двигательную установку с двумя двигателями разгона тягой по 600 кг, вместо одного полуторатонного с турбонасосным агрегатом, который опаздывал. Был вызван на 8 мая Исаев, на 10 мая Туманский, и в результате, несмотря на все трудности, Исаева уговорили поставлять двигатели (у него были готовые тягой по 400 кг), а двигательную установку в целом пришлось делать нам. Была попытка склонить Исаева к проектированию такой двигательной установки, однако из этого ничего не получилось. Предлагалось даже изготавливать для Исаева арматуру на нашем производстве, но тот не соглашался, и эта установка осталась за нами: за КБ-8 —начальник Сергей Владимирович Ефимов, с участием КБ-7 по конструкции рамы.
Совещания у Владимира Николаевича по ходу разработки системы ИС шли практически ежедневно. Просматривая хронологию этих событий, видишь, как напряженно работали все организации, обещания давались весьма оптимистические. Например, Туманский и его заместитель Степанов обещали дать готовую к полету двигательную установку буквально в ноябре 1962 года.

стр.86-93:

ЦитироватьВЫХОДИМ В КОСМОС

К КОНЦУ 1962 ГОДА близилось к завершению изготовление объектов И-2Б (такой был шифр у объектов ИС с двигателями главного конструктора А. М. Исаева): № 101 —это стендовая машина, №№ 102 и 103 — это первое и второе летные изделия. Велось изготовление и объектов И-1Б с двигательной установкой главного конструктора С. К. Туманского: № 111 — стендовая машина, №№ 112 и 113 — летные изделия.

ЦитироватьОсенью 1963 года на полигоне Тюра-Там началась подготовка аппарата И-2Б № 102 к запуску. Поскольку своей технической позиции для подготовки космических объектов наше предприятие не имело, нам был выделен участок в монтажно-испытательном корпусе ОКБ-1 на площадке №2, где мы разместились со своими стендами, контрольно-проверочной аппаратурой и другим испытательным оборудованием. В этом же корпусе готовили и ракету-носитель 11А59. В этом МИКе традиционно подготавливали к запуску и все ракеты-носители и космические аппараты ОКБ-1, С.П.Королёва. А для нашего проживания руководство ОКБ-1 выделило барак, где мы обосновались по нескольку человек в больших комнатах.

ЦитироватьВ 11 час. 56 мин. Стартует ракета с нашим первым космическим аппаратом. Порядок запуска в космос на этой площадке уже отработан. Полигонная служба ведет счет секундам, следуют четкие доклады: «...десятая секунда, крен, рысканье в норме...» И как будто специально для меня: «Есть отделение обтекателя!» Напрасно я волновался этой ночью... И наконец: «Космический аппарат отделился от ракеты-носителя». Ракетчики поздравляют друг друга. Челомей благодарит их за четкую работу, а у нас самые ответственные события еще впереди. Чтобы выйти на опорную орбиту, космическому аппарату нужно занять правильную ориентацию, застабилизироваться и в нужное время включить разгонный двигатель, «добрав» недостающие 300 м/с скорости. Это произойдет уже вне зоны видимости радиосредств полигона.
Руководство перемещается в монтажно-испытательный корпус, на второй этаж, в комнату Госкомиссии по испытаниям. Томительное ожидание. И вот измерительные пункты сообщают: «Космический аппарат — на расчетной орбите. Все маневры в космосе выполнены в соответствии с программой». Программа эта, рассчитанная на полтора витка, была весьма сложной. После первого включения разгонного двигателя спутник вышел на опорную орбиту с высотой в перигее 339 км и в апогее 592 км. Затем по командам системы управления его двигатели включались многократно в продольном и поперечном направлениях. В течение этого времени аппарат управлялся и стабилизировался двигателями «жесткой» и «мягкой» стабилизации. После всех маневров он перешел на конечную орбиту с высотой в перигее 343 км и в апогее 1437 км, изменив также угол наклона орбиты к плоскости экватора. Программа была выполнена полностью.
Владимира Николаевича тепло и сердечно поздравляют. Звучат смех, шутки, царит непринужденная обстановка. Доклады в Москву, оттуда — поздравления. Шлифуется еще раз сообщение ТАСС. И вскоре по радио передают: «I ноября 1963 года в Советском Союзе произведен запуск управляемого маневрирующего космического аппарата ,,Полет-1"...» Газеты всего мира откликнулись на это достижение Советского Союза в освоении космоса.

ЦитироватьСледующим космическим аппаратом, который готовился к запуску, был объект № 112. Это был аппарат с двигательной установкой Туманского. Здесь для подачи топлива в камеру сгорания ЖРД предусматривался турбонасосный агрегат. Его надежность внушала большие опасения, которые в дальнейшем и подтвердились. А пока на этом объекте надо было его опробовать. В начале 1964 года в ОКБ-52 было проведено большое совещание с присутствием Туманского С. К., его заместителя Степанова В. Г., на котором Челомей поставил задачу ускорить подготовку к запуску.
23 марта 1964 года мы вылетели на полигон, где в МИКе на второй площадке уже началась подготовка к запуску космического аппарата И-1 Б № 112. К нашей работе живой интерес проявил и С. П. Королёв. Он зашел за загородку, где мы размещались, и спросил рабочих: «Кто у вас тут главный?» Ребята ответили, что Поляченко, но он сейчас обедает в конструкторской столовой, в «буржуйке». Там-де хорошо кормят. Королёв засмеялся и сказал, что кормят так же, только берут дорого, и там могут есть те, у кого денег много. Королёв сам питался в этой столовой, и ребята не без подвоха это сказали. Мне действительно дали пропуск туда, и я регулярно видел там все руководство экспедиции ОКБ-1. Уходя, Сергей Павлович попросил, чтобы я позвонил ему, когда вернусь с обеда. Я позвонил и спросил, чем он интересуется. А он безразлично так ответил, что он ничем не интересуется, а вот генералы Тюлин и Керимов интересуются объектом, и он бы тоже с ними пришел и послушал. Об этом я немедленно доложил по ВЧ-связи Владимиру Николаевичу Челомею. Челомей дал добро на показ Королёву, однако просил не вдаваться особо в подробности. Вместе с Г. А. Тюлиным и К. А. Керимовым С. П. Королёв пришел на участок, осмотрел объект, живо интересовался его особенностями, отличиями от «Полёта-1», пожелал нам удачи. 12 апреля в 12 час. 30 мин. был произведен запуск этого космического аппарата, получившего название «Полёт-2». «Полёт-2» совершил серьезные маневры, правда, теперь можно сказать, что не все задуманное программой полета было выполнено. Тем не менее по работе системы управления и других систем, кроме двигательной установки, замечаний не было, и заказчик поставил задачу приступить к испытаниям тактического применения системы. Перемены в руководстве страны и последовавшие действия руководства военно-промышленного комплекса, в частности Д. Ф. Устинова, отсрочили эти испытания на пятилетку.

Получается на Полёте-1 и Полёте-2 ДУ были разными. :roll:

Это видимо вариант, летавший под названием "Полёт-2" (http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/photogallery/gallery_098/):


КА «Полет» (ИС). Общий вид справа.


КА «Полет» (ИС). Сопло основной двигательной установки.


КА «Полет» (ИС). Общий вид основной двигательной установки.


КА «Полет» (ИС). Основная двигательная установка. Крупно


КА «Полет» (ИС). Сопло боковой двигательной установки.


КА «Полет» (ИС). Сопло боковой двигательной установки.
Другой ракурс


КА «Полет» (ИС). Блок боковых двигателей.


КА «Полет» (ИС). Нижний боковой двигатель.

ДУ УС-А и УС-П.

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/288/36.shtml


http://www.infontr.ru/articles/inpro002.php

ЦитироватьРБ "Арс" планируется создать на базе жидкостной ракетной двигательной установки (ДУ) 4Э-18. Эта ДУ была разработана ТМКБ "Союз" по техническому заданию КБ "Арсенал". Она эксплуатировалась в разных модификациях в составе 76 КА серии "Космос" разработки КБ "Арсенал". В состав двигателей ДУ входит маршевый двигатель тягой ~300кг с удельной тягой ~300с, двигатели жесткой стабилизации и коррекции орбиты и двигатели мягкой стабилизации. ДУ серийно изготавливается Машиностроительным заводом "Арсенал" под техническим руководством КБ "Арсенал".

Разгонный блок "Арс" будет включать в себя ДУ 4Э-18, несущую конструкцию и комплекс служебных систем, включая систему управления, ориентации, спутниковой навигации, систему энергопитания и др. В составе этого комплекса планируется применить ряд систем и агрегатов, используемых в разрабатываемых КБ малых спутников. Масса заправленного РБ составит 1000кг, включая массу топлива - 500кг.

ДУ УС-П:
http://www.russianspaceweb.com/us.html


http://www.astronautix.com/graphics/r/rtr.jpg


http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/205/17.shtml
http://www.navy.ru/science/sor7.htm?sphrase_id=405990

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/276/43.shtml

ЦитироватьВнимание посетителя привлекает Лунный корабль (ЛК, 11Ф94) для высадки одного космонавта на поверхность Луны. Аппарат в уникальной сохранности! Правда, из-за того, что зал лаборатории слишком низок, с верхней части ЛК сняли и разместили на полу блок двигателей ориентации 11Д76 и стыковочный узел уникальной конструкции типа «пельменница».

11Ф94 ЛК ДОК Блок двигателей ориентации 11Д76 (Сбоку).


11Ф94 ЛК Стыковочный узел с двигателями 11Д76 ориентации.


11Ф94 ЛК Индекс 11Д76 на ДУ ориентации.

http://www.astronaut.ru/bookcase/article/article11.htm?reload_coolmenus

ЦитироватьСверху на кабине располагался отсек ДО высотой 0,68 метра, на котором размещались 4 блока двигателей ориентации ЛК. Внутри отсека находились два топливных бака (в одном - горючее, в другом - окислитель) с запасом топлива более 100 кг и система подачи топлива. В каждом блоке устанавливались 2 ЖРД тягой по 40 кгс и 2 ЖРД тягой по 10 кгс. Двигатели образовывали два независимых контура управления ориентацией ЛК. В каждый контур входило по 8 двигателей: 2 тягой по 40 кгс обеспечивали управление по тангажу, 2 тягой также по 40 кгс - по рысканию, и 4 двигателя тягой по 10 кгс осуществляли управление по крену. Двигатели были разработаны в ТМКБ «Союз» под руководством В.Г.Степанова.

http://epizodsspace.narod.ru/bibl/filin/07.html

ЦитироватьУправляющие двигатели установлены в едином блоке, а таких двигателей было 16:8 двигателей тягой по 40 кгс и 8 двигателей по 10 кгс. Мы понимали, что управление вокруг центра масс будет «нечистым», ведь к моменту добавлялась горизонтальная составляющая по рысканью и тангажу. Управление должно быть только моментным. «Нечистые» силы, как мы называли усилия от двигателей ориентации, добавляли хлопот нашим управленцам. Микродвигатели были сравнительно легкими сами по себе. Это позволило нам установить два независимых контура управления Лунным кораблем. В каждый контур входило по восемь двигателей. Два двигателя тягой 40 кгс обеспечивали управление в плоскости полета (по тангажу). Два двигателя такой же тяги — управление из плоскости полета (по рысканию) и четыре двигателя осуществляли управление вокруг продольной оси (по крену). Эти два контура работали независимо, тем самым обеспечивая надежное дублирование органов управления.


Рис.22. Двигатели исполнительных органов

Дублировать запасы топлива было слишком расточительным, поэтому запасы топлива расположили в двух баках: в один залили окислитель, в другой — горючее. Всего было чуть более 100 кг топлива. Нормальный процесс горения, который происходит в двигателях, требует больше окислителя, чем горючего, поэтому при выработке топлива из баков может возникнуть ненужное возмущение, если баки равноудалены от центральной оси. Нужно было что-то предпринять. И тогда разработчиком А.Серебряниковым было предложено очень простое решение. А что, если силовую раму сделать в виде двойной бочки? Одна побольше, и на нее поставить бак горючего, а другая поменьше внутри первой, и на нее поставить бак окислителя. Это позволит удалить баки окислителя и горючего от центральной оси примерно в пропорции соотношения компонентов топлива, поступающих в двигатель, и снимет ненужные помехи при выработке топлива. Такая конструкция силовой рамы была принята. Мы уже говорили про вибропрочность в ракетной технике. Вот чтобы в этом агрегате не заниматься этой проблемой, после монтажа трубопроводов, кабелей все внутренности между оболочками, где располагались трубопроводы и арматура, запенивались. Получалась трехслойная панель сферической формы, очень прочная и защищающая трубопроводы от вибрации.

Компоненты топлива, находящиеся в баках, нужно уметь еще и подать к двигателям, И подать только компоненты топлива, а не газ наддува или смесь газа наддува с топливом. Начали решать проблему разделения газовой и жидкой сред. Учитывая уже имеющийся опыт фирмы Степанова, а ею были созданы баки с внутренними металлическими диафрагмами, хорошо отработанные и испытанные в полете, приняли металлический разделитель. Металлический разделитель должен укладываться по днищу бака так, чтобы обеспечить минимум непроизводительных остатков топлива. Учитывая изменения температуры в баках, хотя и небольшие, он должен позволять «гулять» жидкости, а сам выдерживать многократные циклические нагрузки.
Вопросов пришлось решать много, в том числе и технологических, включая раскрой листа. Нужна была специальная тонкая листовая сталь, точнее штампы и т.д. Забот разделитель доставил немало.

