Союз-СПГ / Амур-СПГ

[nonconvex]

ПМСМ ламера, двигатели во время вхождения в плотные слои атмосферы легко охлаждать стравливая через двигатель без зажигания небольшое количество горючего и окислителя.

Не, это опасно.

Потому что эта смесь может резко бабахнуть.

Слышал про жёсткий старт ракетного двигателя?

Поэтому можно просто прокачивать только метан через рубашку охлаждения и дренировать. Для этого можно иметь отдельные насосики электрические.

Тем более, что такие насосики похоже есть - Маск как то обмолвлялся о жидкостном охлаждении хвостового отсека, но без деталей, типа ITAR.

[Искандер]

ПМСМ ламера, двигатели во время вхождения в плотные слои атмосферы легко охлаждать стравливая через двигатель без зажигания небольшое количество горючего и окислителя.

Не, это опасно.

Потому что эта смесь может резко бабахнуть.

Слышал про жёсткий старт ракетного двигателя?

Чтобы не было жёсткого старта не нужно дренировать в камеру сгорания. Развести дренажи и набегающий поток исключит любые возможности непредвиденного зажигания.
Кроме того, скорее нужно охлаждать только корзину, а это как правило один компонент топлива - горючее.

[zen432]

Ну почему же? Ракетно-динамическая посадка раньше тоже считалась сложной и не реализуемой...

В сама по себе посадка понятна и посчитана не раз, появление самолетов вертикального взлета и посадки говорит об этом.  Основные проблемы это системы управления из-за скоротечности процесса, в тех же самолетах ВВП стоит автоматическая система катапультирования. Но современная электроника с этим помогла. И вторая проблема это точность посадки. По сути без GPS и той же хорошей электроники реализовать очень трудно.

[Верный Союзник с Окинавы]

Чтобы не было жёсткого старта не нужно дренировать в камеру сгорания. Развести дренажи и набегающий поток исключит любые возможности непредвиденного зажигания.

Тогда и маневрировать надо будет аккуратно, чтобы эти потоки окислителя и горючего не смешались.

Вообще, раз уж дошли до дренирования, то почему в камеру сгорания не сливать?

Пусть там и сгорает, заодно тормозит ракету.

[zandr]

Главная → Публикации → Новости
Новости
#НПО Энергомаш#КБХА#РКЦ Прогресс#Амур-СПГ#РД-0177
24.12.2021 10:00
В ВЦРД испытана штатная система зажигания кислородно-метанового двигателя

Спойлер

[свернуть]

В испытательном комплексе Воронежского центра ракетного двигателестроения, входящего в интегрированную структуру ракетного двигателестроения, возглавляемую НПО Энергомаш Госкорпорации «Роскосмос», успешно проведены огневые испытания штатной автономной системы зажигания многоразового кислородно-метанового ракетного двигателя РД-0177. Он разрабатывается на предприятии в рамках государственного контракта по созданию базового задела для перспективных средств выведения.

Директор КБХА Сергей Ковалев: «Наше предприятие динамично продвигается вперед в рамках освоения кислородно-метановой тематики. Эти компоненты жидкого топлива оптимально подходят для перспективного использования в составе двигателей возвращаемых ступеней многоразовых средств выведения и активно осваиваются за рубежом, поэтому мы стремимся внести свой вклад в сохранение конкурентоспособности нашей страны по этому направлению».

Главный конструктор КБХА Виктор Горохов: «Мы перевыполнили запланированную программу испытаний: в рамках одного пускового дня вместо пяти включений провели восемь, в ходе которых подтвердили работоспособность и возможность многоразового использования системы зажигания двигателя для перспективного применения в составе возвращаемых ступеней ракет-носителей, в том числе «Амур-СПГ», разрабатываемой «Ракетно-космическим центром ,,Прогресс" (г. Самара, входит в Роскосмос). Следующим этапом наших работ станет проведение испытаний опытного образца кислородно-метанового двигателя».

