ДМ вместо Центавра: поможем НАСА керосинкой для Атласа и SLS

[Дмитрий В.]

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.

Можно и двухступенчатый ДМ (с разной заправкой, разумеется), чтобы "вонючку" не тащить.

[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.

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

Потерями ХС из-за расходов на довыведение.

[Salo]

Дык, кто мешает их минимизировать?
Проблема в том, что этот блок нужен всего на два полёта. А посему городить что-то сверхоптимальное дорого и нерационально.
Думаю тандем из двух ДМ вполне подошёл бы.

[Salo]

Кстати можно под шумок облететь Луну на Союзе в 2020 в рамках лётных испытаний сабжа. :wink:

[avmich]

Кстати можно под шумок облететь Луну на Союзе в 2020 в рамках лётных испытаний сабжа. :wink:

Это, с одной стороны, давно пора сделать - дёшево и сердито. С другой... Ужатый Союз с Луны, в 21 веке... и сколько там будет тестовых полётов перед пилотируемым?..

В общем, боюсь, не дождёмся. Одна надежда на ПТК НП. И то...

[avmich]

Да, наверное, я был неправ в своём неверии получить 6 км/с с одного РБ :) . Не так уж всё плохо.

Что радует.

[frigate]

Возвращаясь к нашим баранам  - БЛОК ДМ и РБ на его базе не подходят из-за следуюших ограничений
в Interim Cryogenic Propulsion Stage ТТХ:
- ICPS Lift Capability a. Total weight of 24224 kg
- ICPS Mass less than 71400 lbs. (~32387 кг)  
- ICPS Length Packaged, as stacked, within 500" (12.7 м)
- Reference Missions
     a. Support MPCV free lunar return missions
     b. Support MPCV High Lunar Orbit (HLO) missions

Прикинуть что можно "скроить" на базе 12КРБ/15КРБ/КВТК/КВСК с РД-0146Д для обеих миссий  :?:

[frigate]

Криогенный РБ РН Angara A7 сможет забросить ОРИОН на TLI траекторию при следующих изменениях:
- 3 РД-0146Д в ОДУ (стандартный РБ имеет только 1 маршевый двигатель, принимаем массу ЖРД 300 кг);
- РБ доллжен быть увеличен по массе с масштабным коэффициентом 1.028159 (масса стандартного заправленного РБ 31500 кг);
- Остаточная масса РБ должна быть уменьшена примерно на 392 кг (масса стандартного сухого РБ 4500 кг).

Потери ХС - 34 м/с, начальная тяговооруженность 0.3974

По длине РБ должен уместиться в 12.5 м (у двигателей РД-0146Д ВСН), но ни какой речи о HLO миссии не может быть и речи.
Осталось посмотреть или 3 ЖРД впишутся в 5.5 м при раскрытых ВСН.
Это вам не "ЦЕНТАВР"  :roll:

[Salo]

Ангары А7 не будет. Соответственно разгонного блока к неё тоже.

[Salo]

Frigate пишет:

Возвращаясь к нашим баранам - БЛОК ДМ и РБ на его базе не подходят из-за следуюших ограничений
в Interim Cryogenic Propulsion Stage ТТХ:

- ICPS Lift Capability a. Total weight of 24224 kg

По этому параметру не подойдёт ни один из существующих или перспективных РБ. В случае ДМ доработка заключается в замене нижнего и среднего переходников.

Frigate пишет:

- ICPS Mass less than 71400 lbs. (~32387 кг)

Берём два к примеру 17С40:

Frigate пишет:

- ICPS Length Packaged, as stacked, within 500" (12.7 м)
И снова берём два:

[Дмитрий В.]