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/114/06.shtml

ЦитироватьНад герметичной кабиной располагался отсек двигателей ориентации (ОДО) высотой 0.68 м. В состав отсека входили 4 блока двигателей ориентации. Каждый блок имел в своем составе 2 ЖРД тягой 40 кг и 2 ЖРД тягой 10 кг. Двигатели были разработаны в ТМКБ "Союз" под руководством В.Г.Степанова. Две пары блоков образовывали два независимых контура управления. Внутри отсека находились сферические бак горючего и бак окислителя с общим запасом топлива более 100 кг, а также шар-баллоны пневмосистемы.

http://www.astronaut.ru/bookcase/article/article11.htm?reload_coolmenus

ЦитироватьБлок двигателей ориентации комплекса (ДОК), массой 800 кг и длиной 1,56 метра, предназначался для ориентации ЛРК на всех этапах полета вплоть до момента старта с лунной орбиты к Земле, и размещался в верхней части БО. На отсеке в 4 блоках было установлено 16 двигателей ориентации комплекса «Л-3» (ДОК) и 8 двигателей причаливания и ориентации ЛОК по оси «Х» (ДПО-Х). Все двигатели были разработаны в ТМКБ «Союз» (МАП) под руководством В.Г.Степанова. В состав двигателей ДОК входили 4 двигателя управления по тангажу и 4 - по рысканию тягой по 10 кгс (по 2 двигателя на каждом блоке), и 8 двигателей по крену тягой по 2,5 кгс (по 4 двигателя на двух блоках). Двигатели ДПО-Х тягой по 20 кгс размещались на двух других блоках (по 4 на каждом блоке). Внутри отсека ДОК размещались 6 сферических баков с топливом массой около 300 кг (НДМГ и АТ) и 4 баллона с газом наддува топливных баков.
   Впереди на отсеке ДОК был установлен активный стыковочный узел типа «Штырь», для стыковки ЛОКа с ЛК после его возвращения с Луны, антенны системы сближения и стыковки «Курс».
Приборно-агрегатный отсек (ПАО) имел форму цилиндра с максимальным диаметром 2,2 метра и длиной 2,82 метра. ПАО располагался между СА и ЭО и состоял из трех отсеков: герметичного приборного отсека (ПО) и негерметичных переходного отсека (ПхО) и агрегатного отсека (АО).
   На ПхО размещались 4 двигателя причаливания и ориентации по оси «У» (ДПО-У) и 4 двигателя по оси «Z» (ДПО-Z) тягой по 20 кгс (разработчик - ТМКБ «Союз»). Двигатели были размещены в 4 блоках (по 2 двигателя в каждом блоке). Топливо для этих двигателей поступало по трубопроводам из топливных баков, располагавшихся в отсеке ДОК. По диаметру ПхО располагалась многовибраторная антенна командной радиолинии.
   В ПО находились приборы и аппаратура систем радиосвязи, телеметрии, командной радиолинии, ориентации и управления движением корабля.
   ЛОК был оснащен ракетным блоком «И», созданным в КБ «Химмаш» А.М.Исаева. В состав блока «И» входили двухкамерный разгонный двигатель (РД) С5-51 тягой 3388 кгс с рулевыми соплами, однокамерный двигатель сближения и коррекции (ДСК) С5-62 многократного включения (до 35 раз) тягой 417 кгс, и сферический топливный бак диаметром 1,9 метра с герметичной внутренней перегородкой для разделения компонентов топлива (НДМГ и АТ). ДСК предназначался для маневрирования ЛОКа при сближении и стыковке с ЛК, а также для проведения коррекций траектории движения ЛОКа на трассе Луна-Земля. РД обеспечивал разгон ЛОКа с орбиты Луны к Земле. Ракетный блок «И» размещался в АО и ЭО. При этом топливный бак более чем наполовину располагался в АО и занимал почти весь его объем. Снаружи АО размещались радиаторы системы терморегулирования корабля.
   Энергоотсек (ЭО) имел форму усеченного конуса с максимальным диаметром 2,9 метра, высотой 1,3 метра и заканчивался базовым шпангоутом, который стыковался с коническим переходником цилиндрической оболочки, внутри которой, как в стакане, находился ЛК. Кроме ДУ блока «И» в ЭО размещались 16 двигателей ориентации (ДО) ЛОК (разработчик - ТМКБ «Союз»). 4 двигателя тягой по 2 кгс использовались для ориентации ЛОК по тангажу, 4 двигателя тягой также по 2 кгс - по рысканию и 8 ЖРД тягой по 0,5 кгс - по крену. Топливо для этих двигателей (НДМГ и АТ) поступало из бака ракетного блока «И».

http://www.friends-partners.org/partners/mwade/craft/soy7klok.htm

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьСало, это сборная салянка. Нижняя часть идентична верхней только без баков.
Если это:
(http://www.radikal.ru)
 поставить на СА то левая, нижняя группа двигателей будет лупить по стенке этого самого СА.

Т.е. это фактически два наполовину разукомплектованных ДОКа,  поставленных один на другой?

Да.

http://www.russianarms.ru/forum/index.php?topic=1131.0

Цитировать11Д72 – двигательная установка системы обеспечения запуска РБ Д РН 11А52
11Д73 – двигатели ориентации и коррекции КА 11Ф92
11Д74 – двигательная установка системы обеспечения запуска РБ Г РН 11А52
11Д75 - жидкостная реактивная система управления 3-й ступени РН 11К68
11Д76 - двигатель ориентации КА 11Ф94
11Д78 - ДУ
11Д79 - двигательная установка системы обеспечения запуска РБ 11С824
11Д79-03 - двигательная установка системы обеспечения запуска РБ 11С861-03

Возникает вопрос: неужели отличия РБ Д для 11А52 и 8К82К столь велики, что их ДУ СОЗ получили разные индексы? В первом случае он обеспечивал семь включений, а во втором два.

"Ракетно-космическая корпорация Энергия им. С.П.Королёва. 1946-1996.": Многоцелевые унифицированные ракетные блоки Д и ДМ, двигатели и топлива для них. (http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/energia46-96/06.html)

ЦитироватьДля создания перегрузки перед включением основного двигателя использовалась автономная двигательная установка системы обеспечения запуска с вытеснительной подачей высококипящих самовоспламеняющихся компонентов топлива, которую разработало ТМКБ "Союз" (В.Г. Степанов). Моделирование позволило создать ДУ СОЗ с применением весьма малых начальных перегрузок (2х10-4-5х10-3) и выбрать оптимальные внутрибаковые устройства, что обеспечило минимум массовых потерь, связанных с установкой СОЗ. На модельных установках был отработан многократный (до 7 раз) запуск блока Д с содержанием топлива в баках до 30% их объема.
Бак ДУ СОЗ имел форму шара. В ее состав входили два двигателя (один резервный), тяга которых в процессе отработки постепенно снижалась с 10 до 2,5 кгс, что было обосновано результатами модельных испытаний, а величина начальной перегрузки была доведена до 10 при времени ее действия до 300 с. Форма перфорированных внутрибаковых устройств также была оптимизирована, На блоке устанавливались две ДУ СОЗ, прикрепленные к нижнему днищу бака горючего симметрично относительно продольной оси, которые должны были сбрасываться после запуска основного двигателя блока при его последнем включении.
В 1965 году началась разработка головного блока и орбитального пилотируемого комплекса для облета Луны ( комплекс Л1). В состав головного блока входил модифицированный разгонный блок Д (11С824). При разработке схемы полета комплекса Л1 было решено провести два запуска блока Д (для накопления опыта повторного запуска кислородно-керосиновой ДУ в космических условиях): первый - кратковременное включение двигателя для вывода на низкую круговую орбиту ИСЗ и второй - для разгона с опорной орбиты ИСЗ к Луне.
Блок Д комплекса Л1 стал родоначальником семейства разгонных блоков. При его разработке основные решения по конструкции топливного отсека и пневмогидравлической схеме были заимствованы с блока Д комплекса Н1-Л3 с изменением силовых отсеков (средний и нижний переходники, ферма крепления корабля 7К-Л1), а также облика и функционирования ДУ СОЗ. В схеме полета корабля 7К-Л1 на ДУ СОЗ дополнительно возлагались его ориентация и стабилизация перед довыведением на орбиту ИСЗ и при полете по этой орбите. Для ориентации и стабилизации в составе ДУ СОЗ использовались дополнительные двигатели, создающие управляющие моменты по крену, тангажу и рысканию. После запуска основного двигателя блока 11С824 при втором включении ДУ СОЗ сбрасывалась.
Наземная экспериментальная отработка блока 11С824 завершилась двумя огневыми испытаниями (18 ноября и 9 декабря 1966 года) на стенде НИИХИММАШ (В.А, Пухов), циклограмма которых предусматривала два запуска ДУ блока Д. Первый запуск блока Д в составе комплекса Л1 состоялся 10 марта 1967 года ("Космос-146"), Блок Д разогнал корабль 7К-Л1 № 2П до скорости выше второй космической при надежной работе всех его систем.

http://www.astronaut.ru/bookcase/article/article11.htm?reload_coolmenus

ЦитироватьЭкспедиция на Луну по Королевской программе «Н1-Л3» состояла из следующих этапов.
   РН «Н1» со стартовой массой около 2750 т стартует с космодрома Байконур (1) и после окончания работы ракетных блоков «А», «Б» и «В» выводит на промежуточную околоземную круговую орбиту высотой 220 км. Лунный ракетный комплекс «ЛРК» длиной 30 м, массой 91,5 т с двумя космонавтами в спускаемом аппарате лунного орбитального корабля. Космонавты должны были совершать полет в спортивных костюмах без спасательных скафандров. При выведении ЛРК находился под головным обтекателем массой 17,5 т, длина которого составляла 33 м. После прохождения плотных слоев атмосферы ГО по частям сбрасывается. Для спасения космонавтов, в случае аварии РН на стартовой позиции или во время выведения, использовалась САС, которая с помощью РДТТ должна была обеспечить увод СА лунного орбитального корабля на безопасное от РН расстояние. САС длиной около 10 метров имела массу до 4 тонн. В верхней части САС устанавливался балансировочный груз.
   На орбите ИСЗ, на 480 с после проведения с помощью двигателей ориентации комплекса (ДОК) ориентации ЛРК включается двигатель блока «Г» (2) и комплекс переводится на траекторию полета к Луне. Затем производится отделение отработавшего блока «Г», сброс нижнего и среднего переходников блока «Д». Космонавты приступают к выполнению программы полета, находясь в спускаемом аппарате и бытовом отсеке. В случае необходимости, с помощью двигателей блока «Д» производится одна (3) или несколько коррекций траектории движения ЛРК. При подлете к Луне включается двигатель блока «Д» (4) на торможение и ЛРК переходит орбиту ИСЛ высотой 110 км. После коррекции комплекс переходит на эллиптическую орбиту с минимальной высотой 16 км.
Затем оба космонавта переходят в БО ЛОКа, герметизируют его, надевают скафандры (пилот ЛОКа - «Орлан», пилот ЛК - «Кречет-94»), затем разгерметизируют БО и используют его в качестве шлюзовой камеры. Пилот ЛК переходит по поверхности БО, СА, ракетного блока «И» к лунному кораблю, размещенному в цилиндрическом переходнике. Для того чтобы космонавт мог попасть в ЛК, в оболочке был установлен люк напротив люка кабины ЛК. Для облегчения перемещения космонавта из БО в кабину ЛК дополнительно к поручням предполагалось использование специального манипулятора, который должен был устанавливаться на ПАО лунного орбитального корабля. В это время пилот ЛОКа в скафандре «Орлан» находился на обрезе люка БО, подстраховывал командира и был готов в любую минуту прийти к нему на помощь.
   После того как пилот ЛК занимал рабочее положение в кабине лунного корабля, производилось выталкивание ЛК из цилиндрической оболочки по специальным направляющим, которые после этого отстреливались от ЛК. Затем производился сброс верхнего переходника блока «Д» и раскрытие посадочных стоек ЛПУ лунного корабля. Пустая цилиндрическая оболочка ЛК отделялась от ЛОК.
   После ориентации ЛК с помощью двигателей ДО, размещенных между СУ и БО, на высоте 16 км. включается двигатель блока «Д» на торможение (6) и ЛК с блоком «Д» устремляется к Луне. Причем ЛК с блоком «Д» на высоте 3-4 км совершает «мертвую петлю» и в это время на высоте 1-3 км производится отделение блока «Д» от ЛК. Этот маневр был необходим, чтобы посадочный радиолокатор ЛК не принял отделившийся блок «Д» за Лунную поверхность и не сработало раньше времени автоматическое включение ракетного блока «Е».
   Блок «Д» падает на поверхность Луны, а пилот ЛК, использую автоматическое и ручное управление двигателями ориентации и регулируя тяге двигателя блока «Е», совершает посадочный маневр и мягкую посадку на поверхность Луны. Вся процедура от момента отделения блока «Д» до посадки занимала немногим более минуты и поэтому возможности по маневрированию лунного корабля над поверхностью для выбора места посадки были ограничены несколькими сотнями метров.

