Форум переехал. Регистрация пользователям прежнего форума не требуется, достаточно ВОССТАНОВИТЬ ПАРОЛЬ ПРИ ВХОДЕ. Короче, жмите сюда и вводите свой почтовый адрес. Не получается восстановить пароль - пишите на noreply (собака) novosti-kosmonavtiki.ru

Двигатели РККЭ

Автор Salo, 03.01.2012 16:15:38

« предыдущая - следующая »

0 Пользователей и 1 гость просматривают эту тему.

Salo

11.03.2012 17:21:13 #40 Последнее редактирование: 28.11.2012 15:13:47 от Salo
Международная научно-техническая конференция "ПРОБЛЕМЫ И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ ДВИГАТЕЛЕСТРОЕНИЯ"
Посвящается 100 летию Н.Д.Кузнецова

http://ssau.ru/eventfiles/program_dvig2011.pdf
ЦитатаСекция 5
«РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ. КОСМИЧЕСКАЯ ЭНЕРГЕТИКА»
...

40. Стриженко П.П. (РКК "Энергия", г. Королев)
Анализ огневых испытаний экспериментальных камер сгорания ЖРД для РБ типа ДМ с кислородным охлаждением
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

11.03.2012 17:23:44 #41 Последнее редактирование: 28.11.2012 15:31:05 от Salo
http://publications.ssau.ru/files/VESTNIK_SGAU/7/30.pdf
ЦитатаОСОБЕННОСТИ РАСЧЁТА ТЕПЛОВОГО СОСТОЯНИЯ КАМЕРЫ ЖРД С БЕЗЗАВЕСНЫМ ОХЛАЖДЕНИЕМ ЖИДКИМ КИСЛОРОДОМ
©2009 П. П. Стриженко

Ракетно-космическая корпорация «Энергия», г. Королёв

В работе рассматривается расчёт охлаждения камеры перспективного ЖРД с беззавесным охлаждением жидким кислородом. Приведено обоснование выбора конструкции тракта охлаждения, выполнен анализ различных методик расчёта теплового состояния камеры, предложены рекомендации по снижению температуры огневой стенки и по испытаниям камеры.

При разработке современных ЖРД главными задачами является повышение надёжности и снижение стоимости двигателя.
Большой вклад в обеспечение надёжности двигателя вносит камера сгорания (КС), работающая при высоких уровнях давлений и
температур. В существующих двигателях снижение температуры огневой стенки КС достигается за счёт применения завесного
охлаждения, что приводит не только к снижению удельного импульса двигателя, но и к снижению надёжности и усложнению конструкции. В работе [1] предлагается убрать завесное охлаждение, применив в качестве охладителя кислородно-керосинового двигателя не привычный керосин, а криогенный кислород, обладающий более высокими охлаждающими свойствами.
В данной работе рассматривался ЖРД для РБ тягой 50 кН, давление в КС принималось 8 МПа. Целью работы является расчёт теплового состояния стенок камеры ЖРД, охлаждаемого криогенным кислородом, и учёт различных факторов, влияющих на надёжность охлаждения.

Схема течения охладителя, представленная на рис. 1, выбиралась как с учётом улучшения охлаждения критического сечения (в этой области теплоёмкость кислорода должна быть максимальна), так и для организации наземных огневых испытаний камеры без сверхзвуковой части сопла. Криогенный кислород поступает в охлаждающий тракт камеры через входной коллектор, расположенный около критического сечения, и идёт к смесительной головке. Затем по перепускному трубопроводу направляется для охлаждения сверхзвуковой части сопла до стыка с насадком радиационного охлаждения, причём часть сопла охлаждается по петлевой схеме. Огневая стенка выполнена из медного сплава БрХ08 на первом участке охлаждения, остальная часть - из стали 12Х18Н10Т.
Работа полностью:
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

11.03.2012 17:27:03 #42 Последнее редактирование: 28.11.2012 15:32:17 от Salo
Годовой отчёт РККЭ за 2010 год.
http://www.e-disclosure.ru/portal/company.aspx?id=1615

"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

11.03.2012 17:34:00 #44 Последнее редактирование: 28.11.2012 15:37:30 от Salo
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

11.03.2012 17:36:11 #45 Последнее редактирование: 28.11.2012 15:44:44 от Salo
Вестник Самарского государственного аэрокосмического университета, №3(27), 2011, Часть 3, стр 191-198:
http://www.ssau.ru/files/editions/vestnik/vestnik2011_3.3.pdf
ЦитатаУДК 621.453
АНАЛИЗ ОГНЕВЫХ ИСПЫТАНИЙ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ КАМЕР СГОРАНИЯ ЖРД ДЛЯ РБ ТИПА ДМ С КИСЛОРОДНЫМ ОХЛАЖДЕНИЕМ
©2011 А. А. Смоленцев, П. П. Стриженко
Ракетно-космическая корпорация «Энергия», г. Королёв


"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

11.03.2012 17:39:03 #46 Последнее редактирование: 28.11.2012 15:46:57 от Salo
http://krasm.com/doc.php?id=1171
ЦитатаВладимир Колмыков: «Нас ждут грандиозные дела»
29 декабря 2011

Близится к завершению 2011 год. Об итогах работы Красноярского машиностроительного завода и о перспективах предприятия на 2012 год мы беседуем с генеральным директором ОАО «Красмаш» В.А. КОЛМЫКОВЫМ.


- Владимир Афанасьевич, каким был для красмашевцев уходящий год, и что ждет нас в следующем году?

- Он был разным - были успехи и были проблемы, и это нормально. Главное, мы двигаемся вперед.

В ноябре - досрочно - мы совместно с предприятиями кооперации в полном объеме выполнили Гособоронзаказ 2011 года. И это несмотря на трудности его финансирования, которое с нынешнего года идет по новой схеме - путем кредитования под гарантии Правительства Российской Федерации.

Хочется поблагодарить весь наш коллектив и, прежде всего, основное производство за отличную работу. Надежность наших ракет «Синева» была подтверждена пуском 27 июля по плану проверки морских стратегических ядерных сил Министерства обороны Российской Федерации.

Хочу отметить, что в плане следующего года объем работ по РСМ-54 («Синева») останется неизменным. Кроме того, продолжатся опытно-конструкторские работы по темам «Двина-ДМ», «Ускорение-Б», «Технологическая пневмосеть «Персей»» и другим проектам.

