КВРБ «Двина-КВТК»

[mescalito]

Может 20-40 м/с этотоже копеечные потери. Тогда зачем человек все это высчитывал время тратил)

А хранить до полугода необходимо потому, что у амеров планируется долговременнная станция на окололунной орбите. Да и унас не исключалась :wink:

[frigate]

Может 20-40 м/с этотоже копеечные потери. Тогда зачем человек все это высчитывал время тратил)

А хранить до полугода необходимо потому, что у амеров планируется долговременнная станция на окололунной орбите. Да и унас не исключалась :wink:

Спасибо за заботу (о моём потерянном времени  ) - ну допустим считал  я не на калькуляторе а в Eхcele.  :roll:
А вообще грав. потерям на отлётной траектории к Луне посвяшена отдельная тема - с графиками, формулам, методиками и т.д.
Добро пожаловать - http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=8622 :idea: Кстати там обстоятельно обсуждалось чем грав. потери отличаются от потерь на управление.

Когда считал ПН для отлёта к Луне и ИСЛ, сразу возник вопрос о грав. потерях на акттивном участке траектории.

[frigate]

Вопросы Frigate:
Использовали ли вы для расчета гравитационных потерь литературу на русском языке? например Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика ЛА. и Основы механики космического полета Охоцимский Д.Е., Сихарулидзе Ю.Г.

Увы, там ничего по грав.потерям на отлётной траектории к Луне ничего не нашел. Я пользовался 2-мя NASA-вскими методиками (одна 1968 года, вторая - 2004 года для старта с 200 и 400 км орбит)  :idea:

[mescalito]

Но там есть уже подсчитанные значения ХС для перелетов на LLO. 4200 м\с. Интересно почему так много

[frigate]

Но там есть уже подсчитанные значения ХС для перелетов на LLO. 4200 м\с. Интересно почему так много

Принципиально - идеальная ХС зависит от времени перелёта :idea:

[mescalito]

Принципиально - идеальная ХС зависит также от тяги ДУ. (или другими словами скорости отброса массы и самой массы аппарата) И еще от целого набора не существенных параметров.
Если мы говорим о идеальной ХС, то гравитационные потери можно вообще не учитывать, а если всё таки их учитывать, но не считать точно то можно пользоваться приближенными формулами из учебников одобренных МинОбразованием для ВУЗов :wink:

Простите за оффтоп

[frigate]

Принципиально - идеальная ХС зависит также от тяги ДУ. (или другими словами скорости отброса массы и самой массы аппарата) И еще от целого набора не существенных параметров.
Если мы говорим о идеальной ХС, то гравитационные потери можно вообще не учитывать, а если всё таки их учитывать, но не считать точно то можно пользоваться приближенными формулами из учебников одобренных МинОбразованием для ВУЗов :wink:

Простите за оффтоп

AFAIK от тяги ДУ деленной на начальную массу зависят гравитационные потери - а идеальная ХС на то и называется идеальной что ни зависит ни от вида топлива, ни от тяги двигателя.

Буду очень признателен если вы поделитесь приближенными формулами из учебников одобренных МинОбразованием для ВУЗов  

[mescalito]

В ближайшее время постараюсь вам выслать пару книг.

[SpaceR]

Frigate, всё-таки спасибо за проделанную работу.

Кстати, я для определения гравпотерь поступил проще: построил в экселе копию НАСАвского графика и подобрал близкую аппроксимирующую кривую.
Ближе всех оказалась степенная функция - [ =6,99*СТЕПЕНЬ(тяговооруженность;-1,66) [/b]]

Правда, хорошая сходимость только до тяговооруженности 0,2 , а умеренная - до 0,15 , на меньших величинах ошибка уже больше 10%.

[frigate]

Frigate, всё-таки спасибо за проделанную работу.

Кстати, я для определения гравпотерь поступил проще: построил в экселе копию НАСАвского графика и подобрал близкую аппроксимирующую кривую.
Ближе всех оказалась степенная функция - [ =6,99*СТЕПЕНЬ(тяговооруженность;-1,66) [/b]]

Правда, хорошая сходимость только до тяговооруженности 0,2 , а умеренная - до 0,15 , на меньших величинах ошибка уже больше 10%.

Аналогично - учтите только, что я упоминал там 2 графика для разгона с 200 и 400 км LEO орбит  :idea::
200 km:  = ROUNDUP(6.513*POWER(тяговооруженность,-1.76),0)
400 km:  = ROUNDUP(5.327*POWER(тяговооруженность,-1.76),0)

[SpaceR]

Ok, спасиб.
Сычас мы их проверим, сычас мы их сравним...

З.Ы. А я-то подумал, что вы применили математику посложнее...[/size]

[frigate]

...Если Дельта или Атлас выводят Центавром КА непосредственно на ГСО то РБ оснащается специальным набором (Centaur Extended Mission Kit) для долговременных миссий а это дополнительная теплозащита, дополнительный гелий и гилразин, аккумуляторы и др. Американцы для каждой миссии вылизывают сухую массу до килограмма облегчаясь. Это написано вроде в Mission Planer Guide на Атлас (или на Дельту уже не помню) Frigate вы на английском лучше читаете поправте меня если я не прав.

По Центавру не нашел, но вот планы от Боинга (Sep 2006) о модификации верхней ступени Дельта-4 в качестве EDS
(Earth Departure Stage) для миссий к Луне:

In addition to the thermal control system (TCS) modifications needed to reduce propellant venting and increase
stage performance, many other subsystems will be impacted when adapting the Delta IV second stage to be an EDS
to perform TLI/LOI missions. Figure 1-3 shows the scope of the vehicle subsystem impacts.