Испытания прошли при участии представителей Госкорпорации «Роскосмос» и Ракетно-космического центра «Прогресс», которые высоко оценили результаты проведенной работы.
Опытный образец двигателя РД-0177 номинальной тягой 100 тонн разрабатывается в КБХА по государственному контракту с Роскосмосом в рамках опытно-конструкторской работы «Создание ракетных двигателей нового поколения и базовых элементов маршевых двигательных установок перспективных средств выведения» и предназначен для отработки технологий создания кислородно-метановых двигателей с возможностью многократного использования для перспективных средств выведения.
На предприятии было выполнено эскизное проектирование, разработана рабочая конструкторская документация, проведены модельные испытания по исследованию процессов зажигания и смесеобразования, изготовление и проведение автономных доводочных испытаний отдельных узлов и агрегатов опытного образца двигателя.

[avmich]

Ну почему же? Ракетно-динамическая посадка раньше тоже считалась сложной и не реализуемой...

Да, ладно! Не очень простой, да, но нереализуемой её никогда не считали.

Имеется в виду, возможно, "нереализуемой экономически оправданным методом". Иными словами, технически можно, но незачем, поскольку дороже. А так - ещё DC-X садился ракетно-динамически, не говоря о каких-нибудь LEM...

[Искандер]

Ну почему же? Ракетно-динамическая посадка раньше тоже считалась сложной и не реализуемой...

Да, ладно! Не очень простой, да, но нереализуемой её никогда не считали.

Имеется в виду, возможно, "нереализуемой экономически оправданным методом". Иными словами, технически можно, но незачем, поскольку дороже. А так - ещё DC-X садился ракетно-динамически, не говоря о каких-нибудь LEM...

ПМСМ F-9 вполне себе наглядное доказательство реализуемости экономически оправданным методом.

Хотя ничего нового, некоторые вот до сих пор не верят что американцы были на Луне... И им доказывать бесполезно - они хотят не верить.

[Искандер]

Касательно Амур-СПГ - предполагаю, что транспортировка севшей ступени до МИК и СК в условиях 'гребеней' ДВ съест любую возможную экономию от многоразовости.
Самое простое решение, это увеличить носитель минимум до 7 двигателей первой ступени, что позволит выводить практически те же ПН, но садится рядом со СК.
(Да-да, я все о том же)

[algol5720]

Касательно Амур-СПГ - предполагаю, что транспортировка севшей ступени до МИК и СК в условиях 'гребеней' ДВ съест любую возможную экономию от многоразовости.
Самое простое решение, это увеличить носитель минимум до 7 двигателей первой ступени, что позволит выводить практически те же ПН, но садится рядом со СК.
(Да-да, я все о том же)

Хотя бы 4-ре РД-0177-х  наскрести к ноябрю 23-го для начала.
Птичку жалко...

[ratcustorb]

Касательно Амур-СПГ - предполагаю, что транспортировка севшей ступени до МИК и СК в условиях 'гребеней' ДВ съест любую возможную экономию от многоразовости.
Самое простое решение, это увеличить носитель минимум до 7 двигателей первой ступени, что позволит выводить практически те же ПН, но садится рядом со СК.
(Да-да, я все о том же)

Пункты 3.2.5 - 3.2.7 ТЗ на СЧ ОКР "Амур-СПГ":

Вы не можете просматривать это вложение.

[Искандер]

Касательно Амур-СПГ - предполагаю, что транспортировка севшей ступени до МИК и СК в условиях 'гребеней' ДВ съест любую возможную экономию от многоразовости.
Самое простое решение, это увеличить носитель минимум до 7 двигателей первой ступени, что позволит выводить практически те же ПН, но садится рядом со СК.
(Да-да, я все о том же)

Пункты 3.2.5 - 3.2.7 ТЗ на СЧ ОКР "Амур-СПГ":

Вы не можете просматривать это вложение.

Посмотрим конечно что они там намудрят...
Это все замечательно, но заявлен носитель на 12.5т и аванпроект как раз под такую размерность. При возврате ступени к месту старта это всего-то 6-7т ПН, а при семидвигательной первой ступени это ~9т.