Цитироватьhttp://www.astronaut.ru/bookcase/article/article11.htm?reload_coolmenus

ЦитироватьЭкспедиция на Луну по Королевской программе «Н1-Л3» состояла из следующих этапов.
   РН «Н1» со стартовой массой около 2750 т стартует с космодрома Байконур (1) и после окончания работы ракетных блоков «А», «Б» и «В» выводит на промежуточную околоземную круговую орбиту высотой 220 км. Лунный ракетный комплекс «ЛРК» длиной 30 м, массой 91,5 т с двумя космонавтами в спускаемом аппарате лунного орбитального корабля. Космонавты должны были совершать полет в спортивных костюмах без спасательных скафандров. При выведении ЛРК находился под головным обтекателем массой 17,5 т, длина которого составляла 33 м. После прохождения плотных слоев атмосферы ГО по частям сбрасывается. Для спасения космонавтов, в случае аварии РН на стартовой позиции или во время выведения, использовалась САС, которая с помощью РДТТ должна была обеспечить увод СА лунного орбитального корабля на безопасное от РН расстояние. САС длиной около 10 метров имела массу до 4 тонн. В верхней части САС устанавливался балансировочный груз.
   На орбите ИСЗ, на 480 с после проведения с помощью двигателей ориентации комплекса (ДОК) ориентации ЛРК включается двигатель блока «Г» (2) и комплекс переводится на траекторию полета к Луне. Затем производится отделение отработавшего блока «Г», сброс нижнего и среднего переходников блока «Д». Космонавты приступают к выполнению программы полета, находясь в спускаемом аппарате и бытовом отсеке. В случае необходимости, с помощью двигателей блока «Д» производится одна (3) или несколько коррекций траектории движения ЛРК. При подлете к Луне включается двигатель блока «Д» (4) на торможение и ЛРК переходит орбиту ИСЛ высотой 110 км. После коррекции комплекс переходит на эллиптическую орбиту с минимальной высотой 16 км.
Затем оба космонавта переходят в БО ЛОКа, герметизируют его, надевают скафандры (пилот ЛОКа - «Орлан», пилот ЛК - «Кречет-94»), затем разгерметизируют БО и используют его в качестве шлюзовой камеры. Пилот ЛК переходит по поверхности БО, СА, ракетного блока «И» к лунному кораблю, размещенному в цилиндрическом переходнике. Для того чтобы космонавт мог попасть в ЛК, в оболочке был установлен люк напротив люка кабины ЛК. Для облегчения перемещения космонавта из БО в кабину ЛК дополнительно к поручням предполагалось использование специального манипулятора, который должен был устанавливаться на ПАО лунного орбитального корабля. В это время пилот ЛОКа в скафандре «Орлан» находился на обрезе люка БО, подстраховывал командира и был готов в любую минуту прийти к нему на помощь.
   После того как пилот ЛК занимал рабочее положение в кабине лунного корабля, производилось выталкивание ЛК из цилиндрической оболочки по специальным направляющим, которые после этого отстреливались от ЛК. Затем производился сброс верхнего переходника блока «Д» и раскрытие посадочных стоек ЛПУ лунного корабля. Пустая цилиндрическая оболочка ЛК отделялась от ЛОК.
   После ориентации ЛК с помощью двигателей ДО, размещенных между СУ и БО, на высоте 16 км. включается двигатель блока «Д» на торможение (6) и ЛК с блоком «Д» устремляется к Луне. Причем ЛК с блоком «Д» на высоте 3-4 км совершает «мертвую петлю» и в это время на высоте 1-3 км производится отделение блока «Д» от ЛК. Этот маневр был необходим, чтобы посадочный радиолокатор ЛК не принял отделившийся блок «Д» за Лунную поверхность и не сработало раньше времени автоматическое включение ракетного блока «Е».
   Блок «Д» падает на поверхность Луны, а пилот ЛК, использую автоматическое и ручное управление двигателями ориентации и регулируя тяге двигателя блока «Е», совершает посадочный маневр и мягкую посадку на поверхность Луны. Вся процедура от момента отделения блока «Д» до посадки занимала немногим более минуты и поэтому возможности по маневрированию лунного корабля над поверхностью для выбора места посадки были ограничены несколькими сотнями метров.

Значит Блоки СОЗ  11Д72 (Блок Д Н1-Л3) и 11Д74 (Блок Г Н1-Л3) были предназначены только для осадки топлива перед запуском маршевого двигателя. Функция стабилизации и ориентации ЛРК была возложена на ДОК ЛОК  и ДО ЛК.

Отличие Блока СОЗ 11Д79 Блока Д комплекса УР500К-Л1 состояло в том, что на него были возложены функции стабилизации и ориентации связки Блок Д-7КЛ1 в течении двух включений Блока Д.

Сало, но ведь это вполне логично. Комплекс ЛОК-ЛК намного тяжелее Л1. Необходимая перегрузка для запуска дв блока Д в обоих случаях одинакова. Появляется резерв по топливу в СОЗ для Л1, в тоже время энергетика Л1 слабее ЛОКа её стоит поберечь.

Цитировать11Д73 – двигатели ориентации и коррекции КА 11Ф92

А вот здесь возникает вопрос. На 7КЛ1 использовалась КТДУ-53 разработанная КБ Исаева. Двигатели ориентации работали на перекиси водорода и были разработаны Князевым в ОКБ-1:
http://www.astronaut.ru/bookcase/article/article11.htm?reload_coolmenus

ЦитироватьСА соединялся с ПАО с помощью ПхО, на котором располагались 10 двигателей системы ориентации тягой по 10 кгс, работающие на перекиси водорода. По диаметру ПхО размещалась многовибраторная антенна командной радиолинии.
   В герметичном ПО размещались буферные аккумуляторные батареи (основная и резервная) системы электропитания, приборы и аппаратура бортовых систем корабля.
   В негерметичном АО размещалась корректирующая тормозная двигательная установка КТДУ-53 (разработана в КБ ОХМ под руководством А.М.Исаева) с одним однокамерным ЖРД многократного включения тягой 411 кгс с рулевыми соплами. Резервного двигателя в КТДУ-53 не было. В качестве горючего использовался несимметричный диметилгидразин (НДМГ), в качестве окислителя - смесь окислов азота в азотной кислоте (АК-27И). Топливо общей массой около 400 кг размещалось в четырех сферических баках в АО. Кроме того, в АО размещались двигатели системы ориентации (4 двигателя тягой по 10 кгс и 2 комплекта по 8 двигателей тягой по 1-1,5 кгс), работающие на однокомпонентном топливе - перекиси водорода.

http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/energia46-96/07.html#28

Цитировать31 декабря 1965 года в качестве проекта были утверждены "Исходные данные по головному блоку Л1 (изделие 11С824)", в соответствии с которыми предусматривалось:

По головному блоку Л1 (11С824):

Варианты с подсадкой на орбите Земли и без.

Аэрокосмический курьер 2004.03, стр. 46-47: "Союз" и его двигатели (http://www.aeroreview.ru/?/pages/akk/akk_200403_046047/akk_200403_046047.htm)

ЦитироватьСозданные в ТМКБ «Союз» двигатели и двигательные установки применялись в таких престижных программах, как:

•старт космических аппаратов с промежуточной орбиты искусственного спутника Земли к другим планетам Солнечной системы;

•облет Луны с фотографированием ее обратной стороны;

Под это описание подходит только Зонды с четвёртого по восьмой.
Но как мы уже убедились двигателей ТМКБ там не было.

 В.А. Колмыков НАЗЕМНАЯ ОТРАБОТКА РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ И ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК НА ФГУП «КРАСМАШ» (http://www.ihst.ru/~akm/30t16.htm)

ЦитироватьВ 1968 году ТМКБ «Союз» г. Люберцы вышло предложением о проведении на Химзаводе испытаний двигательных установок с двигателями малой тяги (ДУ ДМТ) 11Д73.Эти работы были успешно проведены на реконструированном 1 рабочем месте стенда №2.

ТМКБ «Союз» предложил большой объем работ по испытаниям ДМТ и ДУ ДМТ. В то время в отрасли практически отсутствовала испытательная база по их испытаниям, а особенно условиях вакуума и низких температур. В короткое время на базе стенда №2 и корпуса 34 (бывшая лаборатория испытаний узлов автоматики для двигателя 8Д514) были созданы рабочие места для наземной (ресурсной) отработки ДМТ и ДУ ДМТ с имитацией космических условий: вакуума и низких температур в барокамере объемом ~ 30 м. куб. При испытаниях ДМТ с тягой от 10 до 50 г в высотных условиях измерялись тяга двигателей и расход компонентов через них. При испытаниях ДУ ДМТ определялись тепловые параметры в реальных условиях.

ЦитироватьАэрокосмический курьер 2004.03, стр. 46-47: "Союз" и его двигатели (http://www.aeroreview.ru/?/pages/akk/akk_200403_046047/akk_200403_046047.htm)

Цитировать•облет Луны с фотографированием ее обратной стороны;

Под это описание подходит только Зонды с четвёртого по восьмой.
Но как мы уже убедились двигателей ТМКБ там не было.

Я вот думаю: Луны-19/22 сюда никаким боком?

Мне кажется, что скорее всего 11Д73 это ДОК ЛОК.

ЦитироватьЭто видимо вариант, летавший под названием "Полёт-2" (http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/photogallery/gallery_098/):

In these images there are subtle differences ... but this is also «Полет-2»?





David L. Rickman

P.S. These are from http://www.popmech.ru/archive/2003/issue/12/ If there is someone here who has this issue and can scan these better, it would be appreciated :wink:

Цитировать

ЦитироватьАэрокосмический курьер 2004.03, стр. 46-47: "Союз" и его двигатели (http://www.aeroreview.ru/?/pages/akk/akk_200403_046047/akk_200403_046047.htm)

Цитировать•облет Луны с фотографированием ее обратной стороны;

Под это описание подходит только Зонды с четвёртого по восьмой.
Но как мы уже убедились двигателей ТМКБ там не было.

Я вот думаю: Луны-19/22 сюда никаким боком?

Может быть.

http://www.ktrv.ru/about/structure/388/389/

ЦитироватьВ 1967 году появился блок 11Д79, используемый и сегодня для старта космического аппарата в условиях невесомости с промежуточной орбиты к планетам солнечной системы, а также ДУ 100, 101, 98, 113, предназначавшиеся для различных модулей лунной экспедиции.

А что это за классификация?

11Д79 у Вэйда, которые он перекрестил в 11Д68:

Сало. Техника это хорошо. Но Вы бы помимо Комиссарова вспомнили бы всех Главных, да и Грязнова не худо бы упомянуть. В 1972 году я распределен был туда. Был мелким винтиком, КБ было очень мощное, Кадры от Микулина, с особой тщательностью проработки изделий. Оновременно велось много тем. Та которую вы осветили, затем энергетические установки на радиоизотопных элементах (не стал бы писать, но наткнулся на открытый отчет в интернете, там все расписано, но это после того как подразделение (КБ) Грязнова-Сербина выделилось и уехало на Каширку.). А в КБ были И.Б. Кизельштейн, потом директор завода. В.М. Титов очень рано ушедший из жизни (в 50 лет) начальник КБ в 400 человек. Начальник перспективного отдела Гиллевич Д.Д., впоследствии Генеральный конструктор. Ну и конечно Владимир Георгиевич Степанов. Именно он и определил все лицо КБ и темы на многие годы. Жалко, что он неосмотрительно уехал потом в Питер на место умершего Изотова. Хотя с другой стороны он же был зять легендарного двигателиста Климова. Так, инет завис, потом допишу.

По УС:
http://radar.boom.ru/rdr-hs.html

ЦитироватьВ связи с ограничениями по выводимой ракетой-носителем массе КА в ОКБ-52 было принято решение о выводе КА на баллистическую траекторию с последующим собственным доразгоном с вершины баллистической траектории до орбиты ИСЗ.

В результате разрабатываемая сначала в ОКБ-300, а затем в Тураевском МКБ "Союз" двигательная установка должна была включать в свой состав сравнительно мощный двигатель доразгона, средние по тяге двигатели коррекции орбитального движения и очень экономичные двигатели стабилизации с малой тягой. В создании такой, не имеющей себе аналогов, двигательной установки ведущую роль сыграли главный конструктор В.Г. Степанов, его заместители И.Б. Кизельштейн и В.С. Титов, начальники отделов Д.Д. Гилевич и Н.В. Ульянов.

http://engine.aviaport.ru/issues/61/page38.html

ЦитироватьДмитрий Дмитриевич Гилевич (25.12.1929-13.05.2008) - выдающийся отечественный ученый, конструктор двигателей гиперзвуковых летательных аппаратов. Он являлся автором многочисленных научных и технических решений, связанных с совершенствованием конструкции мощных высокоскоростных ЖРД и ПВРД для крылатых ракет. Впервые в СССР под его руководством были разработаны микроЖРД на двухкомпонентном топливе для управления и стабилизации космических аппаратов, двигательные установки космических аппаратов для облета и посадки на Луну, двигатели малых тяг для коррекции орбиты и т.п. Он руководил созданием форсажных камер и регулируемых всережимных сопел турбореактивных двигателей для самолетов "МиГ".

Наиболее важными результатами его деятельности в качестве Главного конструктора в области перспективных летательных аппаратов были его разработки гиперзвуковых двигателей, предназначенных для работы на высоких числах Маха. Д.Д. Гилевич предложил оригинальную интегральную схему прямоточного двигателя для сверхзвуковой крылатой ракеты "Москит". Под его руководством были созданы и переданы на вооружение флота две модификации этой ракеты. Под непосредственным руководством Д.Д. Гилевича разрабатывался и проходил стендовые испытания двигатель с уникальными характеристиками по высоте и времени полета (М = 4,5). Дмитрий Дмитриевич руководил разработкой и летными испытаниями гиперзвукового двигателя на водороде (тема "Холод").

Д.Д. Гилевич являлся основателем гиперзвуковой лаборатории в Московском авиационном институте. С использованием изобретения Дмитрия Дмитриевича был спроектирован и построен стенд для испытаний мощных ЖРД в НПО "Энергомаш". Дмитрий Дмитриевич Гилевич имел ученую степень доктора технических наук, был профессором МАИ и заслуженным изобретателем. Он награждался орденами Ленина и Трудового Красного Знамени. За разработку двигателя ракеты "Москит" ему была присуждена Государственная премия СССР.

Поляченко в книге"На море и в космосе" указывает целых три варианта ДУ ИС:

1."Полёт-1" (И-2Б, изделие №102) . ДМТ тягой 1кгс и 16кгс ТМКБ "Союз" и шесть двигателей КБХМ тягой 400 кгс. Все с вытеснительной подачей.