В этом году успешно завершены опытно-конструкторские работы, в которых Красмаш участвовал совместно с ГРЦ имени Макеева. 20 мая и 29 сентября состоялись испытательные пуски межконтинентальной баллистической ракеты, изготовленной нашим заводом.

Что касается Федеральной космической программы, в 2011 году были возобновлены пуски по программе «Морской старт». Первый после длительного перерыва старт ракеты-носителя «Зенит-3SL» с разгонным блоком ДМ-SL был успешно осуществлен со стартовой платформы в Тихом океане 25 сентября. Базовый модуль этого разгонного блока изготавливается нашим заводом. В 2012 году мы планируем сдать пять базовых модулей 314ГК для программы «Морской старт». Сейчас мы ведем работы по реконструкции и техническому перевооружению участков производства разгонных блоков.

6 октября нынешнего года нашим разгонным блоком ДМ-SLБ с космодрома «Байконур» был успешно выведен на орбиту космический аппарат «Интелсат-18» по программе «Наземный старт».

В 2012 году в РКК «Энергия» будет проходить испытания двигатель-демонстратор, изготавливаемый Красмашем для модернизированного разгонного блока, предназначенного для выведения космических аппаратов на высокие орбиты. Это многофункциональный маршевый двигатель 11Д58МФ с повышенными энергетическими характеристиками. Работы по его проектированию Красмаш начал в 2009 году, сейчас ведутся работы по изготовлению опытного образца. Окончание работ по наземной отработке 11Д58МФ и его летные испытания в составе разгонного блока планируются на 2015 год. Перспективные разгонные блоки разработки королевской фирмы позволяют обеспечивать высокую точность выведения космических аппаратов большей массы на целевые орбиты. Сегодня по этим параметрам с ними не могут конкурировать другие разгонные блоки, используемые на рынке космических услуг.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

11.03.2012 17:45:23 #47 Последнее редактирование: 28.11.2012 15:48:20 от Salo
Из книги "РККЭ. Первое десятилетие XXI века", стр.314:





Стр.315:

"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

11.03.2012 18:04:10 #48 Последнее редактирование: 28.11.2012 15:58:20 от Salo
Там же стр. 316-320




"Были когда-то и мы рысаками!!!"

DonPMitchell

ЦитатаАвиационные, ракетные, морские, промышленные двигатели. 1944-2000. Справочник.
стр. 250-254
Список:
С1.35800 - управляющий ЖРД ракет семейства Р-7
С1.5400 - ЖРД бока Л
8Д726 - ЖРД третьей ступени ГР-1 (8К713)
11Д121 - ЖРД управления креном на первой ступени Н-1
11Д58 - модификация 8Д726, блок Д
11Б97 - ЯРД
17Д11 - силовая установка ОК "Буран". Состоит из двух 17Д12, тридцати восьми 17Д15 и восьми РДМТ-200К
17Д12 - модификация 11Д58, двигатель орбитального маневрирования "Бурана"
17Д15 - маневровый ЖРД "Бурана"

I have also seen for R-7 vernier engines named S1.1101 and S1.2500.  Were these earlier version of the S1.35800?
Never send a human to do a machine's job. -- Agent Smith

Salo

12.03.2012 01:49:04 #50 Последнее редактирование: 28.11.2012 16:03:08 от Salo
http://www.gazetakoroleva.ru/index.php?arhivyear=2011&month=10&number=2009094&st=105&str_next=0
ЦитатаСоздатель ракетных двигателей