[Верный Союзник с Окинавы]

Касательно Амур-СПГ - предполагаю, что транспортировка севшей ступени до МИК и СК в условиях 'гребеней' ДВ съест любую возможную экономию от многоразовости.
Самое простое решение, это увеличить носитель минимум до 7 двигателей первой ступени, что позволит выводить практически те же ПН, но садится рядом со СК.
(Да-да, я все о том же)

Пункты 3.2.5 - 3.2.7 ТЗ на СЧ ОКР "Амур-СПГ":

Вы не можете просматривать это вложение.

Посмотрим конечно что они там намудрят...
Это все замечательно, но заявлен носитель на 12.5т и аванпроект как раз под такую размерность. При возврате ступени к месту старта это всего-то 6-7т ПН, а при семидвигательной первой ступени это ~9т.

Вообще Falcon 9 как раз девять тонн на НОО с возвращением к месту старта и выдает.

[garg]

Касательно Амур-СПГ - предполагаю, что транспортировка севшей ступени до МИК и СК в условиях 'гребеней' ДВ съест любую возможную экономию от многоразовости.
Самое простое решение, это увеличить носитель минимум до 7 двигателей первой ступени, что позволит выводить практически те же ПН, но садится рядом со СК.
(Да-да, я все о том же)

Пункты 3.2.5 - 3.2.7 ТЗ на СЧ ОКР "Амур-СПГ":

Вы не можете просматривать это вложение.

Посмотрим конечно что они там намудрят...
Это все замечательно, но заявлен носитель на 12.5т и аванпроект как раз под такую размерность. При возврате ступени к месту старта это всего-то 6-7т ПН, а при семидвигательной первой ступени это ~9т.

Вообще Falcon 9 как раз девять тонн на НОО с возвращением к месту старта и выдает.

Скорее все таки 13+ тонн. т.к. с Драгон-2 весом около 12 тонн он на старт возвращался.

[Верный Союзник с Окинавы]

Скорее все таки 13+ тонн. т.к. с Драгон-2 весом около 12 тонн он на старт возвращался.
[/quote]

Точно?

В любом случае, английская вики говорит, что Transporter-2, садившийся на землю, был около 11 тонн.

[Верный Союзник с Окинавы]

Точно?

CRS-18, но там вышло порядка 7 тонн, с учётом корабля.

[Neru]

Вообще Falcon 9 как раз девять тонн на НОО с возвращением к месту старта и выдает.

Что бы сделать аналогично в наших условиях - надо выводить более 9 тонн при возвращении к месту старта.

С Falkon 9 вообще сложно что-то сравнивать, т.к.
1) РН имеет и возвращаемую первую ступень
2) РН имеет вторую ступень с несколькими включениями, которая выполняет функции разгонного блока
3) РН запускается с более южного (чем Российские) космодрома, что позволяет очень сильно экономить на необходимой ХС для выполнения определенных миссий.
Российский аналог всегда будет более "грузоподъёмный" на НОО, что бы выполнить аналогичные Falkon 9 миссии на ГПО или ГСО (см. пункт 3).

[Sam Grey]

Вообще Falcon 9 как раз девять тонн на НОО с возвращением к месту старта и выдает.

Что бы сделать аналогично в наших условиях - надо выводить более 9 тонн при возвращении к месту старта.

С Falkon 9 вообще сложно что-то сравнивать, т.к.
1) РН имеет и возвращаемую первую ступень
2) РН имеет вторую ступень с несколькими включениями, которая выполняет функции разгонного блока
3) РН запускается с более южного (чем Российские) космодрома, что позволяет очень сильно экономить на необходимой ХС для выполнения определенных миссий.
Российский аналог всегда будет более "грузоподъёмный" на НОО, что бы выполнить аналогичные Falkon 9 миссии на ГПО или ГСО (см. пункт 3).