2."Полёт-2" (И-1Б, изделие №112). Двигатель коррекции тягой 1,5 тс с ТНА. Четыре двигателя тягой по 600 кгс, ДМТ тягой 1кгс и 16кгс с вытеснительной подачей. Все двигатели ТМКБ.

3."Космос-185" (И-2БМ, изделие №104). Шесть двигателей тягой по 600 кгс, ДМТ тягой 1кгс и 16кгс с вытеснительной подачей.

РСУ ВА ТКС:

ДОК ЛОК:

Цитировать

ЦитироватьОО здесь есть но в усечённом виде:
(http://www.radikal.ru)
Штатный ОО Л3:
(http://www.radikal.ru)

Первая - это как раз 11Ф92, 7К-Л1С.

http://www.astronaut.ru/bookcase/article/article11.htm?reload_coolmenus

ЦитироватьНа ПхО размещались 4 двигателя причаливания и ориентации по оси «У» (ДПО-У) и 4 двигателя по оси «Z» (ДПО-Z) тягой по 20 кгс (разработчик - ТМКБ «Союз»). Двигатели были размещены в 4 блоках (по 2 двигателя в каждом блоке). Топливо для этих двигателей поступало по трубопроводам из топливных баков, располагавшихся в отсеке ДОК.

(http://www.buran.ru/images/jpg/lok-2.jpg)

ЦитироватьКнига

"НАЗЕМНЫЕ ИСПЫТАНИЯ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ ТЕХНИКИ" по разделам  в pdf  http://narod.ru/disk/14782145000/1-1949-1955.pdf - 96 Мб, http://narod.ru/disk/14783130000/2-1955-1965.pdf.html - 63 Мб, http://narod.ru/disk/14783266000/3-1966-1974.pdf.html - 69 Мб, http://narod.ru/disk/14782673000/4-1975-1991.pdf.html - 188 Мб, http://narod.ru/disk/14782991000/5-1992-1999.pdf.html - 223 Мб, http://narod.ru/disk/14782994000/6-niiokr-history.pdf.html - 0,3 Мб, постранично в формате jpg -
http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/album/57933/
Издана к 50-летию НИИХИММАШ (1999г.)

Стр.210:

Странная фраза: какой "Восток" в конце 60-х? Да и на Союзе того периода времени РДМТ были на перекиси водорода конструкции Князева. Видимо речь о РДМТ ЛОКа.

ЦитироватьСтранная фраза: какой "Восток" в конце 60-х? Да и на Союзе того периода времени РДМТ были на перекиси водорода конструкции Князева. Видимо речь о РДМТ ЛОКа.

Может Зенит, Союз-ВИ, Янтарь?

Стр.288 (1972 год):

Как мы помним двигатели ориентации и стабилизации станций Е-8 имели тягу 10 кгс

Цитировать

Цитировать
Странная фраза: какой "Восток" в конце 60-х? Да и на Союзе того периода времени РДМТ были на перекиси водорода конструкции Князева. Видимо речь о РДМТ ЛОКа.

Может Зенит, Союз-ВИ, Янтарь?

По Янтарю всё известно. Его двигатели во втором абзаце.
Союз-ВИ в 1972 году?

http://cosmopark.ru/lk.htm

Цитировать

Цитироватьhttp://www.ktrv.ru/about/structure/388/389/

Цитировать...первые в мире жидкостные ракетные двигатели 210А и 210Б тягой 0,6 кГ и 10 кГ соответственно,
...аппарата «Луна-16», впервые в мире совершившего облет Луны и посадку на Землю в 1970 году.
... двигатели и двигательные установки конструкторского бюро использовались для ... выгрузки «Лунохода», для стандартизации долговременной орбитальной станции «Алмаз»,
... целый ряд ЖРДМТ тягой от 40 до 45 кГ.
Он является рекордсменом среди жидкостных реактивных двигателей не только по минимальному уровню тяги, но и по продолжительности непрерывного огневого включения в космосе, которая составляет 100 часов.

Интересно, что это всё значит?

Здесь чуть грамотней:
http://www.ktrv.ru/about/structure/388/

ЦитироватьОАО «Тураевское машиностроительное конструкторское бюро «Союз» является разработчиком двигателей для космоса и ВПК мирового уровня. Предприятие располагает структурой, позволяющей полностью замкнуть цикл создания двигателей и двигательных установок для летательных аппаратов. Это конструкторское и технологическое бюро, опытное и мелкосерийное производство, экспериментальная база, включающая в себя лабораторию прочностных динамических и статических испытаний, стенды для огневых испытаний двигателей.
     Научно-технический, конструкторский и производственный потенциал КБ позволяет не только постоянно совершенствовать уже выпускающиеся двигатели, но и проводить исследования в области гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей.
     Коллектив ТМКБ «Союз» участвовал в престижных космических программах:
• создание первых маневрирующих искусственных спутников Земли;
• облёт Луны с фотографированием её обратной стороны;
• экспедиция за лунным грунтом;
• доставка на Луну автоматического аппарата «Луноход»;
• обеспечение старта космических аппаратов с промежуточной орбиты к другим планетам Солнечной системы;
• поддержание спутников связи в заданной «точке» стационарной орбиты искусственного спутника Земли;
• стабилизация орбитальной обитаемой космической станции «Алмаз»;
• стабилизация аналога космического самолёта «Бор»;
• коррекция стационарной орбиты спутников связи «Грань», «Экран», СНТВ, решивших, в частности проблему трансляции телевидения на ранее не доступные районы России.
     Кроме этого, продукция конструкторского бюро использовалась в важнейших оборонных проектах:
• перехват космической цели;
• раннее обнаружение старта баллистических ракет.
     За свою более чем 40-летнюю историю специалистами КБ накоплен большой опыт в создании жидкостных реактивных двигателей различного назначения, двигательных установок стабилизации и коррекции космических аппаратов, прямоточных воздушно-реактивных двигателей для крылатых ракет. Кроме этого, предприятие имеет обнадёживающие результаты в области исследований и разработки гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей.

Двигатель 11Д432 ТМКБ Союз, тягой 1,2 кг





Может кто нибудь знает, чем конкретно отличается 11Д432 от 11Д432М ?

Спасибо!
Думаю могут отличаться УИ и ресурсом. Тяга была одинаковой.

Сопло и камера 11Д432 в разрезе

http://www.slusili-baikonuru.ru/read.php?17,16893,22362#msg-22362

Только подпись там неточная. Это не совсем ТКСовские движки.

Не открывается ссылка.

см. следующий пост

Спасибо!
Так будет лучше:
(http://radikal.ru/F/s003.radikal.ru/i203/1001/7d/5ed1ae29a03d.jpg.html)

На фото плохо видно, но обе форсунки - окислителя и горючего - центробежные.

Пожалуйста, опубликуйте ссылку на фотографии или сами фотографии двигателя 11Д444 ДУ 11Д78. Ссылка опубликованная на первых страницах "ветки" почему-то не открывается.
Может быть, кто-нибудь расскажет, что из себя представлял и как  был устроен этот двигатель?

Цитировать

Цитировать•точное выведение спутников связи «Грань», «Экран» и «Горизонт» в заданную точку стационарной орбиты и коррекция этой орбиты в течение 10 лет.

ДУ 11Д78:

Нашёл в фотоархиве НК:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/photogallery/gallery_054/pages/IMG_8830.html

ДОК ЛОК:

Цитировать

(http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/143733/) (http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/143734/) (http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/143735/) (http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/143736/) (http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/143737/) (http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/143738/)

http://engine.aviaport.ru/issues/25/page32.html

ЦитироватьВалентин Шерстянников     д.т.н., председатель Межведомственных комиссий
по космическим ЖРД ОКБ В.Г. Степанова в 1972-1982 гг.
ЖРД ОРБИТАЛЬНЫХ СТАНЦИЙ И КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
ДЛИТЕЛЬНОГО ФУНКЦИОНИРОВАНИЯ

В 60-70-е гг. в СССР были созданы высокоэффективные двигательные установки малой тяги с большим количеством циклов работы для космических аппаратов оборонного назначения, пилотируемых орбитальных станций типа "Салют" и космических систем спутниковой связи и передачи телевизионных программ "Радуга" и "Экран". ОКБ В.Г. Степанова разработало ряд таких двигателей и двигательных установок тягой от 45 гс до 500 кгс, использующих стабильные компоненты топлива.

Указанные двигательные установки имели в своем составе ЖРД, вытеснительную систему подачи топлива, а также быстродействующие клапанные механизмы многократного срабатывания. Особенностями двигателей являлись: высокий удельный импульс; низкое давление; отсутствие регенеративной системы охлаждения; высокая динамичность переходных режимов, обеспечивающая тысячи включений.

Создание таких двигателей и двигательных установок представляло собой сложную научно-техническую задачу.

В процессе наземной отработки (на огневых стендах ОКБ В.Г. Степанова и A.M. Исаева) и летно-конструкторских испытаний в работе отдельных двигательных установок отмечались отказы и случаи снижения эффективности при функционировании в космосе.

Так, в ходе лабораторных исследований и огневых испытаний двигателей стабилизации орбитальной станции "Алмаз" было выявлено существенное воздействие окислителя (азотного тетраоксида) на уплотнения клапанных механизмов. По результатам проведенных работ было принято решение о переходе на другой окислитель - АТИН.

Еще одна проблема с двигателями малой тяги возникла при летно-конструкторских испытаниях спутниковой системы "Экран". В частности, было выявлено понижение эффективности функционирования двигателя коррекции уже в первые месяцы работы на орбите.

Официальные испытания были остановлены до выяснения причины ухудшения работы двигателя.

В результате напряженной работы, проведенной специалистами ОКБ В.Г. Степанова совместно с НИИ, было установлено, что космическая радиация вызывает изменение физико-химических свойств окислителя (АТИНа).

В конце 1979 г. межведомственные испытания завершились, было выдано положительное заключение о допуске двигательной установки к летно-конструкторским испытаниям в составе объекта космической связи.

Научные исследования и успешное создание системы наземной отработки двигателей позволили в 70-е годы принять в эксплуатацию важные объекты оборонного и космического назначения, в том числе "Радугу", обеспечившую в 1980 г. телевизионную передачу Олимпийских игр из Москвы.


Двигатели тягой 40 и 20 кгс.


Двигатели тягой 10 и 1,2 кгс.


Двигатели тягой 0,6 и 0,3 кгс.

Они же, только вместе.

Iva посетил музей космонавтики в Полтаве.
Публикую первые результаты его визита:[/size]

Iva, спасибо Вам огромное![/size] :wink:

В подтверждение вид с другой стороны:

ЦитироватьНа ТКС была такая терминология:
В качестве двигателей причаливания и стабилизации (ДПС) используются 20 жидкостных реактивных двигателя типа 11Д434М многократного включения с вытеснительной системой подачи компонентов топлива. Эти двигатели предназначены для стабилизации ТКС. Каждый из ДПС имеет тягу 40 +  2,0 кгс.
Точная стабилизация ТКС, обеспечивается с помощью 16 жидкостных реактивных двигателей типа 11Д432М многократного включения с вытеснительной системой подачи компонентов топлива. Каждый из двигателей точной стабилизации (ДТС) имеет тягу 1,2 кгс

ЦитироватьРасположение двигателей ТКСа
(http://www.radikal.ru)

Сокращение колл.-коллектор.

ЦитироватьНаружный диаметр сопла 11Д432М - 25мм. Это точно. Наружный диаметр сопла 11Д434М, ЕМНИП, 124мм, хотя могу и ошибиться.

Цитировать

ЦитироватьНа ТКС была такая терминология:
В качестве двигателей причаливания и стабилизации (ДПС) используются 20 жидкостных реактивных двигателя типа 11Д434М многократного включения с вытеснительной системой подачи компонентов топлива. Эти двигатели предназначены для стабилизации ТКС. Каждый из ДПС имеет тягу 40 +  2,0 кгс.
Точная стабилизация ТКС, обеспечивается с помощью 16 жидкостных реактивных двигателей типа 11Д432М многократного включения с вытеснительной системой подачи компонентов топлива. Каждый из двигателей точной стабилизации (ДТС) имеет тягу 1,2 кгс

ЦитироватьРасположение двигателей ТКСа
(http://www.radikal.ru)

This is a very exciting illustration and information! :D

But on the VA TKS ...



The Reaction Control Thrusters are somewhat similar to the 11Д434М. What is the engine designation and thrust characteristics for these?

Best Regards,

David L. Rickman

ЦитироватьThe Reaction Control Thrusters are somewhat similar to the 11Д434М. What is the engine designation and thrust characteristics for these?

Best Regards,

David L. Rickman

Unfortunately for the VA TCS information do not have.

Цитировать

Напоминает стендовое изделие для холодных проливок или огневых испытаний.

ЦитироватьА нет ли по этим двигателям каких либо данных кроме тяги?

К, сожалению, нет. В принципе, характеристики 11Д432М и 11Д434М близки к характеристикам 17Д58Э и 11Д458.
Отличия, ЕМНИП, следующие.
1.Вес - в 2-3 раза больше.
2.Удельный импульс на 2-3% меньше.
3. Минимальная длительность включения больше.
4. Ресурс по количеству включений меньше.

Форсуночная головка одного из двигателей ТМКБ Союз.(какого - не знаю, интересно было бы узнать!)
(http://radikal.ru/F/s58.radikal.ru/i159/1009/4c/69201888f2f1.jpg.html)
Диаметр ~45мм.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьВот здесь:
http://www.niimashspace.ru/program.html
много фото РН Космос-3М и Молния. Что для них делал НИИМаш?

На блоке Л (2БЛ) видимо газовые двигатели. На второй ступени Космоса -3М скорее всего двигатели системы малой тяги.