К 90-летию со дня рождения Михаила Мельникова

Герой Социалистического Труда, лауреат Ленинской премии, доктор технических наук, профессор М.В. Мельников (1919--1996) -- представитель знаменитой плеяды ближайших сподвижников С.П.Королёва, учёных, с именами которых были связаны основные этапы становления и высших достижений космонавтики в нашей стране. Михаила Васильевича и Сергея Павловича связывали многие годы плодотворной работы. С 1952 года М.В. Мельников работал у С.П.Королёва в ОКБ-1 начальником отдела, а с 1961 года до конца жизни Сергея Павловича был его заместителем по двигателям.
М.В. Мельниковым был сделан и проведён в жизнь ряд основополагающих научно-технических решений и изобретений в области жидкостных ракетных двигателей и космической энергетики.
Михаил Васильевич родился 26 августа 1919 года в Москве в семье фармацевта. В 1937 году он с отличием окончил десятилетку и поступил на самолётостроительный факультет МАИ. К началу Великой Отечественной войны окончил 4-й курс института. Параллельно учёбе подрабатывал репетиторством и чертёжно-конструкторской работой. В начале войны М.В. Мельников был эвакуирован с авиационным заводом в Сибирь (г. Билимбай), где началась тесная работа с В.П. Мишиным, продолжавшаяся до 1974 года. В эвакуации восемь раз пытался уйти на фронт, но наталкивался на запрет руководства.
В 1941--1943 годах М.В. Мельников участвовал в разработке и создании первого в мире ракетного самолёта БИ-2 конструкции В.Ф. Болховитинова. В это время он освоил не изучавшуюся тогда в институте теорию ЖРД под руководством В.П.Глушко, находившегося в сибирской тюрьме. В 1943--1944 годах М.В. Мельников участвовал в разработках ЖРД многократного действия РД-1 конструкции А.М. Исаева. В 1944 году обосновал возможность создания связанных оболочек в ЖРД. В 1945 году после реэвакуации завода Михаил Васильевич в должности начальника лаборатории переведён в НИИ-1. В 1947 году находился в течение трёх месяцев в командировке в Австрии. К 1949 году Мельников доказал наличие термодинамически равновесного характера процесса истечения в соплах, а в 1950 году предложил метод анализа потерь и расчёта удельного импульса ЖРД. В начале 50-х годов Михаил Васильевич настаивал и после жёсткой борьбы осуществил переход от спиртово-кислородных топлив на керосин-кислородные, что имело целый ряд технических преимуществ. М.В. Мельников являлся инициатором, участником и руководителем разработки и создания принципиально новых кислородно-керосиновых ЖРД.
В 1952 году Михаил Васильевич приказом министра был переведён из НИИ-1 в НИИ-88, а затем в том же году -- в ОКБ-1. Здесь он решил научные, технические и технологические проблемы регенеративного охлаждения кислородно-керосиновых ЖРД керосином, ключевой проблемы разработки двигателей первой межконтинентальной ракеты Р-7, а также проблемы создания сверхзвукового диффузора для испытаний высотных ЖРД на земле.
К 1960 году Михаил Васильевич и его коллектив создали первый ЖРД замкнутой схемы без потерь рабочих компонентов на привод турбонасосного агрегата (ТНА). Было открыто новое направление разработки современных ЖРД -- двигателей замкнутой схемы. В течение 1958--1967 годов была решена проблема отработки ЖРД на утяжелённых режимах для обеспечения их надёжности с помощью гарантированных запасов работоспособности по параметрам, а в 1963--1986 годах -- проблема безотказной эксплуатации ЖРД в полёте (двигатели 11Д33, 11Д58, 11Д58М).
К научно-техническим достижениям Михаила Васильевича следует отнести его разработки в 1952--1958 годах рулевых, управляющих ЖРД С1.1101 и С1.2500 изделия 11К71. Здесь были решены проблемы создания органов управления первой МБР и ракетоносителя Р-7, обеспечения прецизионной точности стрельбы Р-7 по дальности и выведения искусственного спутника Земли (ИСЗ) на заданную орбиту.
В 1958 году М.В. Мельников совместно с С.А. Косбергом создали космический ЖРД блока «Е» изделия 11К72. Здесь впервые были решены задачи создания высотного сопла, «горячего» разделения ступеней ракеты в полёте, запуск двигателя в условиях космического вакуума, что позволило совершить первый облёт Луны (системы «Луна-1», «Луна-2», «Луна-3») и первый полёт человека в космическое пространство («Восток-1», «Восток-2», «Восток-3»).
При создании в 1960 году двигателей 11Д33 -- ЖРД замкнутой схемы для блока «Л» изделия 11К78 -- коллективом отдела под руководством М.В. Мельникова были решены проблемы запуска кислородного ЖРД на орбите после длительного пребывания в состоянии невесомости и космического вакуума (системы «Молния-1», «Молния-2», «Молния-3») и старта автоматической межпланетной станции (АМС) с орбиты ИСЗ на трассы полёта к планетам Солнечной системы («Венера», «Марс»).
В 1967 году под руководством М.В. Мельникова был разработан двигатель 11Д58 многократного запуска и применения для блока «Д» АМС «Венера» и «Марс». Здесь впервые применили криогенный турбопреднасос на баке окислителя -- кислорода и создали насадок сопла ЖРД с радиационным охлаждением. В 1974 году появился двигатель 11Д58М с практически предельными характеристиками для блока «ДМ», и впервые в мире было достигнуто практически полное использование энергии топлива в ЖРД. Этот двигатель до настоящего времени является непревзойдённым в мире в своём классе, изготавливается на РКК «Энергия» и поставляется на международный рынок.
Много сделал Михаил Васильевич для расширения экспериментальной базы по испытаниям двигателей, а впоследствии и новейших энергетических установок. Совместно с И.О.Райковым и Б.А.Соколовым он создавал стенды ЖРД экспериментальной базы НИИТП МОМ в 1945--1952 годах, экспериментально-испытательной станции ЖРД ГКБ РКК «Энергия» в 1953--1970 годах с прецизионным измерением тяги в вакууме и расходов компонентов топлива.
В 1964--1970 годах впервые в энергомашиностроении он, как инициатор и руководитель, осуществил комплексную автоматизацию испытаний ЖРД на базе использования ЭВМ для контроля 180 параметров рабочего процесса систем двигателя и осуществления обратной связи, что обеспечило рост производительности труда в 10--15 раз и привело к существенному повышению качества отработки и гарантии высокой надёжности двигателей.
По инициативе М.В.Мельникова в Уральском электрохимическом комбинате было начато создание электрохимических генераторов на основе водород-кислородных топливных элементов «Волна» для разрабатывавшейся С.П.Королёвым пилотируемой лунной экспедиции, и «Фотон» -- для многоразового транспортного корабля «Буран».
Под руководством М.В.Мельникова в стране зародилась мощная кооперация и экспериментальная и производственная база, задействованы крупные научные центры для создания термоэмиссионной ядерно-энергетической установки для полёта на Марс. Разработаны её физико-технические основы, экспериментально отработаны двигательные и энергетические системы, базирующиеся на тугоплавких металлах (ниобий, молибден, вольфрам) в качестве конструкционных материалов, и щёлочных металлах (литий, натрий, калий) в качестве высокотемпературных теплоносителей, позволивших вплотную подойти к созданию космических ядерных энергетических установок мощностью порядка нескольких МВт.
С начала 60-х годов и особенно интенсивно в последние 10 лет жизни Михаил Васильевич занимался проектом термоядерной двигательно-энергетической установки, сфокусировав в ней весь свой богатый опыт и последние достижения науки и техники.
С 1962 по 1965 год под руководством М.В.Мельникова начинаются разработки новых типов космических двигателей -- электроракетных. Это позволяло ценой снижения абсолютной величины тяги на порядок поднять экономичность и удельную тягу. Разработки таких двигателей и ядерной энергетики для их электроэнергоснабжения проводились Михаилом Васильевичем в НПО «Энергия» и на ряде смежных предприятий, обеспечивающих эти разработки. В 1962 году по инициативе М.В.Мельникова, Д.Д.Севрука и профессора А.В.Квасникова в МАИ, а затем и в МВТУ началась подготовка специалистов для этой новой отрасли техники.
С 1945 года Михаил Васильевич активно учавствует в обучении и воспитании студентов (он профессор с 1958 года). Мельников читает лекции по теории ЖРД в МАИ, МВТУ, ВВИА. Является автором первого учебника по теории ЖРД, активно способствовал развитию учебного процесса и научных исследований, созданию экспериментальной базы вузовских лабораторий. Особенно это относилось к разработкам новейших отраслей техники -- электроракетным двигателям и ядерным энергетическим установкам. М.В.Мельников активно проводил эту тематику в жизнь. Под его руководством за 1955--1984 годы было подготовлено 90 кандидатов и 8 докторов технических наук.
Большое влияние оказал М.В.Мельников на технологическое и материаловедческое обеспечение новейших технических разработок. Это технологии производства изделий из вольфрама, ниобия, ванадия, получение крупных монокристаллов для эмиттерных узлов электрогенерирующих термоэмиссионных элементов, технологические установки для обработки и анализа материалов, изготовления многослойных металлокерамических оболочек высокой теплопроводности для коллекторных узлов и др. Создание термоэмиссионной ядерной энергоустановки (ЯЭУ) большой мощности не было завершено. Но созданный М.В.Мельниковым научно-технический и технологический задел позволил Г.М.Грязнову в ОКБ «Красная Звезда» создать термоэмиссионную ЯЭУ «Топаз-1» мощностью в 6--10 кВт и испытать её в 1988 году в космосе, а НПО «Луч» совместно с РНЦ «Курчатовский институт» создать аналогичную ЯЭУ «Топаз-2».
Чрезвычайно широк был круг научных связей М.В.Мельникова. Президент АН СССР академик А.П.Александров, Президент АН УССР академик Б.Е. Патон, Президент СО АН СССР академик Г.И.Марчук, академики А.М.Прохоров, Г.И.Будкер, Е.П.Велихов и многие другие были непосредственным образом привлечены к разработкам Михаила Васильевича.
За выдающийся вклад в развитие космической техники М.В.Мельников был награждён многими орденами и медалями, в том числе медалью «За оборону Москвы», медалью «За доблестный труд и отвагу в Великой Отечественной войне», двумя орденами Трудового Красного Знамени (1945 г., 1956 г.), орденом Ленина (1957 г., за первый спутник), орденом Ленина и золотой медалью Героя Социали-стического Труда (1961 г., за полёт Ю.А.Гагарина). Он -- лауреат Ленинской премии (1960 г.).
В своих разработках и научных исследованиях М.В.Мельников нередко значительно опережал своё время. Создаваемый им научно-технический задел обеспечивал последующее развитие передовой техники. Своим талантом учёного, конструктора и организатора он оказал решающее влияние на развитие отечественного ракетного двигателестроения и космической энергетики.
Талантливый учёный, порой мечтатель, увлечённый исследователь, далеко вперёд наметивший развитие космической техники и технологий, оставивший после себя многочисленную школу своих учеников и последователей, Михаил Васильевич Мельников надолго останется в нашей памяти.