2) А в чем здесь волшебство, иметь вторую ступень с несколькими включениями, которая выполняет функции разгонного блока?
Почему нельзя такую же сделать?

И, говоря про ".. запускается с более южного (чем Российские) космодрома, что позволяет очень сильно экономить на необходимой ХС",  "очень сильно" - это сколько?

[Neru]

2) А в чем здесь волшебство, иметь вторую ступень с несколькими включениями, которая выполняет функции разгонного блока?
Почему нельзя такую же сделать?

ПМСМ, возможно с Восточного или с Плесецка вторая ступень с несколькими включениями будет целесообразна для ССО. При смене наклонений для запуска на стандартные ГПО -1500 и -1800 (от ГСО) и на ГСО, на смену наклонения уйдет столько топлива, что целесообразно иметь только РБ. Falkon 9 при запуске на ГПО не меняет наклонение, так как стандартная ГПО - 1800 находится прямо над космодромом. Поэтому вторая ступень с несколькими включениями и "рулит".

И, говоря про ".. запускается с более южного (чем Российские) космодрома, что позволяет очень сильно экономить на необходимой ХС",  "очень сильно" - это сколько?

Вы не можете просматривать это вложение.
У Росси РН должны быть значительно грузоподъёмные по ПН, что бы доставлять грузы на ГПО и ГСО.
дельта наклонения - сколько надо израсходовать ХС что бы долететь до ГПО, не учитывая вращение Земли.
дельта космодрома - сколько расположение космодрома добавляет к ХС за счет вращения Земли.

[Sam Grey]

2) А в чем здесь волшебство, иметь вторую ступень с несколькими включениями, которая выполняет функции разгонного блока?
Почему нельзя такую же сделать?

ПМСМ, возможно с Восточного или с Плесецка вторая ступень с несколькими включениями будет целесообразна для ССО. При смене наклонений для запуска на стандартные ГПО -1500 и -1800 (от ГСО) и на ГСО, на смену наклонения уйдет столько топлива, что целесообразно иметь только РБ. Falkon 9 при запуске на ГПО не меняет наклонение, так как стандартная ГПО - 1800 находится прямо над космодромом. Поэтому вторая ступень с несколькими включениями и "рулит".

И, говоря про ".. запускается с более южного (чем Российские) космодрома, что позволяет очень сильно экономить на необходимой ХС",  "очень сильно" - это сколько?

Вы не можете просматривать это вложение.
У Росси РН должны быть значительно грузоподъёмные по ПН, что бы доставлять грузы на ГПО и ГСО.
дельта наклонения - сколько надо израсходовать ХС что бы долететь до ГПО, не учитывая вращение Земли.
дельта космодрома - сколько расположение космодрома добавляет к ХС за счет вращения Земли.

Вы же сравниваете реальный Ф9, летающий из Канаверала, с неким реальным коммерческим носителем, запускаемым из Байконура или Восточного, да? А не теоретическую максимальную разницу между экватором и Плесецком?
Разница в косм. dV между KSC и Байком составляет 120 м/с. (Для Восточного + 1 м/с).
Это всё ещё подходит под заявление об «очень сильной экономии»?

И, кстати, что делать с запусками на полярную орбиту, где скорость вращения Земли только мешает? РН с Плесецка должна крыть тот же Фалкон как бык овцу и иметь настолько же сильное преимущество.

[Neru]

Разница в косм. dV между KSC и Байком составляет 120 м/с. (Для Восточного + 1 м/с).
Это всё ещё подходит под заявление об «очень сильной экономии»?

Для запуска на НОО с наклонением орбиты, совпадающей с космодромом - особой разницы действительно нет (она небольшая). В случае ГПО/ГСО - разница уже 720 м/с, а это значительная цифра.

И, кстати, что делать с запусками на полярную орбиту, где скорость вращения Земли только мешает? РН с Плесецка должна крыть тот же Фалкон как бык овцу и иметь настолько же сильное преимущество.

Видимо поэтому и запускают OneWeb c Восточного (в Плесецк таких не пущают).