Но тут вопрос: кто их делал на первоначальных образцах в 50-е 60-е годы?

Газовые двигатели Блока Л скорее всего ОКБ-1, а вот кто делал двигатели СМТ второй ступени Космоса-3М? Кроме ТМКБ "Союз" некому, но ссылок нигде не встречал.

Тяга двигателей СМТ 25Н. У НИИМаша таких не было. У ТМКБ тоже. Видимо всё-таки двигатели делало КБХМ.

Ан нет. Как раз у ТМКБ Союз в те годы был двигатель на 25 Н. Он использовался в ДОК ЛОК и 11Д79. А первую микрушку исаевцы  сделали в 1971 году.

http://www.ihst.ru/~akm/30t16.htm

ЦитироватьНАЗЕМНАЯ ОТРАБОТКА РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ И ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК НА ФГУП «КРАСМАШ»

...

В 1968 году ТМКБ «Союз» г. Люберцы вышло предложением о проведении на Химзаводе испытаний двигательных установок с двигателями малой тяги (ДУ ДМТ) 11Д73.Эти работы были успешно проведены на реконструированном 1 рабочем месте стенда №2.

ТМКБ «Союз» предложил большой объем работ по испытаниям ДМТ и ДУ ДМТ. В то время в отрасли практически отсутствовала испытательная база по их испытаниям, а особенно условиях вакуума и низких температур. В короткое время на базе стенда №2 и корпуса 34 (бывшая лаборатория испытаний узлов автоматики для двигателя 8Д514) были созданы рабочие места для наземной (ресурсной) отработки ДМТ и ДУ ДМТ с имитацией космических условий: вакуума и низких температур в барокамере объемом ~ 30 м. куб. При испытаниях ДМТ с тягой от 10 до 50 г в высотных условиях измерялись тяга двигателей и расход компонентов через них. При испытаниях ДУ ДМТ определялись тепловые параметры в реальных условиях.

11Д73 это как раз ДОК ЛОКа.

http://www.npomash.ru/press/ru/tribuna391108.htm?l=0



http://www.npomash.ru/press/ru/tribuna15_160409.htm?l=0

Цитировать

So, does anyone have any films footage which has these scenes in a higher resolution? This is the LK model I am constructing.

Thanks in advance,

David L. Rickman

ДО ЛК  вид сверху.

Цитировать

Цитировать

So, does anyone have any films footage which has these scenes in a higher resolution? This is the LK model I am constructing.

Thanks in advance,

David L. Rickman

ДО ЛК  вид сверху.

This is the only part that I'm not sure of. There were several major design differences in this unit alone, but this image is too blurry to properly identify which design is shown here.

Best,

David L. Rickman

ЦитироватьКафедра №601 МАИ — «Космические системы и ракетостроение» (http://russos.livejournal.com/742445.html)

37 фотографий

ДО ЛК (сверху):

Утомил уже этот ЛК. Скажите лучше что это за аппарат позади него с большими антенами?

 :wink:

Отличается!
И если это тот же то сколько же их по музеям?

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьУважаемый Schwalbe!
Вы, надеюсь, еще вхожи  в эту лабораторию. Может, проясните этот вопрос с эмблемой на лунных аппаратах:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=8552&start=1350

Может быть Красноярский завод, что делал блок Д.

(http://www.radikal.ru)

 Машиностроительный завод «Арсенал» (http://www.mzarsenal.spb.ru/)

«Арсенал» межпланетный [...] Также в 1966 году заводу «Арсенал» было поручено изготовление блоков ориентации лунного орбитального корабля и лунной кабины. Блоки были изготовлены и поставлены на испытание, однако из-за отсутствия носителя Н1-Л3 использованы в лунном проекте не были. [1] (http://www.mzarsenal.spb.ru/assets/files/gazeta/06_2008.pdf)

Вован, а ведь на ДУ COЗ Блока ДМ должен стоять индекс 11Д79. А это не от него. Это от чегото другого, вероятно от лунного комплекса.

ЦитироватьУ нас и другой индекс есть

(http://www.radikal.ru)

У Блока Д лунного комплекса индекс ДУ СОЗ был 11Д72, но функции ориентации он не выполнял. Для этого использовали ДОК ЛОК.

И потом у Вэйда написано, что это Блок Д Н1-Л3:



Правда индекс у него почему-то 11Д68.

ЦитироватьЗначит Блоки СОЗ  11Д72 (Блок Д Н1-Л3) и 11Д74 (Блок Г Н1-Л3) были предназначены только для осадки топлива перед запуском маршевого двигателя. Функция стабилизации и ориентации ЛРК была возложена на ДОК ЛОК  и ДО ЛК.

Отличие Блока СОЗ 11Д79 Блока Д комплекса УР500К-Л1 состояло в том, что на него были возложены функции стабилизации и ориентации связки Блок Д-7КЛ1 в течении двух включений Блока Д.

"Ракетно-космическая корпорация Энергия им. С.П.Королёва. 1946-1996.": Многоцелевые унифицированные ракетные блоки Д и ДМ, двигатели и топлива для них. (http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/energia46-96/06.html)

ЦитироватьДля создания перегрузки перед включением основного двигателя использовалась автономная двигательная установка системы обеспечения запуска с вытеснительной подачей высококипящих самовоспламеняющихся компонентов топлива, которую разработало ТМКБ "Союз" (В.Г. Степанов). Моделирование позволило создать ДУ СОЗ с применением весьма малых начальных перегрузок (2х10-4-5х10-3) и выбрать оптимальные внутрибаковые устройства, что обеспечило минимум массовых потерь, связанных с установкой СОЗ. На модельных установках был отработан многократный (до 7 раз) запуск блока Д с содержанием топлива в баках до 30% их объема.
Бак ДУ СОЗ имел форму шара. В ее состав входили два двигателя (один резервный), тяга которых в процессе отработки постепенно снижалась с 10 до 2,5 кгс, что было обосновано результатами модельных испытаний, а величина начальной перегрузки была доведена до 10 при времени ее действия до 300 с. Форма перфорированных внутрибаковых устройств также была оптимизирована, На блоке устанавливались две ДУ СОЗ, прикрепленные к нижнему днищу бака горючего симметрично относительно продольной оси, которые должны были сбрасываться после запуска основного двигателя блока при его последнем включении.
В 1965 году началась разработка головного блока и орбитального пилотируемого комплекса для облета Луны ( комплекс Л1). В состав головного блока входил модифицированный разгонный блок Д (11С824). При разработке схемы полета комплекса Л1 было решено провести два запуска блока Д (для накопления опыта повторного запуска кислородно-керосиновой ДУ в космических условиях): первый - кратковременное включение двигателя для вывода на низкую круговую орбиту ИСЗ и второй - для разгона с опорной орбиты ИСЗ к Луне.
Блок Д комплекса Л1 стал родоначальником семейства разгонных блоков. При его разработке основные решения по конструкции топливного отсека и пневмогидравлической схеме были заимствованы с блока Д комплекса Н1-Л3 с изменением силовых отсеков (средний и нижний переходники, ферма крепления корабля 7К-Л1), а также облика и функционирования ДУ СОЗ. В схеме полета корабля 7К-Л1 на ДУ СОЗ дополнительно возлагались его ориентация и стабилизация перед довыведением на орбиту ИСЗ и при полете по этой орбите. Для ориентации и стабилизации в составе ДУ СОЗ использовались дополнительные двигатели, создающие управляющие моменты по крену, тангажу и рысканию. После запуска основного двигателя блока 11С824 при втором включении ДУ СОЗ сбрасывалась.
Наземная экспериментальная отработка блока 11С824 завершилась двумя огневыми испытаниями (18 ноября и 9 декабря 1966 года) на стенде НИИХИММАШ (В.А, Пухов), циклограмма которых предусматривала два запуска ДУ блока Д. Первый запуск блока Д в составе комплекса Л1 состоялся 10 марта 1967 года ("Космос-146"), Блок Д разогнал корабль 7К-Л1 № 2П до скорости выше второй космической при надежной работе всех его систем.

Так что у нас получается: ДУ СОЗ Блока Д УР-500K-Л1 имела индекс 11Д71, а индекс 11Д79 появился только у ДУ СОЗ Блока ДМ?

Счас не найду фотографий, но в одном из первых МАКСов (или даже "К звёздам-91") тураевцы выставляли лётный экземпляр данной ДУ. По внешнему виду он сильно отличался от представленых на фотографии. В основаном размерами самих двигателей - они были трёх разных размеров и значительно меньше чем показаны на данных снимках. Двигатели осаждения топлива были самыми маленькими, я даже не поверил и переспросил. И главное - все двигатели имели специфическую теплоизоляцию - вокруг них были сделаны стальные цилиндры обмотаные снаружи асбестом. Таким образом чтобы тепло с нагретых сопел могло излучаться только в направлении выходного сечения сопла но никак не в стороны.

Вот 11Д79:

ЦитироватьВот 11Д79:

О! Оно! Вон по центру торчит маленький движок осаждения топлива.

http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/energia46-96/06.html#27


Компоновочный чертеж разгонного блока ДМ

1. Приборный контейнер
2. Бак окислителя
3. Межбаковая ферма
4. Средний переходник
5. Бак горючего
6. ЖРД 11Д58М
7. Блок обеспечения запуска
8. Нижний переходник

О блоке Д:
http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/energia46-96/06.html#27

Блок Д (11А52Д) комплекса Н1-Л3:

ЦитироватьИз всех ракетных блоков комплекса Н1-Л3 блок Д оказался наиболее сложным: время его активного функционирования составляло 7 суток, в течение которых мог потребоваться семикратный запуск. Сферический бак окислителя и торовый бак горючего, внутри которого располагался двигатель, определили габаритные размеры блока Д. Сферическая форма бака окислителя была выбрана из условия уменьшения теплового потока к компоненту (переохлажденный кислород с температурой до минус 193°С). Бак закрывался экранно-вакуумной теплоизоляцией.
При проектировании блока было много споров вокруг наиболее рационального способа забора горючего из бака в условиях малой перегрузки. Рассматривались варианты разделительной мембраны и ранее применяемых в торовых баках заборных устройств "банановой" формы напорного и безнапорного типов. В результате было найдено самое неожиданное и простое решение - наклонить бак на 3°, что позволило иметь как бы полностью открытое заборное устройство, не загроможденное перемычками и другими конструктивными элементами.
Такому решению способствовала разгруженная силовая схема баков блока. На блоке впервые были применены технические решения, которые впоследствии стали классическими в ракетной технике (например, использование баковых преднасосов, входящих в состав двигателя, хранение гелия в баллонах, погруженных в жидкий кислород и др.),
Для создания перегрузки перед включением основного двигателя использовалась автономная двигательная установка системы обеспечения запуска с вытеснительной подачей высококипящих самовоспламеняющихся компонентов топлива, которую разработало ТМКБ "Союз" (В.Г. Степанов). Моделирование позволило создать ДУ СОЗ с применением весьма малых начальных перегрузок (2х10-4-5х10-3) и выбрать оптимальные внутрибаковые устройства, что обеспечило минимум массовых потерь, связанных с установкой СОЗ. На модельных установках был отработан многократный (до 7 раз) запуск блока Д с содержанием топлива в баках до 30% их объема.
Бак ДУ СОЗ имел форму шара. В ее состав входили два двигателя (один резервный), тяга которых в процессе отработки постепенно снижалась с 10 до 2,5 кгс, что было обосновано результатами модельных испытаний, а величина начальной перегрузки была доведена до 10 при времени ее действия до 300 с. Форма перфорированных внутрибаковых устройств также была оптимизирована, На блоке устанавливались две ДУ СОЗ, прикрепленные к нижнему днищу бака горючего симметрично относительно продольной оси, которые должны были сбрасываться после запуска основного двигателя блока при его последнем включении.

Как видим на ДУ СОЗ этого блока Д возлагалась только функция осаждения топлива и было установлено только два двигателя  (один резервный). Индекс ДУ СОЗ 11Д72.


 
Блок Д (11С824) комплекса УР-500К-Л1:

ЦитироватьВ 1965 году началась разработка головного блока и орбитального пилотируемого комплекса для облета Луны ( комплекс Л1). В состав головного блока входил модифицированный разгонный блок Д (11С824). При разработке схемы полета комплекса Л1 было решено провести два запуска блока Д (для накопления опыта повторного запуска кислородно-керосиновой ДУ в космических условиях): первый - кратковременное включение двигателя для вывода на низкую круговую орбиту ИСЗ и второй - для разгона с опорной орбиты ИСЗ к Луне.
Блок Д комплекса Л1 стал родоначальником семейства разгонных блоков. При его разработке основные решения по конструкции топливного отсека и пневмогидравлической схеме были заимствованы с блока Д комплекса Н1-Л3 с изменением силовых отсеков (средний и нижний переходники, ферма крепления корабля 7К-Л1), а также облика и функционирования ДУ СОЗ. В схеме полета корабля 7К-Л1 на ДУ СОЗ дополнительно возлагались его ориентация и стабилизация перед довыведением на орбиту ИСЗ и при полете по этой орбите. Для ориентации и стабилизации в составе ДУ СОЗ использовались дополнительные двигатели, создающие управляющие моменты по крену, тангажу и рысканию. После запуска основного двигателя блока 11С824 при втором включении ДУ СОЗ сбрасывалась.
Наземная экспериментальная отработка блока 11С824 завершилась двумя огневыми испытаниями (18 ноября и 9 декабря 1966 года) на стенде НИИХИММАШ (В.А, Пухов), циклограмма которых предусматривала два запуска ДУ блока Д. Первый запуск блока Д в составе комплекса Л1 состоялся 10 марта 1967 года ("Космос-146"), Блок Д разогнал корабль 7К-Л1 № 2П до скорости выше второй космической при надежной работе всех его систем. Всего по программе Л1 было проведено 14 запусков комплекса РН "Протон" с разгонным блоком Д. Вследствие аварии РН летные испытания прошли 7 блоков Д. Эти испытания подтвердили эффективность применения космических кислородно-керосиновых ДУ многократного включения и позволили расширить область применения блока Д. После проведения проектных и баллистических расчетов по использованию блока Д для разгона космических аппаратов на траектории полетов к Луне, Марсу и Венере в 1968 году была проведена конструктивная доработка блока с космическими аппаратами дальнего космоса разработки ОКБ им. Лавочкина (Г.Н. Бабакин). Этому предшествовало детальное обсуждение целесообразности использования блока Д для решения задач запуска космических аппаратов в дальний космос, так как ОКБ им, Лавочкина совместно с ОКБ-456 (В.П. Глушко) предполагало создать для своих космических аппаратов новый разгонный блок на базе 10-тонного двигателя, работающего на топливе кислород - несимметричный диметилгидразин.