Виталий МЕЛЬНИКОВ,
доктор технических наук, профессор МАИ
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

12.03.2012 02:08:59 #51 Последнее редактирование: 28.11.2012 16:09:25 от Salo
Тот же автор на ту же тему:
http://www.ihst.ru/~akm/4t33
ЦитатаXXXIII Академические чтения по космонавтике, посвященные памяти академика С.П.Королёва и других выдающихся отечественных ученых - пионеров освоения космического пространства

К 90-летию со дня рождения Михаила Васильевича Мельникова

В.М. Мельников
Московский авиационный институт
(государственный технический университет)

Герой Социалистического Труда, лауреат Ленинской премии, доктор технических наук, профессор М.В. Мельников (1919-1996г.г.) - представитель знаменитой плеяды ближайших сподвижников С.П. Королёва - учёных, с именами которых были связаны основные этапы становления и высших достижений космонавтики в нашей стране. С 1952 г. М.В. Мельников работал у С.П. Королёва в ОКБ-1 начальником отдела, а с 1961 г. до конца жизни Сергея Павловича был его заместителем по двигателям. М.В. Мельниковым был сделан и проведен в жизнь ряд основополагающих научно-технических решений и изобретений в области жидкостных ракетных двигателей и космической энергетики.

В 1941-1943 г.г. М.В. Мельников участвовал в разработке и создании первого в мире ракетного самолета БИ-2 конструкции В.Ф. Болховитинова, а в 1943-1944 гг. - в разработках ЖРД многократного действия РД-1 конструкции А.М. Исаева. В 1944г. обосновал возможность создания связанных оболочек в ЖРД. В 1945 г. после реэвакуации завода Михаил Васильевич в должности начальника лаборатории переведен в НИИ-1 и в этом же году был награждён орденом Трудового Красного Знамени. В 1947 г. находился в течение 3-х месяцев в командировке в Австрии. К 1947-1949 гг. впервые обеспечил и получил практически полное сгорание топлива в камере ЖРД и доказал наличие термодинамически равновесного характера процесса истечения в соплах, а в 1950 г. предложил метод анализа потерь и расчёта удельного импульса ЖРД. В 1952 г. Михаил Васильевич приказом министра был переведен в должности начальника отдела из НИИ-1 в НИИ-88, а затем в том же году в ОКБ-1 МОП. Здесь он решил научные, технические и технологические проблемы регенеративного охлаждения кислородно-керосино-вых ЖРД керосином - ключевой проблемы разработки двигателей первой межконтинентальной ракеты Р-7, а также проблемы создания сверхзвукового диффузора для испытаний высотных ЖРД на земле (1958 г.).

К 1960г. осуществлено создание Михаилом Васильевичем и его коллективом первого ЖРД замкнутой схемы, без потерь рабочих компонентов на привод ТНА. В течение 1958-1967 гг. была решена проблема отработки ЖРД на утяжелённых режимах для обеспечения их надёжности с помощью гарантированных запасов работоспособности по параметрам, и в 1963-1986 гг. проблема безотказной эксплуатации ЖРД в полёте (двигатели 11Д33, 11Д58, 11Д58М).

В 1958 г. М.В. Мельниковым совместно с С.А. Косбергом был создан космический ЖРД блока "Е" изделия 11К72. Здесь впервые были решены задачи создания высотного сопла, "горячего" разделения ступеней ракеты в полёте, запуск двигателя в условиях космического вакуума, что позволило решить проблемы первого облёта Луны (системы "Луна-1", "Луна-2", "Луна-3" ) и первого полёта человека в космическое пространство ("Восток-1", "Восток-2", "Восток-3" ).

При создании в 1960 г. двигателей 11Д33 (С1.5400) - ЖРД замкнутой схемы для блока "Л" изделия 11К78 коллективом отдела под руководством М.В. Мельникова были решены проблемы запуска кислородного ЖРД на орбите после длительного пребывания в состоянии невесомости и космического вакуума (системы "Молния-1", "Молния-2", "Молния-3" ), и старта автоматической межпланетной станции (АМС) с орбиты ИСЗ на трассы полёта к планетам Солнечной системы ("Венера", "Марс" ).

В 1967 г. под руководством М.В. Мельникова был разработан двигатель 11Д58 многократного запуска и применения для блока "Д" АМС "Венера" и "Марс". Здесь впервые был применён криогенный турбопреднасос на баке окислителя - кислорода и создан насадок сопла ЖРД с радиационным охлаждением. В 1974г. был создан двигатель 11Д58М с практически предельными характеристиками для блока "ДМ" и впервые в мире было достигнуто практически полное использование энергии топлива в ЖРД. Этот двигатель долгие годы являлся непревзойдённым в мире в своем классе, изготавливался заводом РКК "Энергия" и поставлялся на международный рынок.

