ДМ вместо Центавра: поможем НАСА керосинкой для Атласа и SLS

[Bell]

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

[Salo]

Интересный вариант вырисовывается для ДМа:

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

Гораздо лучше, чем у большинства конкурентов.

[Salo]

 Bell пишет: 

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

Можно ещё ОДУ Бурана вспомнить.

[Потусторонний]

Гораздо лучше, чем у большинства конкурентов.

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

[Salo]

Большинство конкурентов отпадут по требованию третьего включения.

[Петр Зайцев]

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

[Дмитрий В.]

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

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

[frigate]

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

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

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

[avmich]

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

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

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

[avmich]

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

[frigate]

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

[avmich]

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

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

[frigate]

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

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

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

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

[Salo]

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

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

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

[Salo]

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

Масса РБ 32,3 т.

[frigate]

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

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

Вывод: нужен водород.   :roll:

[Дмитрий В.]

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

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

Вывод: нужен водород.   :roll:

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

[frigate]

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

[Дмитрий В.]

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

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

[Salo]

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

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