Вот эта ДУ СОЗ видимо и имела индекс 11Д71. Отсюда и такое количество двигателей МТ, каждый из которых имеет резервный. Всего восемь ЖРД МТ на каждой ДУ.

ЦитироватьОдновременно продолжалась наземная отработка блока Д комплекса Н1-Л3. Было проведено шесть огневых испытаний (три в 1967 году, одно - в 1970 году и два - в 1971 году), при которых двигатель блока Д включался семь раз, при испытании 4 марта 1971 года - восемь раз. Кроме того, учитывая сложность функционирования блока Д в комплексе Н1-Л3, было принято решение о проведении специальных летных испытаний его на ракете-носителе "Протон". Для этого был спроектирован головной блок Л1Э, который состоял из упрощенного корабля 7К-Л1, экспериментального блока Д и головного обтекателя комплекса Л1. Экспериментальный блок Д был оснащен дополнительными датчиками для получения более полной информации по внутрибаковым процессам и несколькими иллюминаторами, через которые осуществлялась подсветка и проводилась видеосъемка поведения жидкости во время полета на различных расстояниях от заборного устройства. Кроме того, бак горючего имел прозрачный люк.
Из двух запланированных полетов первый (28 ноября 1969 года) был неудачным из-за аварии носителя, а второй (2 декабря 1970 года) прошел успешно. Вся информация по внутрибаковым процессам при семи включениях двигателя была передана на Землю, Основным инициатором этого эксперимента был П.Ф. Шульгин. В разработке и летных испытаниях комплекса Л1Э принимали участие Б.А. Соколов, В.А. Балашов, З.А. Волочкова, П.М. Воробьев, В.Г. Высоцкий, Г.Н. Дегтяренко, А.В. Дитрих, Н.А. Задумин, О.С. Карпов, А.И. Нечаев, В.В. Молодцов, Г.Г. Подобедов, В.М. Протопопов, В.В. Рогожинский, А.П. Фролов. Руководителем полета был Я.И. Трегуб.
Всего в период с 1967 по 1976 г. ракетой-носителем "Протон" с блоком Д выведено на целевые орбиты 26 космических аппаратов, в том числе: "Космос" (5 аппаратов), "Зонд" (5 аппаратов), "Луна" (10 аппаратов), "Марс" (6 аппаратов).

Блок Д (11С86) ракеты 8К82К:

ЦитироватьВ начале 1969 года по предложению ОКБ-1 была разработана модификация блока Д для выведения на геостационарную орбиту спутников связи и телевидения, которые разрабатывало КБ ПМ (М.Ф. Решетнев). Спутники связи не имели аппаратуры управления ракетным блоком, поэтому блок Д был оснащен самостоятельной системой управления, расположенной в герметичном приборном отсеке торовой формы, в котором также размещалась аппаратура телеметрии и командной радиолинии. Приборный отсек был установлен на специальной ферме над баком окислителя и имел систему терморегулирования. На блоке Д был установлен двигатель 11Д58М, разработка которого была проведена в отделе 13 (Б.А. Соколов). Эта модификация блока получила обозначение ДМ, или 11С86.

Вот для неё видимо сделали новую модификацию ДУ СОЗ с индексом 11Д79, убрав резервные двигатели, поскольку ДУ всё-равно две.

МАИ:
http://www.buran-energia.com/blog/mai-museum/

11Д71 - ДУ СОЗ Блока Д:
(http://www.buran-energia.com/blog/wp-content/uploads/Musee/MAI/SNC16397.JPG)

ДОК ЛОК:


ДО ЛК:

(http://www.buran-energia.com/blog/wp-content/uploads/Musee/MAI/SNC16382.JPG)

РДМТ на НДМГ/АТ:
http://www.dissercat.com/content/matematicheskoe-modelirovanie-i-eksperimentalnoe-issledovanie-kharakteristik-kamery-sgoraniy

ЦитироватьМДТО-123 ТМКБ «Союз»

ЦитироватьThere seems to have been two major variations of the LK 11Д76 Orientation Block...



Who can tell me why these look so different? Did they function identically? Were they similar in weight? When did one design come out compared to the other???

With Curiosity,
David L. Rickman

Из книги "РККЭ: Первое десятилетие XXI века", стр. 317:



После перехода на ДУ СОЗ, работающую на основных компонентах,  и отказа от 11Д79 последние ЖРД ТМКБ Союз уйдут в историю.

Цитироватьhttp://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=801555#801555

ЦитироватьНе пугайтесь, я не о настоящем времени, я о прошлом.
В одну из командировок на полигон (95 площадка) в середине восьмидесятых, решил я в свободное время прогуляться на место падения Протона. Старшие товарищи объясняли дорогу так:" Доходишь до трех троек (81 площадка), дальше идешь приблизительно на восток, до барханов, поднимаешься на бархан, там увидишь"
И я, по простоте душевной и наивности потопал. В расчете на то, что лежащий на боку, на может помятый, может обгоревший Протон найти легко, хоть за километр, хоть за пять. Часа за полтора - два дошел до цепочки барханов. Они тянулись с юго - востока на северо-запад. Барханы были отличным ориентиром, однако сейчас в Гугле они различаются с трудом. Поднялся на бархан, открылась линия горизонта на восток и северо- восток. Внимательно обозрел окрестности и ... не увидел ничего. Ровным счетом ничего, что говорило бы о том, что где-то здесь место падения РН Протон и космической головной части. Дальше была более менее ровная степь до горизонта. Виднелись позиции ЗРК ПВО, севернее аэродром Юбилейный, а на востоке УКСС и 110 площадка. Все. Сколько ни смотрел по сторонам, ничего примечательного не увидел. Первая мысль:" На...обманули", одним словом. Надо сказать, что любителей розыгрышей было предостаточно. Некоторые истории были просто легендарными. Метрах в двухстах разглядел тригонометрический знак, под которым еле заметная черточка. Решил дойти до знака, а уж потом идти домой. Под тригонометрическим знаком оказался пороховой двигатель системы разделения ступеней.
Значит все правильно! Кто то поставил его вертикально, очевидно для ориентира. Внутри он был пуст, то есть выгорел или отработал. Я прошел еще с полкилометра и обнаружил воронку метров 20 в диаметре. Внутри нее и вокруг лежали обломки двигателей 11Д43.Вокруг все было усеяно, как рваной бумагой, кусками алюминия, в основном от сантиметра до тетрадного листа. Попадались и куски метровые и больше, но нечасто. Метров через 50-100 (точно не помню) была воронка поменьше от второй ступени, а дольше от третьей и головной части. Всюду вокруг валялись рваные кабели, разъемы. То что третья воронка от головной части, было понятно по многочисленным платам, радиодеталям и реле, которые усеивали все вокруг. Там я нашел кусок двигателя, хорошо мне знакомый. Такие же или аналогичные были на ТКСах.
 ЖРДМТ ТМКБ «Союз» были мне хорошо знакомы. Отличительной особенностью их было то, что клапанный механизм у них был стандартный, вытачивался из цельной заготовки нержавеющей стали. Был он достаточно тяжел, но надежен. Этот клапанный механизм мне и попался, причем с головкой камеры сгорания. Гайка крепления (сзади) оторвана, катушка с соленоидом, камера сгорания, подводящие магистрали оторваны. Фото привожу.

(http://radikal.ru/F/s012.radikal.ru/i320/1109/8a/96862b4cf2bb.jpg.html) (http://radikal.ru/F/i039.radikal.ru/1109/49/e3101c8f1c9e.jpg.html) (http://radikal.ru/F/s53.radikal.ru/i141/1109/94/75ece694f764.jpg.html)
(http://radikal.ru/F/i050.radikal.ru/1109/0a/17d85dd2fc10.jpg.html) (http://radikal.ru/F/s50.radikal.ru/i128/1109/d0/c7f62916a694.jpg.html)

Уважаемые участники форума Новости Космонавтики! Прошу вашей помощи, чтобы совместными усилиями определить, от какого космического аппарата этот двигатель и, по возможности, что за двигатель.
По моим оценкам он очень похож на 11Д434М, тягой 40 кг. Место падения Протона – приблизительно 7 км восточнее 81 стартовой площадки и 4-5 км восточнее 200.

23.07.82 г. Авария из-за отказа рулевой машинки РМ-6 ДУ 1 ст. РН на 8 секунде полета. Погиб КА Экран

Цитировать

ЦитироватьВ 82-м году ДУ COЗ была  уже новая 11Д79. На КА стояла ДУ 17Д66.
Обе Тураевского МКБ Союз. Выглядели примерно так:



Индексов самих двигателей у меня нет. :(

Спасибо, Salo. Судя по форсуночной головке
(http://radikal.ru/F/i050.radikal.ru/1109/0a/17d85dd2fc10.jpg.html)
это  двигатель от ДУ СОЗ разгонного блока тягой 25 Н

Цитироватькому интересны фотки ЛОК с музея МАИ : http://fotki.yandex.ru/users/klingon34/album/124493/  + http://fotki.yandex.ru/users/klingon34/album/121191/  :!:

(http://img-fotki.yandex.ru/get/5817/28811836.79/0_5e878_ecbee1e2_orig.jpg)
(http://img-fotki.yandex.ru/get/4710/28811836.79/0_5e879_ab7ec62c_orig.jpg)
(http://img-fotki.yandex.ru/get/4415/28811836.79/0_5e87a_665a7bd1_orig.jpg)
(http://img-fotki.yandex.ru/get/5310/28811836.79/0_5e87b_64fc9c66_orig.jpg)
(http://img-fotki.yandex.ru/get/4415/28811836.79/0_5e87c_bdbca8d_orig.jpg)
(http://img-fotki.yandex.ru/get/5412/28811836.79/0_5e87d_9a0fa721_orig.jpg)
(http://img-fotki.yandex.ru/get/4613/28811836.79/0_5e87e_f7a82f1b_orig.jpg)
(http://img-fotki.yandex.ru/get/4613/28811836.79/0_5e87f_83fb0635_orig.jpg)
(http://img-fotki.yandex.ru/get/5815/28811836.79/0_5e880_40180193_orig.jpg)
(http://img-fotki.yandex.ru/get/5412/28811836.79/0_5e881_2c7c9be4_orig.jpg)
(http://img-fotki.yandex.ru/get/4415/28811836.79/0_5e882_6814c63c_orig.jpg)
(http://img-fotki.yandex.ru/get/4522/28811836.79/0_5e883_67ee84ff_orig.jpg)
(http://img-fotki.yandex.ru/get/5310/28811836.79/0_5e884_b358c414_orig.jpg)
(http://img-fotki.yandex.ru/get/4710/28811836.79/0_5e885_e6efe578_orig.jpg)
(http://img-fotki.yandex.ru/get/4711/28811836.79/0_5e886_3e1a5530_orig.jpg)
(http://img-fotki.yandex.ru/get/4417/28811836.79/0_5e887_542aef75_orig.jpg)
(http://img-fotki.yandex.ru/get/4416/28811836.79/0_5e888_2614fe45_orig.jpg)

ДО ЛОК:
(http://img-fotki.yandex.ru/get/5010/28811836.75/0_56712_51b5e7b3_orig.jpg)