В 1964-1970гг. впервые в отрасли двигателе- и энергомашиностроения он, как инициатор и руководитель, осуществил комплексную автоматизацию испытаний ЖРД на базе использования ЭВМ для контроля 180 параметров рабочего процесса систем двигателя и осуществления обратной связи, что обеспечило в 10-15 раз рост производительности труда и привело к коренному повышению качества отработки и гарантии высокой надёжности двигателей.

Под руководством М.В.Мельникова была создана в стране мощная кооперация и экспериментальная и производственная база, задействованы крупные научные центры для создания термоэмиссионной ядерно-энергетической установки для полёта на Марс. Разработаны её физико-технические основы, экспериментально отработаны двигательные и энергетические системы, базирующиеся на тугоплавких металлах (ниобий, молибден, вольфрам) в качестве конструкционных материалов, и щелочных металлах (литий, натрий, калий) в качестве высокотемпературных теплоносителей, позволивших вплотную подойти к созданию космических ядерных энергетических установок мощностью порядка нескольких МВт. В последние 10 лет жизни Михаил Васильевич занимался проектом создания термоядерной двигательно-энергетической установки.

С 1962-1965 гг. под руководством М.В. Мельникова начинаются разработки новых типов космических двигателей - электроракетных. В 1962г. по инициативе М.В. Мельникова, Д.Д. Севрука и профессора МАИ А.В. Квасникова в МАИ, а затем и в МВТУ были созданы новые специальности, обеспечивающие подготовку специалистов по этой новой отрасли техники.

С 1945 г. Михаил Васильевич активно участвует в обучении и воспитании студентов (профессор с 1958 г.). Он читает лекции по теории ЖРД в МАИ, МВТУ, ВВИА. Под его руководством за 1955-1984 гг. было подготовлено 90 кандидатов и 8 докторов технических наук.

Чрезвычайно широк был круг научных связей М.В.Мельникова. Президент АН СССР академик А.П.Александров, Президент АН УССР академик Б.Е. Патон, Президент СО АН СССР академик Г.И. Марчук, академики А.М.Прохоров, Г.И. Будкер, Е.П. Велихов и многие другие были непосредственным образом привлечены к разработкам Михаила Васильевича.

Талантливый крупный учёный, увлеченный исследователь, сделавший крупнейший вклад в развитие отечественного ракето- и двигателестроения, далеко вперёд наметивший развитие космической техники и технологий, оставивший после себя многочисленную школу своих учеников и последователей, Михаил Васильевич Мельников надолго останется в нашей памяти.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

12.03.2012 02:12:21 #52 Последнее редактирование: 28.11.2012 16:10:32 от Salo
http://lpre.de/energomash/RD-107/index.htm
ЦитатаВследствие отказа ОКБ-456 разрабатывать малоразмерные рулевые двигатели, эта работа была поручена С.П.Королевым начальнику отдела ОКБ-1 М.В.Мельникову, где и был разработан двигатель С1.35800. В конце 1957 - начале 1958 гг. для дальнейшей разработки, подготовки к серийному производству и последующего конструкторского сопровождения все материалы по двигателю С1.35800 переданы из ОКБ-1 в ОКБ-154 С.А.Косберга. Пуски первых экземпляров ракеты Р-7 были выполнены с использованием рулевых агрегатов конструкции ОКБ-1. Однако в процессе летных испытаний и при передаче в серию устанавливались уже рулевые камеры конструкции ОКБ-456 с удельным импульсом на 15 с больше, чем на камере конструкции ОКБ-1. Таким образом, разработка всех компонентов двигателя была сконцетрирована в одном КБ.

Материалы по двигателю С1.35800, переданные из ОКБ-1 в ОКБ-154, предположительно были использованы при создании первого для этого КБ двигателя космического назначения РД-0105.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

DonPMitchell

Maybe I am not understanding the Russian.  Are S1.1101, S1.2500 and S1.35800 all names of R-7 vernier engines?  Maybe S1.35800 is Kosberg's version, and the others are versions built at OKB-1.
Never send a human to do a machine's job. -- Agent Smith

Salo

12.03.2012 11:55:55 #54 Последнее редактирование: 28.11.2012 16:11:26 от Salo
В цитате выше прямо сказано, что чертежи С1.35800 передавали из ОКБ-1 Косбергу. Так что разрабатывали его в ОКБ-1.

Я вот думаю, может быть С1.1101 был предназначен для первоначального варианта семёрки с РД-105 и РД-106?

"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

12.03.2012 12:04:33 #55 Последнее редактирование: 28.11.2012 16:12:08 от Salo
Из справочника "Двигатели":

"Были когда-то и мы рысаками!!!"

DonPMitchell

"В мае 1954 г. ОКБ-1 НИИ-88 направило в ОКБ-456 проект ТЗ на разработку двигателей первой и второй ступеней. В качестве основного варианта предусматривалась разработка ДУ из пяти однокамерных двигателей (четырех для первой и одного для второй ступеней), причем управление РН должно было осуществляться газоструйными рулями на первой ступени и только для второй ступени предусматривалась разработка двух вариантов: с газоструйными рулями или рулевыми камерами, питаемыми от основного ТНА."

  -- Судаков и Рахманин, "Двигатель" 2011.
Never send a human to do a machine's job. -- Agent Smith

Salo

12.03.2012 12:16:24 #57 Последнее редактирование: 28.11.2012 16:13:32 от Salo
http://engine.aviaport.ru/issues/73/page26.html
ЦитатаТЗ на разработку двигателей в редакции, предложенной ОКБ-456, было утверждено С.П. Королевым 4 июля 1954 г., при этом вариант четырехкамерного двигателя рассматривался как резервный.

Однако в процессе детальной проработки возможностей технологического освоения обоих вариантов двигателя специалисты ОКБ-456 пришли к однозначному выводу, что в установленные правительственные сроки однокамерный двигатель изготовлен не будет. Для изготовления камеры требовалось уникальное крупногабаритное оборудование, которое нужно было еще спроектировать, изготовить, довести до получения требуемых параметров и характеристик.