Возвращаясь к нашим баранам  - БЛОК ДМ и РБ на его базе не подходят из-за следуюших ограничений
в Interim Cryogenic Propulsion Stage ТТХ:
- ICPS Lift Capability a. Total weight of 24224 kg
- ICPS Mass less than 71400 lbs. (~32387 кг)  
- ICPS Length Packaged, as stacked, within 500" (12.7 м)
- Reference Missions
     a. Support MPCV free lunar return missions
     b. Support MPCV High Lunar Orbit (HLO) missions

Прикинуть что можно "скроить" на базе 12КРБ/15КРБ/КВТК/КВСК с РД-0146Д для обеих миссий  :?:

Собственно, использование тандема из двух ДМ не противоречит этим ограничениям.

[frigate]

ИМХО нужно 2 Блока ДМ Двина с РЗТ 18700 кг каждый.
Какая у него высота  :?:

[Дмитрий В.]

ИМХО нужно 2 Блока ДМ Двина с РЗТ 18700 кг каждый.

Уменьшение РЗТ "верхнего" ДМ может привести к лучшему результату.

Какая у него высота  :?:

Точно не знаю, но не думаю, что сильно отличается от длины базового варианта.

[frigate]

Дмитрий,
Без учета грав. потерь тандем обеспечивает ПН 20908 кг при ХС 3050 м/сек.  
С учетом грав. потерь тандем обеспечивает  ПН 18657 кг при ХС 3050 м/сек (начальная тяговооруженность связки  
2хРБ Блок ДМ + Орион  0.1306, грав. потери 181м/сек), и это не считая массу 2 перходников: между
2 блоками ДМ и между верхним РБ и Орионом а также не считая ХС для довыведения.  
К пуговицам претензии есть  :?:

[Дмитрий В.]

Дмитрий,
Без учета грав. потерь тандем обеспечивает ПН 20908 кг при ХС 3050 м/сек.  
С учетом грав. потерь тандем обеспечивает  ПН 18657 кг при ХС 3050 м/сек (начальная тяговооруженность связки  
2хРБ Блок ДМ + Орион  0.1306, грав. потери 181м/сек), и это не считая массу 2 перходников: между
2 блоками ДМ и между верхним РБ и Орионом а также не считая ХС для довыведения.  
К пуговицам претензии есть  :?:

1)Так, довыведение-то зачем?
2)Какие РЗТ по блокам Вы принимали? Первое что приходит в голову - это оптимизировать распределение РЗТ между блоками. Второе - сделать верхний блок на базе ДМ меньшей размерности (уменьшить объем баков).

[Потусторонний]

1)Так, довыведение-то зачем?

Перед транслунным импульсом нужно будет поднять перигей.

Последовательность событий миссии
1. SLS несет Орион и DCSS для высоко-апогейной орбиты соедиененные вместе[/size]
2. DCSS выполняет импульс на повышение перигея до безопасной высоты[/size]
3. DCSS выполняет TLI импульс
4. 3-5 дней транзитное время
5. Лунный пролет
6. 3-5 дней транзитное время
7. Орион входит в атмосферу и приземляется (приводняется)  в Тихом океане[/size]

[frigate]

1)Так, довыведение-то зачем?
ТЗ требование от НАСА

2)Какие РЗТ по блокам Вы принимали? Первое что приходит в голову - это оптимизировать распределение РЗТ между блоками. Второе - сделать верхний блок на базе ДМ меньшей размерности (уменьшить объем баков).
2 x 18700 кг каждый

[SpaceR]

Ребяты, не мучьтесь.
ТЗ от NASA составлено так, что керосиновой ступенью его выполнить невозможно в принципе. Даже самой лучшей метановой. Даже в 2 ступени.
Только водород.

[SpaceR]

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

Frigate, Вы ту ошибку, что я Вам показывал больше года назад, так и не исправили.
18700 кг - это не РЗТ, а заправляемый запас.
Propellant loading, а не usable.

И, кстати, а какую конечную массу РБ Вы принимали в расчётах?

[Salo]

http://www.ihst.ru/~akm/34t2.htm

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.