Из книги В.С.Завьялова:
http://zavjalov.okis.ru/12.html

ЦитироватьВ 1966 г. защищен ЭП по комплексу «Алмаз». На ОПС была ДУ вытеснительной системы подачи.  В нее входили два двигателя 11Д24 разработки КБХА тягой 400 кг., 16 ЖРД жесткой стабилизации по 20 кг., 12 ЖРД мягкой стабилизации по 1,2 кг. и 4 ЖРД коррекции по 40 кг. разработки Тураевского МКБ «Союз». На ТКС была комбинированная ДУ с баками высокого и низкого давления. Двигатель коррекции 11Д442 /С5.62/ с ТНА тягой 400 кг. разработки КБХМ и  20 двигателей причаливания и стабилизации по 40 кг. /11Д434М/ и 16 двигателей точной стабилизации тягой 1,2 кг./11Д432М/ разработки ТМКБ «Союз». При работах по блоку «И» Н1-Л3 мне приходилось работать в контакте с представителями ТМКБ «Союз». В состав блока «И» входили ЭХГ /электрохимический генератор/ и ДОК / это блок двигателей ориентации комплекса/. ЭХГ относился к Средмашу и я понятия не имел, что там делается. Работы по ДОК проводились совместно с  ДУ С5.51 на заправочной станции 11Г131 и обсуждались на совещаниях о ходе отработки. Блок ДОК массой 800 кг. и длиной 1,56 м. имел 16 двигателей ориентации комплекса «Л3» и 8 двигателей причаливания и ориентации ЛОК по оси «х» /ДПО-Х/. 4 двигателя по тангажу и 4 двигателя по рысканью имели тягу 10 кг., двигатели ДПО-Х имели тягу по 20 кг. Внутри отсека ДОК размещались 6 сферических топливных бака с диафрагмами /запас топлива 300 кг./ и 4 бака с газом наддува топливных баков. Я хочу сказать, что это была законченная ДУ вытеснительной системы подачи с импульсными двигателями. На этой же станции заправлялась ДУ двигателей ориентации блока «Е» ЛК. В составе ДУ было 4 блока ориентации. В каждый блок входило по 2 ЖРД тягой 40 кг. и 2 ЖРД тягой 10 кг. Сферические диафрагменные баки имели запас топлива 100 кг. Исаев с Мишиным отказались от летных испытаний ЛОК с блоком «И», я об этом писал ранее, а Янгель настоял на проведении ЛКИ ЛК с блоком «Е». В 1970-1971 гг. блок «Е» с ДУ ТМКБ «Союз» полностью выполнил всю программу на орбите Земли. Замечаний по работе двигателей Степанова В.Г. не было. Необходимо еще рассказать о работах  Степанова В.Г.  по созданию ДУ для объектов ОКБ-52 Челомея «УС» и «ИС». Эти работы начались в начале 60-х г. Когда в 1964 г. были прекращены работы по УР-200, на котором предполагалось выводить эти аппараты, Степанов, по предложению Челомея, включил в состав своей ДУ двигатель довыведения. Я не знаю состав этих ДУ. В статье «Системы морской космической разведки и целеуказания» Савина А.И. /Создатель атомных подводных крейсеров/, Зотова Г.Ф. и Петрущенко Ю.Е. о ней говорится: «В результате разрабатываемая сначала в ОКБ-300, а затем Тураевском МКБ «Союз» ДУ должна была включать в свой состав сравнительно мощный двигатель доразгона, средние по тяге двигатели коррекции и очень экономичные двигатели стабилизации с малой тягой. В создании такой, не имеющей себе аналогов ДУ ведущую роль сыграли: Гл. Конст. В.Г.Степанов, его заместители И.Б. Кизельштейн и В.С. Титов, начальники отделов Д.Д. Гилевич и Н.В. Ульянов». Какие еще заказы по двигателям и ДУ имело ТМКБ, я не знаю. Здесь нужно сказать немного о самой фирме Степанова В.Г., т.к. ее работы легли в основу создания  «Янтаря-2К» на первоначальном этапе. У нас в доме на ул. Усачева было хорошо слышно, как испытывали авиационные двигатели на заводе №300 МАП в Лужниках. Когда в Лужниках начались работы по строительству стадиона, испытательную станцию стали переводить частично в Тураево, и частично в Фаустово  М.О. По указанию Н.С. Хрущева, ряд предприятий МАП подключали к разработке ракетной техники. При ОКБ завода №300 в Лужниках, на основе отдела форсажных камер, было создано ОКБ-4-300 для разработке ЖРД. Главным конструктором был назначен Степанов Владимир Георгиевич. Первые испытания ЖРД в 1958-1959 гг. проходили у меня на стенде №3 отдела 31 ОКБ-3, затем это отдел 15 /ОКБ-2/. Отрабатывались ЖРД «99» и «91» для крылатых ракет Дубненского филиала ОКБ-155 МАП /будущее МКБ «Радуга» и Туполевских беспилотных летательных аппаратов. Далее в августе 1964 г. ОКБ-4-300, образованное в Тураево, как филиал ОКБ завода №300 для проведения работ по ЖРДМТ, было выделено в самостоятельную организацию ТМКБ «Союз». Главным конструктором назначен Степанов В.Г. Выбор тематики по ЖРДМТ был не случаен. На всех КА применялась высококипящая топливная пара АТ+НДМГ /первое время вместо АТ был окислитель АК-27 с различными добавками/, а двухкомпонентных  ЖРДМТ на этих компонентах для КА не было. ТМКБ был разработан номенклатурный ряд ЖРДМТ размерностью:  0,3; 0,6; 1,2: 2,5; 5,0; 10: 20; 40 кг. Был создан и двигатель тягой 300 кг. Все двигатели были с электрическими клапанами и электрическим подогревом при запуске. Степанов В.Г. разрабатывал и ДУ для них с металлическими диафрагменными устройствами. Баки были размерностью от 20 до 225 литров и обеспечивали давление компонентов на входе в двигатель 12 атм. Арматуру ДУ и клапана двигателей разрабатывали на предприятиях МАП. Я был на одном на 3-й ул. Ямского поля, где мы хотели заказать электроклапан для себя. В кабинете Степанова я видел экземпляры двигателей всей номенклатуры. Одни были серийно изготавливаемые, другие пробные экземпляры. Все они отличались высокой технологической культурой исполнения, свойственной предприятиям МАП.  К концу 60-х годов Степанов закончил отработку двигателей для большей части номенклатуры. Он принимал заказы только на новые ДУ с ранее отработанными двигателями, которые имели давление на входе 12 атм. и электрический подогрев. Значительная часть сотрудников ТМКБ работала, совместно с предприятиями Средмаша, по созданию космических энергодвигательных установок с реакторми термоэмиссионного типа по заказам Челомея для ВМФ. Руководство МАП /Дементьев П.В./ было недовольно такой тематикой. МАП нужно было ликвидировать отставание от США по прямоточным двигателям и форсажным камерам турбореактивных, а Степанов не хотел, да и не мог, по производственным возможностям, выполнять эти работы. В ТМКБ работало всего несколько сот человек, точно я не знаю. Большинство работников проживало в Москве. Их доставляли на работу автобусами Моссовета из разных районов Москвы. Многие работники завода №300 проживали в доме напротив Ново-девичьего монастыря. Степанов готовил почву для перехода предприятия в Средмаш, т.к. у него  работал сын зав. Оборонного отдела ЦК Сербина И.Д. Однако в этих аппаратных играх Степанов потерпел фиаско. В 1972 г. Постановлением ЦК в ТМКБ были переданы работы по ПВРД /двигатель 3Д80 для «Москита» и двигатель для ракеты Х-31А/П/, а работы ЯЭУ переданы МКБ «Красная Звезда» Минсредмаша, где директором стал Грязнов Г.М. /бывший зам. Степанова в ТМКБ/, а гл. конструктором Сербин В.И.[/size]

ЦитироватьБольшую роль сыграла и позиция МОМ, после того, как Афанасьев принял решение, организовать разработку микродвигателей в системе МОМ и не ходить на поклон в МАП.  Это было вызвано тем, что почти одновременно в 3-х организациях начались работы по созданию пилотируемых орбитальных станций в интересах МО.  В ЦКБЭМ это по работы «Союзу-ВИ» в составе орбитального блока /ОБ/ 11ф731 и корабля снабжения 11Ф732, в ЦКБМ работы по «Алмазу» в составе ОПС и ТКС. В КФ ЦКБЭМ кроме работ по ОБ 11ф731, которые туда передал Мишин, по постановлению ЦК от 07.67 г. развернулись работы по «Янтарю-2К». На всех этих КА были ДУ с едиными топливными баками для питания маршевых двигателей и двигателей ориентации. Везде применялись компоненты топлива АТ+НДМГ. Двигатели на этих компонентах были только в ТМКБ «Союз» у Степанова В.Г. К нему и обратились разработчики КА. У Челомея до ЛКИ по «Алмазу» было еще время и он смог договориться со Степановым об устраивавших его параметрах и условиях работы двигателей ориентации в ОПС и ТКС. У Мишина и Козлова сроки выхода на ЛКИ были довольно близкие, а требования по тепловому режиму и характеристикам при работе в импульсном режиме были отличные от тех, на которые отрабатывались двигатели у Степанова. Вопрос решался на уровне министерств /МОМ и МАП/, но согласованных решений достичь не удалось. Начало работ по ДМТ в системе МОМ положило письмо  нач. 2-го ГУ МОМ Абрамова И.И. от 03.03.1967 г. в филиал НИИТП  /Нижняя Салда/.   В этом письме предлагалось начать работы по 2-х компонентным ДМТ на компонентах топлива АК-27П или АТ с НДМГ для ДУ ЛОК Н1-Л3 и кораблей комплекса «Союз-ВИ» с лучшими характеристиками, чем у существующих ДМТ. Номенклатура двигателей была: 10 и 20 кг. в ДУ ЛОК и 10 и 2 кг. в ДУ «Союза-ВИ». На основании этого письма и указания нач. филиала Чепака В.И. началась разработка двигателей и подготовка стендовой базы для ДМТ. Затем предполагаемая к разработке номенклатура ДМТ была расширена и под Челомея и Козлова. С 02.68 г. в филиале НИИТП начались огневые испытания двигателей тягой 10 и 20 кг., но официального ТЗ от головников не было. В 12.68 г. получено ТЗ от ЦКБЭМ о разработке двигателей тягой 2 и 10 кг с характеристиками лучше чем в ЦНИТА. Эти двигатели сразу получили военный индекс 11Д427 и 11Д428. В ЦНИТА, откуда в КБХМ пригласили Примазова В.А., ДМТ разрабатывались с уплотнением в клапанах металл по металлу, как у Степанова.  Но настоящая отработка двигателя 11Д428 тягой 10 кг. началась в филиале НИИТП после того, как по предложению Князева Д.А. в ЦКБЭМ было принято решение о постановке на ДОС №1 двигателей 11Д428. Эти работы были включены в план-график ВПК по ДОС. Сроки были очень сжатые, отработка шла тяжело из-за прогаров КС. По указанию Афанасьева С.А. заместитель министра Табаков Г.М. лично отвечал за их отработку. Удалось преодолеть все трудности и первые 2-х компонентные ДМТ, разработки филиал НИИТП, с клапанами с мягким уплотнением успешно сработали в составе ДОС №1. С 01.1969 г. в Н. Салде начались работы по ДМТ для «Янтаря-2К». Есть сведения о работах с двигателями 11Д446 (5 кг.) и 11Д445 (10 кг.).[/size]

ЦитироватьВ 1967 г. вышло Постановление о разработке автоматического спутника детальной разведки «Янтарь-2К». Его схема, в основном, совпадала со схемой 7К-ВИ. В 1969 г. после защиты ЭП началась выдача технических заданий смежникам. Потребовалась доработка ЭП и по аппаратуре и по ДУ. По ДУ это было связано с отказом ТМКБ «Союз» и МАП принять ТЗ ЦСКБ. Одним из вопросов по ЖРДМТ было поддержание теплового режима. Для получения более четкого фото изображения оптическая система требовала поддержания узкого температурного диапазона, что обеспечивалось в ЦСКБ системой терморегулирования /СТР/. Температурный режим ЖРДМТ ТМКБ обеспечивался электрическим нагревом или периодическим кратковременным включением двигателей, переход на СТР требовал новой отработки. Были вопросы и по уплотнению клапанов и температурному режиму топливных баков. Не осталось ни документов, ни свидетелей, как шли переговоры Исаева А.М. с Козловым Д.И.  Решением ВПК от 22.12.1970 г. разработка ДУ для «Янтаря-2К» была поручена КБХМ.[/size]

http://zavjalov.okis.ru/2.html

ЦитироватьВторой эпизод, о котором я хотел рассказать, состоит в следующем. После 1957 года Хрущев не только провел резкое сокращение личного состава ВВС, но и сократил ассигнования на новые разработки и стал переводить авиационные заводы и КБ на ракетную тематику. Коснулось это КБ и завода А.А.Микулина, которые располагались  в Лужниках. В Лужниках уже был построен Центральный стадион, но кусок территории, примыкающий к восточному мосту МОЖД,  оставался за 300-м заводом. Руководитель отдела форсажных камер КБ Степанов Владимир Георгиевич, с согласия Микулина, взялся за разработку ЖРД для авиационных ракет. У них были хорошие конструктора /правда, не имеющие опыта разработки ЖРД/, отличное производство, но не было испытательной базы для отработки ЖРД. Они обратились к Исаеву, но так как у них не было директивных документов на разработку, он им сказал, что пусть обращаются напрямую к Белякову. Стенд, подходящей размерности был как раз у меня. Беляков, хотя и был фактическим руководителем работ, назначил меня старшим по работам, с правом подписания договора с КБ ЖРД 300-го завода. Работы разрешалось проводить только в нерабочее время. В бригаду для проведения испытаний нужно было включить всех необходимых, но заняты они были разное время. Я определял коэффициенты отработки для бригады. Но недовольны были и другие, кто не входил в бригаду. Всех недовольных Беляков отсылал ко мне. Но никаких серьезных скандалов не было. Все работники бригады были заинтересованы в том, чтобы подготовку к испытанию провести еще в рабочее время. Задерживались мы на 2-4 часа. Такая работа продолжалась около года, ежемесячно я получал примерно 2-й оклад. По технике дела отработка шла удивительно быстро. В оперативном анализе испытаний часто принимал участие В.Г.Степанов, его 1-й зам. И.Б.Кизельштейн и зам по испытаниям Ливанов Вл. Григорьевич, который жил в новом доме «300» завода на углу Б. Пироговской улицы и Улицы 10-и летия Октября. Все они были специалистами высшего класса.[/size]

Немного из будущего:
24-27 января в МГТУ им. Н.Э.Баумана состоятся ХXXVI Академические чтения по космонавтике.
http://www.ihst.ru/~akm/36t1.htm

ЦитироватьДВИГАТЕЛЬНЫЕ УСТАНОВКИ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОГО КОМПЛЕКСА «АЛМАЗ»

Г.Ф. Реш

(«ОАО «ВПК «НПО машиностроения»)

vpk@npomash.ru

Целевое назначение РКК «Алмаз» требовало оснащения его комплексом силовых установок различного функционального назначения.

Для решения задач управления движением орбитальной пилотируемой станции (ОПС) было отдано предпочтение многофункциональной двигательной установке (ДУ) с ЖРД с вытеснительной системой подачи топлива. Особенностью такой ДУ было то, что, в отличие от прототипов, топливо, предназначенное для поддержания высоты орбиты, ориентации и стабилизации, размещалось в одних и тех же баках, что снижало массу конструкции ДУ и упрощало решение задач управления в полете. Высокий уровень надежности обеспечивался горячим резервированием. ДУ состояла из двух автономных секций со средствами контроля и технической диагностики, обеспечивающими возможность перехода с одной секции на другую в случае отказов двигателей или приборов системы управления. Впервые для бесконтактного определения массы топлива в сферических баках с металлической диафрагмой применялся радиационный измеритель количества топлива, по программе «Алмаз» были разработаны двигатели малой тяги с большим ресурсом по количеству (до 500 тысяч) включений.

Двухрежимной ДУ с двигателями ЖРД малойтяги (ДМТ) для управления движением на орбите и торможения при спуске в атмосфере Земли был оснащен возвращаемый аппарат (ВА) РКК «Алмаз». Оригинальная конструктивная схема позволила разместить ДУ в носовом отсеке ВА в условиях чрезвычайно плотной компоновки, при этом в целях обеспечения удобства монтажа ДМТ впервые была применена технология «разрезного» двигателя, при реализации которой ниши в боковой поверхности корпуса ВА использовались в качестве части раструба сопла.

В составе ОПС «Алмаз» и ВА широко представлены ракетные двигатели твердого топлива (РДТТ), которые использовались: для увода ВА с экипажем на начальном участке полета, торможения спуска ВА, увода ВА от носового отсека, мягкой посадки ВА, спуска камеры специальной информации.

В докладе рассмотрены энергомассовые и эксплуатационные характеристики упомянутых силовых установок, новые конструкторские и технологические решения при  их разработке и изготовлении, особенности наземной экспериментальной отработки, результаты ЛКИ и принятые решения по доработке  конструкции, методические вопросы обеспечения надежности, анализа функционирования и технической диагностики многофункциональных ДУ, представлены разработчики двигателей и ракетного топлива, обсуждаются вопросы научного и технического наследия разработок силовых установок РКК «Алмаз».[/size]

Музейно-выставочный комплекс МАИ (http://www.mai.ru/content/org/index.php?ID=22701)

ЦитироватьSalo пишет:
Впервые для бесконтактного определения массы топлива в сферических баках с металлической диафрагмой применялся радиационный измеритель количества топлива,

... который давал точность плюс-минус километр. Аналогичная система применялась на ТКСах (в качестве дополнительной экспериментальной) - в итоге отказались.

http://novosti-kosmonavtiki.ru/bitrix/components/bitrix/forum.interface/show_file.php?fid=38267&width=500&height=500

У этого типа двигателей интересная конструкция клапанов "О" и "Г": усилие от соленоида электромагнита передается на два коромысла и далее на тарели клапанов. Седло и тарель плоские, стальные, притертые

Много новой информации на сайте производителя:
http://tmkb-soyuz.ru/Production-Rus
http://tmkb-soyuz.ru/43
http://tmkb-soyuz.ru/27
http://tmkb-soyuz.ru/31
http://tmkb-soyuz.ru/41

Двигатели Тураевского МКБ "Союз" https://yadi.sk/i/CE17yRLbdWgxr (https://yadi.sk/i/CE17yRLbdWgxr)

ЦитироватьСтарый пишет:
ЖРД ТМКБ на спутнике "Око":

 

(двигатели ориентации установлены попарно)

Купил книгу:
Виктор Марковский, Игорь Приходченко Крылатые ракеты СССР и России.

Оказывется Р201-300 ТМКБ "Союз" стоял только на первых Х-22, Х-22П, Х-22ПГ.
На Х-22М, Х-22МА, Х-22МП уже использовался С5.44 от КБХМ.

Освежаю:
Двигатели Тураевского МКБ "Союз" https://yadi.sk/i/ZRLnjY8zrYyuH

ЦитироватьSalo пишет:

ЦитироватьСтарый пишет:
ЖРД ТМКБ на спутнике "Око":
(двигатели ориентации установлены попарно)

Блин, опечатка. Надпись жёлтым должна быть "Двигатели ориентации по рысканию/тангажу" конечно же.

Давно меня интересовала цитата из всем известного источника: http://www.k204.ru/books/vrd/wiki2/PDF/TMKB.pdf

ЦитироватьМикродвигатели 210 устанавливались на космические объекты 93В, 94, Космос-102, Космос-125, Космос-138, Космос-146, Космос-154, Космос-185, Зонд-5, Луна-16, Луна-17 (Луноход) и др.

Что здесь имеется в виду, когда упоминаются аппараты 7К-Л1? СОЗ блока Д?
 Тогда почему "устанавливались на космические объекты"? Тогда почему именно Зонд-5? Где Зонд-4?
Что это - просто коряво составленный текст? Или мы что-то не знаем?))

Просто корявый текст. Там ведь не только с Зондами, но и с Лунами та же картина.

А потом из таких корявых текстов на непрофильных сайтах рождается вот такая лажа:  :D

Цитировать21.09.1968 - После облета Луны автоматическая межпланетная станция "Зонд-5" совершила мягкое приводнение с использованием тормозных двигателей ТМКБ "Союз".

Рассмотрел тут внимательно фотографию из демзала 601-й кафедры МАИ с изображением блока ДОК:

 

Согласно Маринину и Шамсутдинову (http://www.astronaut.ru/bookcase/article/article11.htm) , а также другим источникам, там должны стоять двигатели 20 кгс. Однако на увеличенном фрагменте (первое фото на врезке) отчетливо виден двигатель 40 кгс, что подтверждается следующими фото на врезке - двигатель коррекции ОПС "Алмаз" и двигатели из рекламного фото ТМКБ "Союз".
Так вот вопрос - могли ли на ДОК для повышения надежности ставиться 40-килограмовые двигатели, работающие в режиме половинной тяги, и вообще возможно ли такое глубокое дросселирование у ЖРДМТ? А если нет, то как объяснить то, что мы видим на фото?

ЦитироватьБертикъ пишет:
ак вот вопрос - могли ли на ДОК для повышения надежности ставиться 40-килограмовые двигатели, работающие в режиме половинной тяги, и вообще возможно ли такое глубокое дросселирование у ЖРДМТ?

У ЖРДМТ невозможно дросселирование.

Кстати, эта форсуночная головка найдена на месте падения "Экрана" с РБ ДМ

http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/messages/forum9/topic9992/message640643/#message640643

Диаметр внутренний - 38мм

И вот, вдогон:

http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/messages/forum9/topic9992/message805239/#message805239

Но в СОЗ блока ДМ, насколько я знаю, самый крупный двигатель - 10 кгс.

ЗЫ: И если дросселирование невозможно, то мой вопрос остается - откуда в ДОКе движок с камерой на 40 кгс? Получается, что либо там действительно были не 20 кгс, а 40 кгс, либо на форсуночную головку 20 кгс была установлена камера и сопло 40 кгс (опять же для снижения температуры и повышения надежности).

ЦитироватьSalo пишет:

Цитировать
 
Двигатели тягой 0,6 и 0,3 кгс.

Только скорее всего наоборот - 0,3 и 0,6 кгс.
Потому что "пирамидки" стояли на "Полете", а там были движки на 0,6 кгс:

Внезапно проект кислородно-керосинового двигатель замкнутой схемы Р301-300:

ЦитироватьБальзам Космический написал:
К началу апреля 1960 года были подготовлены проекты, как ракет-носителей, так и космических аппаратов нескольких модификаций, с которыми Челомей решил выйти в Правительство, имея в виду выпуск Постановления об их разработке (рис. 2а, 2б). Это было семейство  ракет  А-300,  А-300-1,  А-300-2,  А-2000.  Отличались  они размерами, стартовым весом: от 300 до 1950 тонн, количеством ступеней, имели полезную нагрузку от 8 до 85 тонн. Жидкостные ракетные двигатели были конструкторов Госкомитета по авиатехнике Кузнецова Николая Дмитриевича, Туманского Сергея Константиновича на  керосине-кислороде,  Архипа  Михайловича  Люльки  на водороде-кислороде. Кроме  того,  было  семейство космических  аппаратов,  которые  должны  были  обеспечить  как  дальние  полеты  к планетам, так и ближние для решения околоземных насущных задач.  

ЦитироватьБальзам Космический  написал:

Ссылка на источник - со стр 69:
http://akf.bmstu.ru/file/science_files/Trudi%20II%20MNTK-2009%20Tom%201.pdf

Коллеги! А кто знает время единичного включения двигателей осаждения топлива ДУ СООЗ?  ::) 
Ну и масса одного блока ДУ СООЗ, как я понял из справочника "Двигатели", составляет 106 кг. А какова величина заправки топлива?..

Цитата: C-300-2 от 12.02.2021 17:27:49Коллеги! А кто знает время единичного включения двигателей осаждения топлива ДУ СООЗ?  ::)
Ну и масса одного блока ДУ СООЗ, как я понял из справочника "Двигатели", составляет 106 кг. А какова величина заправки топлива?..

У меня записано 114 кг суммарная и 56 кг сухая. Значит топлива 58 кг.
А вот по времени данных нет. Но именно для осаждения нужно ведь вроде совсем немного. Секунды.

Цитата: Бертикъ от 12.02.2021 20:39:46У меня записано 114 кг суммарная и 56 кг сухая. Значит топлива 58 кг.

Спасибо!

Можно поинтересоваться - где записано? А то открытые источники дают другую цифирь. Но это может быть обусловлено разными вариантами исполнения блока ДМ.

Цитата: Бертикъ от 12.02.2021 20:39:46А вот по времени данных нет. Но именно для осаждения нужно ведь вроде совсем немного. Секунды.

Вооооот это и вопрос.

Как пишет Сергей Сало:
"Бак ДУ СОЗ имел форму шара. В ее состав входили два двигателя (один резервный), тяга которых в процессе отработки постепенно снижалась с 10 до 2,5 кгс, что было обосновано результатами модельных испытаний, а величина начальной перегрузки была доведена до 10 при времени ее действия до 300 с."
Похоже при "10" прпущен показатель степени :) Но вот 300 секунд... говорит о том (ИМХО), что система осаждает топливо в течение этого времени. 
Или я не прав?

Цитата: C-300-2 от 12.02.2021 23:21:01Спасибо!

Можно поинтересоваться - где записано? А то открытые источники дают другую цифирь. Но это может быть обусловлено разными вариантами исполнения блока ДМ.

Да тоже какой-то открытый источник (других не имею). Но уже не вспомнить. 
И конечно за 45 лет эксплуатации ДМ у него был не один СОЗ))). Так что и конкретных цифр может быть много вариантов.

Цитата: C-300-2 от 12.02.2021 23:21:01Как пишет Сергей Сало:
"Бак ДУ СОЗ имел форму шара. В ее состав входили два двигателя (один резервный), тяга которых в процессе отработки постепенно снижалась с 10 до 2,5 кгс, что было обосновано результатами модельных испытаний, а величина начальной перегрузки была доведена до 10 при времени ее действия до 300 с."
Похоже при "10" прпущен показатель степени :) Но вот 300 секунд... говорит о том (ИМХО), что система осаждает топливо в течение этого времени.
Или я не прав?

А это описание вроде про блок Д.
Потому как у ДМ только один движок для осаждения. 
Хотя может это на суть дела и не влияет.
Но я не вижу причины зачем ДМТ работать в параллель с маршевым так долго.
Ну, разве что из-за недоверия к маршевому - вдруг "чихнет")))

Цитата: Бертикъ от 12.02.2021 23:55:22И конечно за 45 лет эксплуатации ДМ у него был не один СОЗ))). Так что и конкретных цифр может быть много вариантов.

Да и ладно. Меня интересует порядок величины - сколько надо времени, чтобы осадить топливо. Сколько создавать тягу? Секунда, десять, 300 секунд?  ::)

Цитата: C-300-2 от 13.02.2021 10:02:22

Цитата: Бертикъ от 12.02.2021 23:55:22И конечно за 45 лет эксплуатации ДМ у него был не один СОЗ))). Так что и конкретных цифр может быть много вариантов.

Да и ладно. Меня интересует порядок величины - сколько надо времени, чтобы осадить топливо. Сколько создавать тягу? Секунда, десять, 300 секунд?  ::)

Мда, тут гидродинамику топлива навскидку даже не прикинешь. Не зря ведь даже пару раз блок Д пришлось в полете исследовать на эту тему.

Цитата: C-300-2 от 13.02.2021 10:02:22Да и ладно. Меня интересует порядок величины - сколько надо времени, чтобы осадить топливо. Сколько создавать тягу? Секунда, десять, 300 секунд? 

В циклограмме работы Бриза-М есть время работы двигателей осаждения топлива.

Цитата: Бертикъ от 13.02.2021 11:30:42

Цитата: C-300-2 от 13.02.2021 10:02:22

Цитата: Бертикъ от 12.02.2021 23:55:22И конечно за 45 лет эксплуатации ДМ у него был не один СОЗ))). Так что и конкретных цифр может быть много вариантов.

Да и ладно. Меня интересует порядок величины - сколько надо времени, чтобы осадить топливо. Сколько создавать тягу? Секунда, десять, 300 секунд?  ::)

Мда, тут гидродинамику топлива навскидку даже не прикинешь. Не зря ведь даже пару раз блок Д пришлось в полете исследовать на эту тему.

Зависит от массы машины, конфигурации баков и тяги. Порядок времени - десятки секунд.

Цитата: Старый от 14.02.2021 04:56:38В циклограмме работы Бриза-М есть время работы двигателей осаждения топлива.

Спасибо! Буду искать.