Первая реакция В.П. Глушко и С.П. Королева на такой ход событий была негативная, но жесткие сроки создания Р-7 предопределили выбор варианта двигателя в пользу четырехкамерного. Одновременно с выбором варианта основного двигателя определилась и конструкция узла управления полетом ракеты - были выбраны рулевые камеры. Приоритет ОКБ-456 в предложении четырехкамерного двигателя закреплен соответствующим рацпредложением, поданным конструкторами ОКБ-456 и военпредом при этом КБ.

К чести С.П. Королева и сотрудников его КБ следует отнести то, что они с пониманием отнеслись к трудностям двигателистов, касавшихся преодоления высокочастотных колебаний, и согласились на четырехкамерный вариант основных двигателей, пошли на то, чтобы совместными усилиями преодолеть сложности обеспечения одновременного контролируемого запуска на несамовоспламеняющихся компонентах пяти двигательных установок, включающих в общей сложности 32 камеры (20 основных и 12 рулевых). К тому же при отсутствии ограничений по диаметру двигателей сокращение высоты двигателя благодаря многокамерности позволило заметно укоротить ракету.

При решении вопроса, кому - ОКБ-1 или ОКБ-456 - разрабатывать рулевые камеры, В.П. Глушко предложил сохранить первоначальную договоренность и оставить за ОКБ-1 эту работу. Он мотивировал это предложение тем, что разработка камер относительно малой тяги будет отвлекать ОКБ-456 от работ по основным двигателям, а в ОКБ-1 в подразделении М.В. Мельникова разработана экспериментальная камера, близкая по своим параметрам и характеристикам к требуемой. Имеется также стенд для автономных испытаний этой камеры. Осталось разработать узел подачи компонентов топлива через подвижные элементы крепления рулевой камеры. Такая конструкция создавалась впервые, но квалификация работников ОКБ-1 не вызывала сомнения в успешном решении этой задачи.

После нескольких обсуждений С.П. Королев согласился с предложением В.П. Глушко с условием проведения завершающей отработки камер совместно с основными двигателями на стенде ОКБ-456, и ОКБ-1 приступило к разработке рулевых агрегатов.

На первом этапе огневые испытания проводились на стенде ОКБ-1. Были выявлены слабые места конструкции - прогары в области критического сечения, пролизы внутренней стенки и т.д. Принимаемыми мерами дефекты были устранены. Всего к весне 1957 г. было проведено около 500 огневых испытаний на 285 экземплярах камер.

Вторым этапом стендовой отработки рулевых камер явились их совместные испытания с двигателями РД-107 и РД-108 на стенде № 1 ОКБ-456. При проведении этих испытаний было установлено, что на режиме предварительной ступени в рулевых камерах возникают высокочастотные пульсации давления, а при выходе на главную ступень происходит резкое снижение режима и возникают пульсации давления, приводящие к прогарам огневого днища смесительной головки.

Для устранения указанных явлений по предложению ОКБ-456 был осуществлен переход на новую схему подачи топлива в рулевые камеры, что дало положительные результаты.

Последующие испытания в составе двигательного блока, а затем и всего "пакета" подтвердили эффективность предложенной ОКБ-456 новой схемы питания рулевых камер.

Итоговое заключение о допуске системы рулевых агрегатов к летным испытаниям в составе ракеты Р-7 было утверждено 15 марта 1957 г. главными конструкторами ОКБ-1 и ОКБ-456 С.П. Королевым и В.П. Глушко.

В 1957 г. отработка маршевых двигателей РД-107 и РД-108 находилась в завершающей стадии и в соответствии с имеющимися договоренностями конструкторы ОКБ-456 приступили к совершенствованию разработанной ОКБ-1 конструкции рулевых камер. Это диктовалось необходимостью повышения работоспособности камер в части исключения прогаров внутренней стенки, а также использования более совершенных технологий специализированных двигательных заводов по сравнению с экспериментальным производством ОКБ-1.

Новая конструкция рулевой камеры имеет высокую надежность по устойчивости процесса и охлаждению, а по экономичности на 15...20 кгс·с/кг превосходит вариант первоначально разработанный в ОКБ-1.

Первые товарные партии камер Д166-000 были изготовлены на заводе № 456, затем их изготовление было передано на двигателестроительный завод в Куйбышев. При полете в космос Ю.А. Гагарина использовались рулевые камеры конструкции ОКБ-456.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

12.03.2012 20:31:01 #58 Последнее редактирование: 28.11.2012 16:18:26 от Salo
http://www.buran.ru/htm/odu.htm
ЦитатаОбъединенная двигательная установка (ОДУ)

Объединенная двигательная установка является одной из основных бортовых систем орбитального корабля (ОК) и предназначена для выполнения всех динамических операций в полете.
В штатном (безаварийном) полете двигатели ОДУ обеспечивают стабилизацию ОК в связке с РН (с момента включения II ступени), разделение ОК и РН, довыведение ОК на рабочую орбиту (двумя импульсами), стабилизацию и ориентацию ОК, орбитальное маневрирование, сближение и стыковку с другими КА, торможение, сход с орбиты и управление спуском.
В нештатных ситуациях, т.е. при авариях на активном участке, двигатели ОДУ используются в первую очередь для ускоренной выработки топлива перед отделением от РН (скорость до 70 кг/с) с целью восстановления необходимой центровки ОК (топливо может вырабатываться и после отделения от РН).
В случае экстренного отделения предусматривается срабатывание специальных пороховых двигателей ОДУ.
Кроме чисто динамических задач ОДУ как бортовая система обеспечивает тепловое саморегулирование, самоконтроль и аппаратурное самообеспечение, огневые проверки, связь ОК с наземными системами, а также интеграцию с системой электропитания по хранению и подаче жидкого кислорода.

Впервые в мировой практике для двигательной установки КА используется криогенный окислитель - жидкий кислород и горючее - некриогенный синтетический углеводород синтин с повышенной эффективностью. Применение этого экологически чистого топлива повысило удельный импульс двигателей, но потребовало внедрения на ОК элементов криогенной техники, поскольку кислород хранится и заправляется в жидком состоянии (температура кипения -183ºС).

Особенностью является и то, что в управляющие двигатели кислород подается в газообразном состоянии в отличии от двигателей ориентации, работающих на жидком кислороде.

В состав ОДУ входят:

два двигателя орбитального маневрирования с тягой по 90 кН, пустотным удельным импульсом тяги 362с и с числом включений до 5000 за полет;

38 управляющих двигателей с тягой по 4 кН, удельным импульсом тяги 275...295с (в зависимости от назначения) и числом включений до 2000 за полет;

восемь двигателей точной ориентации с тягой по 200Н, удельным импульсом 265с и с числом включений до 5000 за полет;

четыре твердотопливных двигателя экстренного отделения с тягой по 28 кН и суммарным импульсом тяги по 35 кН с.

Двигатели ОДУ на ОК размещаются с учетом решаемых ими задач. Так, двигатели управления, расположенные в носовой и хвостовой частях фюзеляжа, обеспечивают координатные перемещения ОК по всем осям и управление его положением в пространстве.

Конструктивно ОДУ состоит из отдельных блоков. К основным блокам ОДУ (см. рисунок справа) относятся базовый (3), два хвостовых (БДУ-П, БДУ-Л) (2) и носовой блоки (1), а также соединяющие их пневмогидравлические магистрали.

Работу жидкостных ракетных двигателей и подачу в них топлива обеспечивают:

топливные баки (основные, вспомогательные и дополнительные) со средствами наддува, заправки, термостатирования, забора жидкости в невесомости и т.п.;
средства подачи компонентов топлива к двигателям управления, включая средства газификации жидкого кислорода;

средства поддержания температурного режима окислителя и горючего, а также элементов конструкции;

топливная и газовая арматура и трубопроводы;

приборы, датчики и кабели систем управления и бортовых измерений.

Основные проектные решения были найдены на базе следующих принципиальных положений:

размещение всего запаса жидкого кислорода для маршевых и управляющих двигателей и его хранение в едином теплоизолированном баке при низком давлении (использование глубоко охлажденного до -210ºС кислорода и активных средств его перемешивания позволило избежать потерь на испарение в полете в течение 15...20 сут без применения холодильной машины);

питание двигателей управления газифицированным кислородом, получаемым в специальном газогенераторе (газификаторе) при сжигании в кислороде небольшой доли горючего;

забор жидких топливных компонентов в условиях, близких к невесомости, с помощью специальных заборных устройств на базе мелкоячеистых (капиллярных) сетчатых блоков, расположенных в нижних частях баков;

применение в двигателях управления электрического зажигания, охлаждения газообразным кислородом и избыточного содержания кислорода в камере для исключения образования сажи;

увеличение мощности маршевого двигателя (тяга 90 кН), что позволяет использовать его для ускоренной выработки топлива в нештатных ситуациях, а в перспективе - для повышения общей эффективности многоразовой космической системы за счет включения на активном участке;

поддержание теплового режима ОДУ в нормальном диапазоне собственными средствами (практически автономно от системы обеспечения теплового режима) за счет циркуляции горючего в теплообменном контуре, включающим основной бак;

совмещение профилактической послеполетной очистки внутренних полостей ОДУ с огневыми контрольными испытаниями на технологическом горючем (бензине), проводимыми при межполетном обслуживании;

интеграция ОДУ со смежными системами, в частности с системой электропитания, по средствам подачи и хранения жидкого кислорода;

использование при длительных (до 30 сут) полетах микрокриогенной холодильной машины с минимальным электропотреблением;

включение в состав ОДУ устройств связи со стартовым комплексом, а также элементов смежных систем и конструкций.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

12.03.2012 20:34:05 #59 Последнее редактирование: 28.11.2012 16:20:01 от Salo
http://www.buran.ru/htm/sanin.htm
ЦитатаАвиация и космонавтика № 1 / 1991

В одной упряжке мороз и пламя

В статье "Первый полет" ("Авиация и космонавтика", 1989, N4) авторы В.Кравец и О.Бабков, характеризуя объединенную двигательную установку (ОДУ) орбитального корабля "Буран", пишут, что в ее состав входят 48 двигателей трех размерностей по тяге. Однако сложность и новизна ОДУ определяются не столько количеством двигателей и разнообразием решаемых с их помощью задач, сколько новыми техническими решениями, необходимость которых была вызвана выбором топливной пары "жидкий кислород + углеводородное горючее".

Даже теперь, спустя почти полтора десятилетия, этот выбор не кажется бесспорным для многих специалистов. Дело в том, что для двигательных систем подобного типа использование криогенного топливного компонента, такого, как жидкий кислород, связано с решением множества технических проблем. Ведь до сих пор в мировой практике двигательные установки для орбитальных космических аппаратов создаются исключительно на базе некриогенных топлив либо однокомпонентных (гидразин, перекись водорода), либо двухкомпонентных (окислитель - азотный тетроксид, горючее - производные гидразина). Почти все эти вещества (кроме перекиси водорода) высокотоксичны, а некоторые производные гидразина, кроме того, еще и экологически опасны.

Использование же кислородно-углеводородного топлива позволило значительно повысить энерговооруженность "Бурана", сделать его эксплуатацию более безопасной и экологически чистой. И это особенно важно для многоразовых транспортных космических систем. И еще. Появилась возможность объединить ОДУ с другими бортовыми системами "Бурана", использующими кислород, например, электропитания и жизнеобеспечения.

Техническое своеобразие установки во многом определилось повышенными требованиями к безопасности и надежности, обеспечению многоразовости, выхода из нештатных ситуаций и др. Кроме того, влияние массы топлива на центровку "Бурана" как крылатого летательного аппарата также сказалось на ее техническом облике. И потому неудивительно, что создание ОДУ оказалось очень сложным делом и потребовало многих сил от конструкторов, производственников и испытателей.

Чтобы читатели имели более полное представление о возможностях "Бурана", приведем несколько цифр в дополнение к тому, что уже было сказано в вышеупомянутой статье. Тяга каждого из двух двигателей орбитального маневрирования - 90 кН, их пустотный удельный импульс тяги - 362 с, число включений за полет - до 15. Любой из 38 двигателей управления имеет тягу 4 кН, удельный импульс тяги 275-295 с и число включений до 2000 за полет. Они не только управляют положением, но и обеспечивают перемещение центра масс орбитального корабля в пространстве. А установки прецизионной ориентации (их восемь), каждая с тягой 200 Н, только поддерживают его в определенном положении.

Что касается заправки и хранения компонентов топлива, контроля за их состоянием, управления потоками жидкостей и газов, включения и выключения, то все эти операции выполняются агрегатами пневмогидравлической системы, а также приборами и датчиками систем управления и измерений. Объединение их в конструктивные блоки облегчило условия монтажа и эксплуатации ОДУ.

В то же время применение криогенного окислителя в установке с большим числом двигателей управления, значительно удаленных от топливных баков, рассчитанной на продолжительность орбитального полета до 30 суток, потребовало прежде всего решить две весьма сложные задачи: обеспечить длительное хранение жидкого кислорода в баке при наличии теплопритока извне и постоянное присутствие окислителя (с соответствующими параметрами) на входе в двигатели управления с целью включения их в любой момент полета.

Первая задача была решена за счет глубокого охлаждения (до -210 град. С) кислорода и заправки его в единый теплоизолированный бак, который снабжен средствами перемешивания для выравнивания температуры в полете. В таком состоянии хранится весь запас кислорода, предназначенный как для основных (маршевых), так и для двигателей управления. Все это позволяет избежать потерь в течение 15-20 суток, а более длительный полет будет обеспечиваться с помощью холодильной машины.

Для второй задачи найдено нетрадиционное решение. Питание двигателей управления осуществляется за счет газообразного кислорода, получаемого в специальном бортовом газификаторе путем сжигания в жидком кислороде небольшой доли горючего.

Несколько слов о других решениях, которые отличают ОДУ "Бурана" от существующих. К ним можно отнести: применение в двигателях управления электрического зажигания, охлаждение газообразным кислородом, использование капиллярных заборных устройств. Наличие мощной маршевой установки позволяет сегодня проводить ускоренную выработку топлива в нештатных ситуациях, а в перспективе - повысить общую эффективность системы "Буран-Энергия" за счет включения этих двигателей на активном участке.

Как же действует ОДУ? Напомним, что рабочим телом управления пневмогидравлической системы является гелий, который хранится в шаровых баллонах, погруженных в жидкий кислород. Последовательность и логика работы системы определяются программой и алгоритмами, заложенными в бортовой вычислительной машине и приборах систем управления и технической диагностики.

Перед запуском маршевого двигателя с помощью двух управляющих в течение 20-25 с создается предварительная осевая перегрузка, составляющая 0,001 земной. Под ее действием жидкости в топливных баках приливают к выходным клапанам и запускаются насосы предварительной подкачки, расположенные непосредственно на баках.

В процессе рабойы маршевого двигателя топливные емкости наддуваются гелием, который перед подачей в бак горючего подогревается в регенераторе тепла. После того как выдан заданный импульс тяги, он отключается, закрываются разделительные клапаны и прекращается наддув.

Двигатели же управления питаются окислителем от ресиверов, в которых находится газифицированный кислород при давлении 2,5-5,0 МПа. Его запаса хватает на работу в течение двух-трех секунд десяти таких двигателей. Когда же давление в ресиверах падает до 3,0- 2,5 МПа, по команде соответствующего сигнализатора в работу включаются один или два газификатора окислителя.

Горючее к двигателям управления подается от вспомогательных баков высокого давления, снабженных разделительной мембраной. Предусмотрена и их дозаправка из основной емкости с помощью специального насоса.

Если в процессе выведения произошел отказ одного из двигателей ракеты "Энергия" и должен реализоваться маневр возврата "Бурана" на аэродром вблизи стартового комплекса, то основной задачей ОДУ становится интенсивная выработка и слив топлива из баков для обеспечения необходимой центровки корабля к моменту отделения его от носителя. Для этого предусматривается одновременное включение двух маршевых двигателей, а также сброс газообразного кислорода через специальные патрубки. После отделения "Бурана" от аварийного носителя их работа будет продолжаться до полной выработки топлива.

Надежность работы установки достигается резервированием ее жизненно важных элементов в сочетании с возможностью отключения отказавших и включения резервных элементов. Эти действия выполняет функциональная система контроля, диагностики и аварийной защиты ОДУ. Ее основу составляют бортовые средства, работающие в автоматическом режиме, которые позволяют также проводить защитные операции как экипажем, так и наземным комплексом управления. В бортовую часть системы входит около 100 датчиков различных типов (давления, перепадов давления, температур, вибраций, перемещений) и столько же пневмореле, а также вычислительные устройства и органы управления ОДУ при аварийных ситуациях.

Быстроразвивающиеся и потому особо опасные отказы "роторно-огневых" агрегатов (маршевых двигателей и газификаторов) контролируются специальными вычислительными устройствами - модулями средств аварийной защиты. Опасные последствия отказов, связанных с неисправностями ротора турбонасоса, предупреждаются путем контроля составляющих спектра виброперегрузок.

В других системах ОДУ отказы после их обнаружения развиваются до опасных пределов за время, достаточное для контроля, диагностирования и аварийной защиты с помощью центрального вычислительного комплекса "Бурана" (не менее 0,03 с). В этих случаях основными задачами являются поиск и устранение различных негерметичностей, которые при длительном полете могут привести к потере рабочего тела.

Особое внимание при разработке системы контроля, диагностирования и аварийной защиты обращалось на невыдачу ложных команд и информации.

ОДУ "Бурана" - первая установка нового класса на нетоксичных криогенных топливах. Оценку ее технического уровня можно сделать лишь путем сравнения с функциональным аналогом - вспомогательной установкой космического корабля "Спейс шаттл". Показатели ОДУ "Бурана" существенно превосходят американский аналог по тяге маршевых двигателей (больше чем в три раза) и по их удельному импульсу (выше на 50 с). "Плата" за эти преимущества (включая и нетоксичность топлива) - сложность пневмогидравлической системы ОДУ и, как следствие, увеличенная масса конструкции по сравнению с "Шаттлом" - примерно на 1100 кг.

Из графика видно, что использование криогенной ОДУ дает итоговый выигрыш по массе полезного груза в широком диапазоне характеристических скоростей (от 300 м/с и выше), типичном для большинства практических задач орбитальных кораблей "Буран" и "Спейс шаттл".

И еще. С увеличением характеристической скорости возрастает "ценность" удельного импульса тяги, а также сказывается повышенный энергозапас (суммарный импульс тяги), содержащийся в основной заправке ОДУ "Бурана". Немалую положительную роль играет и возможность объединения ОДУ с системой электропитания по кислороду.

Итак, сделан первый шаг. Впереди - новые полеты, в которые орбитальный корабль "Буран" вновь поведет криогенная ОДУ, объединившая в себе космический холод жидкого кислорода с пламенем ракетных двигателей.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"