Взято отсюда:
AIAA-2006-7454 (Space 2006 AIAA Conference,)
The Advanced Cryogenic Evolved Stage (ACES) - A Low-Cost, Low-Risk Approach to Space Exploration Launch
J. Le Bar and E. Cady, The Boeing Company, Huntington Beach, CA

[frigate]

Может у кого завалялся доклад :?:
Применение кислородно-водородных разгонных блоков РН семейства «Ангара» для исследования Луны
Ю.Л.Кузнецов, Г.В.Семенов, А.А.Богомолов, А.Н.Зайцев
ГКНПЦ им.М.В. Хруничева

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Был представлен в Секции 2 Летательные аппараты. Проектирование и конструкция
на XXXIV Академических чтениях по космонавтике, посвященные памяти академика С.П.Королёва в этом году.

[Salo]

http://fotki.yandex.ru/users/videofotostudia/view/306046/?page=1

[m-s Gelezniak]

А что вот это такое:

[frigate]

СПАСИБО  :!:

[Дмитрий В.]

А что вот это такое:

Какая-то плата разъемных соединений? :roll:

[mark200000]

http://www.roscosmos.ru/main.php?id=15&did=1449

Создание кислородно-водородного разгонного блока для ракеты-носителя тяжёлого класса «Ангара-А5» в части работ 2011 года. Шифр: ОКР «Двина-КВТК»


Федеральное космическое агентство – государственный заказчик (далее – Заказчик) приглашает к участию в открытом конкурсе на право заключения государственного контракта на выполнение работ в рамках Федеральной космической программы России на 2006 – 2015 годы.

                     

Предмет контракта

Создание кислородно-водородного разгонного блока для ракеты-носителя тяжёлого класса
«Ангара-А5» в части работ 2011 года.

Шифр: ОКР «Двина-КВТК».

Начальная (максимальная) цена контракта: 500 000 000,0 руб.

Сроки выполнения контракта: июнь 2011 г. – декабрь 2011 г.

Место выполнения работ: по адресу Исполнителя.

 

Критерии оценки заявок:

1. Цена контракта.

2. Качество работ, услуг и (или) квалификация участника конкурса при размещении заказа на выполнение работ, оказание услуг.

3. Сроки (периоды) поставки продукции, выполнения работ, оказания услуг.

 

Информация о конкурсе:

Финансирование: федеральный бюджет.

Преференции: ОИ: 0%, УИС: 0%

Обеспечение заявки: не требуется.

Обеспечение контракта: требуется.

Срок, место и порядок предоставления конкурсной документации:

с 26 апреля 2011 г. по 27 мая 2011 г. до 10 час. 00 мин. по адресу Заказчика;

на официальном сайте Российской Федерации: www.zakupki.gov.ru и на сайте Заказчика: www.roscosmos.ru

Прием заявок: с 27 апреля 2011 г. по 27 мая 2011 г. до 10 час. 00 мин. московского времени по адресу Заказчика.

Дата и место вскрытия конвертов и открытия доступа к поданным в форме электронных документов заявкам на участие в открытом конкурсе: 27 мая 2011 г. в 10 час.00 мин., по адресу Заказчика.

Дата и место рассмотрения заявок на участие в открытом конкурсе: 31 мая 2011 г. в  10 час. 00 мин., по адресу Заказчика.

Дата и место подведения итогов открытого конкурса: 03 июня 2011 г. в 10 час. 00 мин.,

по адресу Заказчика.

 

Заказчик и его адрес:

Заказчик: Федеральное космическое агентство; Управление средств выведения, наземной космической инфраструктуры и кооперационных связей.

Адрес организации: ул. Щепкина, д. 42, г. Москва, ГСП-6, 107996.

Контактное лицо: Евстратов Владимир Анатольевич,

тел.: (495) 631-83-20, факс: (495) 631-88-09, E-mail: usvnki@rosсosmos.ru.

 

Дополнительная информация:

Порядок оценки заявок на участие в конкурсе определен постановлением Правительства Российской Федерации от 10 сентября 2009 года № 722.

[LRV_75]

Предмет контракта

Создание кислородно-водородного разгонного блока для ракеты-носителя тяжёлого класса
«Ангара-А5» в части работ 2011 года.

Шифр: ОКР «Двина-КВТК».

Начальная (максимальная) цена контракта: 500 000 000,0 руб.

Сроки выполнения контракта: июнь 2011 г. – декабрь 2011 г.

Очень интересно. Вообще то под созданием изделий РКТ подразумевается весь цикл ОКР, от этапа ЭП до ЛКИ. И это что же они за пол года хотят все это реализовать?  :shock:  :lol:

[Полынь]

Предмет контракта

Создание кислородно-водородного разгонного блока для ракеты-носителя тяжёлого класса
«Ангара-А5» в части работ 2011 года.

Шифр: ОКР «Двина-КВТК».

Начальная (максимальная) цена контракта: 500 000 000,0 руб.

Сроки выполнения контракта: июнь 2011 г. – декабрь 2011 г.

Очень интересно. Вообще то под созданием изделий РКТ подразумевается весь цикл ОКР, от этапа ЭП до ЛКИ. И это что же они за пол года хотят все это реализовать?  :shock:  :lol:

За такие деньги новый ДМ не купишь..
Похоже на стоимость этапа работ :wink: