Переписка с Роскосмосом

[Штуцер]

mihalchuk пишет:
Штуцер, а что бы вы написали в письме (в смысле - как развернули бы ответ)?

Да также. В вопросах передачи топлива.

mihalchuk пишет:
Я как-то не заметил, что в заключении было что-то нарисовано.

Они должны иллюстрировать Ваши идеи своими эскизами???    

В заключении УСВИНКИ РАКА. Управление средств выведения и наземной космической
инфраструктуры Российского авиакосмического агентства.      
правильно обозначена проблема, и спецам тут все ясно.

[mihalchuk]

Я в курсе проблемы. Может быть решена несколькими способами. И любой можно обругать в письменной форме. Поэтому незачем подставляться, проблем помимо этого ещё море, как и везде. К тому же оптимизация решения зависит от типа системы наддува. Короче: я правильно написал.

[mihalchuk]

Штуцер пишет:
Они должны иллюстрировать Ваши идеи своими эскизами???

В заключении УСВИНКИ РАКА. Управление средств выведения и наземной космической
инфраструктуры Российского авиакосмического агентства.    
правильно обозначена проблема, и спецам тут все ясно.

Если в УСВиНКИ есть спецы, то не они писали заключение. И не они подписывали.

[Штуцер]

mihalchuk пишет:
Если в УСВиНКИ есть спецы,

Думаю, что есть. Но я о "спецам тут все ясно".

[mihalchuk]

Штуцер пишет:

mihalchuk пишет:
Если в УСВиНКИ есть спецы,

Думаю, что есть. Но я о "спецам тут все ясно".

Вот оно что... И что же ясно спецам?

[mihalchuk]

Штуцер пишет:

mihalchuk пишет:
В двух удачных случаях созданные СТН («Сатурн-5» и «Спейс Шаттл») не нашли удачного практического применения и исчерпали себя после некоторого периода эксплуатации.

Господа! Вы меня извините, но так президенту не пишут по сложнейшим техническим вопросам.
По личным - да, возможна любая орфография и синтаксис.

Ха! Ещё как пишут:

Основные положения ОСНОВ государственной политики Российской Федерации в области космической деятельности на период до 2030 года и дальнейшую перспективу, утвержденные Президентом Российской Федерации
http://www.federalspace.ru/115/

[Know How /working]

mihalchuk пишет:

Ха! Ещё как пишут:

Основные положения ОСНОВ государственной политики Российской Федерации в области космической деятельности на период до 2030 года и дальнейшую перспективу, утвержденные Президентом Российской Федерации
 http://www.federalspace.ru/115/

Ув. коллеги,

Я уже не в первый раз встречаю в Интернете скептические отзывы о заголовке этого документа, выложенного в сеть Роскосмосом, кстати говоря, после прямого обсуждения целесообразности публикации "Основ политики..." между президентом Путиным, Поповкиным и Сергеем Жуковым во время совещания в Благовещенске. И не могу никак понять, что в данном случае так волнует общественность. Принятый и подписанный документ называется "Основы государственной политики..." . Его публикацию буква в букву сочли в свое время нецелесообразной буквально из-за одного или двух абзацев, содержащих определенные "непопулярные слова". Поэтому взяли текст, изъяли из него эти места и опубликовали как основные положения того документа, который называется "Основы...". Поэтому файл, который лежит на сайте Роскосмоса, и называется "Основные положения Основ...". Возможно, можно было поставить вторые кавычки ("Основные положения "Основ... " , но это уж как там корректоры решили в агентстве. Естественно, документом государственного целеполагания являются "Основы..." , а никакие не "Основные положения Основ...". "Основные положения Основ..." - это только формат публикации, аналогичный ранее выложенным там же "Основным положениям ФКП...". Не более того. Не хочу показаться занудным, но уж эту-то неуклюжесть вполне можно товарищам не инкриминировать...

[mihalchuk]

Know How /working пишет:
Ув. коллеги,

Я уже не в первый раз встречаю в Интернете скептические отзывы о заголовке этого документа,

Это Штуцеру вопрос. Для меня терпимо, было бы содержание.

выложенного в сеть Роскосмосом, кстати говоря, после прямого обсуждения целесообразности публикации "Основ политики..." между президентом Путиным, Поповкиным и Сергеем Жуковым во время совещания в Благовещенске.

Уж не знаю, что что обсуждал 12 апреля уважаемый тов. Жуков в компании столь уважаемых людей, но хронология публикации несколько иная. Сначала было моё обращение к Президенту от 06.05.13, которое начиналось так:

Прошу Вас скорректировать политику в отношении средств выведения космических аппаратов, как не отвечающую интересам государства. На совещании о перспективах развития космической отрасли, состоявшемся в Благовещенске 12.04.13, были представлены основные положения «Основ политики Российской Федерации в области космической деятельности на период до 2030–го года и дальнейшую перспективу». Этот документ не опубликован, но в выступлениях Руководителя Роскосмоса и Заместителя председателя правительства были озвучены планы создания сверхтяжёлых носителей (СТН) с грузоподъёмностью (более 50)-75-130-180 т.

Затем, 8 мая 2013 года Президент дал ряд поручений:

Перечень поручений по итогам совещания о перспективах развития космической отрасли в России
8 мая 2013 года, 10:20

Владимир Путин подписал перечень поручений по итогам совещания о перспективах развития космической отрасли в Российской Федерации, состоявшегося 12 апреля 2013 года в Благовещенске.

Текст документа:
1. Правительству Российской Федерации:
а) подготовить и представить Президенту Российской Федерации предложения по структурированию системы управления ракетно-космической отраслью.
Срок – 1 августа 2013 г.;
б) обеспечить своевременную подготовку проектно-сметной документации на строящиеся объекты космодрома «Восточный» в целях эффективного использования бюджетных ассигнований федерального бюджета.
Доклад – ежегодно, начиная с 2013 года;
...
2. Роскосмосу разместить на своем официальном сайте утверждённые Президентом Российской Федерации Основы государственной политики Российской Федерации в области космической деятельности на период до 2030 года и дальнейшую перспективу, за исключением положений, содержащих сведения, составляющие государственную тайну, и служебную информацию ограниченного распространения.
Срок – 1 июня 2013 г.
Ответственный: Поповкин В.А.

Затем "Основы основ..." стали доступны на сайте Роскосмоса где-то между 20-23 мая.
Надо сказать, что п. б) также может быть связан с обращением - там были приведены оценки создания инфраструктуры. А это был повод задуматься о стоимости строительства космодрома, и тут оказалось, что сметы отсутствуют...

[Туфи]

I have a question about the flow of hydrogen gas needed for the pressurization of tank. I know it depends on the tank and flow of propellant from the tank but I am asking for a range or order of magnitude needed. In my work field there are such devices as hydrogen generators but maximum flow I seen is ridiculously small for your purpose if we talk about rocket and barely usable when we speak of propellant transfer from fuel tank in orbit to a tank on a spacecraft docked to it - 1,2 liters per minute at 6,89 bar.

[mihalchuk]

Туфи пишет:
I have a question about the flow of hydrogen gas needed for the pressurization of tank. I know it depends on the tank and flow of propellant from the tank but I am asking for a range or order of magnitude needed. In my work field there are such devices as hydrogen generators but maximum flow I seen is ridiculously small for your purpose if we talk about rocket and barely usable when we speak of propellant transfer from fuel tank in orbit to a tank on a spacecraft docked to it - 1,2 liters per minute at 6,89 bar.

Думаю, что 3-4 бар будет достаточно, а потребный расход в работающем блоке составит 120 liters per sec.

[Туфи]

mihalchuk пишет:

Туфи пишет:
I have a question about the flow of hydrogen gas needed for the pressurization of tank. I know it depends on the tank and flow of propellant from the tank but I am asking for a range or order of magnitude needed. In my work field there are such devices as hydrogen generators but maximum flow I seen is ridiculously small for your purpose if we talk about rocket and barely usable when we speak of propellant transfer from fuel tank in orbit to a tank on a spacecraft docked to it - 1,2 liters per minute at 6,89 bar.

Думаю, что 3-4 бар будет достаточно, а потребный расход в работающем блоке составит 120 liters per sec.

Thank you for the answer! So we can assume that for making PR stunt or the "Hurray!" type TV show recently popular in the field we already have all technology needed just not space tested and verified. It looks to me that for fuel transfer from "tanker" to spacecraft using hydrogen as pressurization agent made with hydrogen generator you can make such testing mission with little effort. Although it would take several hours to fully transfer fuel on spacecraft like Progress using generators I talked above I think that in my mind there is an idea how better suited one can be made for UDMH and even for N2O4 I have a pretty good idea how it could be done but sadly I believe it could also require Progress modification I presume. Consider testing mission of such profile like tanker (something on the line of what Korolev considered during lunar race) and Progress dock in orbit and transfer fuel from tanker to Progress. Purpose of that? Just a technology demonstration that could vaguely by justified as testing of extending the autonomous Progress mission profile for PR purpose.

[mihalchuk]

Не знаю, может кто подскажет, как увеличить изображение. Так хорошо смотрится в масштабе 200%, но приходится переключаться.

[Patriot]

Всё таки поразительное терпение у Роскосмоса.

[freinir]

Patriot пишет:
Всё таки поразительное терпение у Роскосмоса.

А мне тут на днях в ЦНИИмаше рассказывали, что народ Путину предложения пишет... вот оно к чему оказывается.

[mihalchuk]

Начальнику Управления стратегического планирования
Федерального космического агентства
Ю. Н. Макарову
от Михальчука Михаила Владимировича



[ответ на УСП-1661-ОГ от 20.02.2015]
Предложена оценка надёжности полётов с использованием сложных логистических схем.
Предложено выделить в отдельный класс схему перелёта с использованием ОЗК.
Претензии к надёжности схемы полёта с использованием ОЗК безосновательны.
Баллистические проблемы при использовании ОЗК для полётов к Луне и планетам не являются существенными при выборе варианта развития космонавтики в пользу ОЗК.
Готовность к созданию проекта.

     
                                            Уважаемый Юрий Николаевич!

   Мною получено письмо УСП-1661-ОГ от 20.02.2015, в котором приведены дополнительные замечания к моим ответам, изложенным в письме от 19.01.2015. Они разделены на три группы:

1. Надежность. Выражено сомнение в обоснованности игнорирования процесса доставки топлива на ОЗК при расчёте общей надёжности целевых миссий (в письме шла речь о полётах к Луне) с использованием заправки на ОЗК, а также в обоснованности оценки надёжности отдельных этапов миссии к Луне.
    Приводя оценки надёжности, я полагал, что в Роскосмосе и ЦНИИмаш специалисты в этом вопросе определились с подходом к сложным логистическим схемам. Основания для этого были, так как уже два года, как амбициозные космические планы объявлены в присутствии Президента России. Эти планы включают и лунную базу, где предполагается производство топлива из местного сырья. Если развивать дальше логику подхода к надёжности, изложенную в письме от Роскосмоса, то окажется, что надёжность миссии на лунную базу будет ниже, чем в целинные районы Луны, и связано это будет с тем, что надёжность оборудования лунной базы отличается от 100%. Такой подход нельзя считать корректным, так как запас топлива как на ОЗК, так и на лунной базе будет формироваться заблаговременно незадействованными в миссии средствами. Так как в этом вопросе отсутствует ясность, предлагаю впредь для оценки надёжности миссий учитывать только те события, которые связаны с риском потери целевой полезной нагрузки. При этом следует договориться, что любая цельная часть полезной нагрузки перестаёт считаться целевой в момент выполнения своей задачи.
    Именно такому подходу соответствует таблица расчёта надёжности в моём письме, полученном Вами из Управления Президента Российской Федерации по работе с обращениями граждан и организациями (исх. от 21 января 2015 г. № А26-02-4593311). В двухпусковой схеме с использованием РН-80 потеря посадочно-взлетного комплекса (ПВК) на пути к Луне означает прекращение миссии. Несмотря на то, что при этом теряется часть целевой нагрузки (около половины матчасти, о чём и было сказано в письме), миссия будет сорвана. Нужно будет восполнить утраченное индивидуальное снаряжение, начать цикл подготовки ПВК, что означает перенос сроков и вероятность замены экипажа. Аналогично, такая же ситуация посчитана для миссии через ОЗК – утрата ПВК на пути к ОЗК означает неудачу миссии.
    Если же всё-таки в двухпусковой схеме (как с ОЗК, так и без) исключить из рассмотрения доставку ПВК до точки встречи, то надёжность схем с РН-160 и РН-80 уравняются (0,913), но схема полёта через ОЗК окажется вне конкуренции (расчётная надёжность – 0,996). Этот параметр имеет следующий смысл: надёжность миссии в операциях с экипажем на борту до, включительно, выведения на окололунную орбиту.
    Как я полагаю, причиной этой дискуссии стала неудачная классификация полётных схем, использующаяся в настоящее время. Предлагаю классифицировать схему с выведением через ОЗК, как отдельную от одно- и многопусковых.
    Основания для оценок надёжности отдельных этапов схем не были приведены, так как это увеличило и без того немалый объём письма. Однако, представлялось, что специалисты могут оценить правдоподобность расчётов. Для двух ступеней РН «Союз» надёжность известна, для третьей ступени она принята на уровне блока «И» с учётом того, что газогенератор метанового ЖРД будет работать по сладкой схеме, а ступень – использоваться часто. Для РН «Ангара», как неотработанного изделия, надёжность недостоверна, она взята на уровне надёжности коммерческой РН в предположении, что интенсивная эксплуатация позволит отработать скрытые дефекты технологии и довести надёжность до приемлемого уровня. Надёжность этапа перелёта оценена с использованием опыта полётов на орбитальные станции. РН-80 и РН-160 пока являются гипотетическими, и их надёжность оценить невозможно. Поэтому был принят минимальный уровень надёжности, который мог быть заложен в техническом задании при разумном подходе к затратам. Отдельные значения по составляющим надёжности можно подвергнуть сомнению, но их коррекция не изменить общего результата: претензии к надёжности схемы полёта с использованием ОЗК безосновательны.

    2. Обеспечение оперативности запусков к Луне и планетам при использовании ОЗК. Не возражая моим оценкам о существовании 17 оптимальных дат в год для полётов на Луну с использованием ОЗК, в этом пункте указывается на важность свойства оперативного пуска к Луне, и том, что ОЗК проигрывает в этом вопросе наземному старту. Если моих аргументов оказалось недостаточно, можно рассмотреть вопрос подробнее. При наземном старте оптимальным можно считать каждый день. Насколько это свойство существенно, и при каких условиях? Полагаю, что оно очень существенно для однопусковой схемы. РН для однопусковой схемы будет иметь относительно малый уровень отработки и большой объём контролируемых параметров. Отмена или перенос пуска будут иметь высокую вероятность, особенно в первые годы эксплуатации. Так как на старте будут задействованы большие ресурсы, перенос пуска на большой срок будет означать большие экономические потери.
   В случае пуска с ОЗК ситуация иная, так как в работе комплекса задействуется гораздо меньше систем, чем при пуске с Земли. По сути, нужно будет запустить ракетный блок с ДУ, имеющей в своём составе 3 ЖРД, причём достаточно двух для обеспечения выведения. В такой ситуации вероятность срыва пуска значительно (примерно на два порядка) меньше, чем при пуске с Земли, и баллистические ограничения не являются существенными.
   Для двухпусковой схемы ценность оперативного старта уменьшается, так как при втором пуске он ничего не даёт. Носитель и наземный комплекс должны быть отработаны до высокой надёжности пуска в срок.
   Наличие ОЗК сделает ненужной лунную орбитальную станцию, которая упоминается в письме УСП-1661-ОГ, что упростит задачу полёта к Луне.
   Межпланетные перелёты. Оптимальная ситуация для запуска аппарата на межпланетную траекторию возникает при совпадении плоскости опорной орбиты с плоскостью орбиты планеты в момент, соответствующий возможности перелёта по гомановской траектории. Для орбиты высотой 400 км и наклонением 51° такая ситуация возникает дважды в ~76 суток с примерно равными промежутками времени. Такие промежутки кажутся большими, чтобы быть удобными и не требующими дополнительных затрат топлива. Однако, к вопросу следует подойти и с другой стороны. Нужно сопоставить значимость ОЗК вместе со всей инфраструктурой (хотя бы в единицах стоимости) с программой межпланетных исследований. И тогда окажется, что сегодня этот вопрос неактуален. Если же рассмотреть техническую сторону, то можно увидеть, что третья кислородно-метановая ступень от РН «Союз» может сообщить полезному грузу (масса ~10 т) скорость, ненамного (~200-300 м/с) превышающую вторую космическую. Вопрос сводится к тому, как использовать эту прибавку. Возможно, будут технические сложности в 100%-й заправке блока топливом в условиях невесомости, и, если предусмотреть небольшой недолив, эта прибавка уйдёт. Тогда схема выведения межпланетного аппарата (МА) будет включать три этапа:
1.   Выведение на близкую к предельной эллиптическую орбиту с помощью повторно используемого блока.
2.   Разворот плоскости орбиты в апогее средствами МА.
3.   Разгон в перигее и выведение на межпланетную траекторию с помощью двигательной установки МА.
   В целом же задачи этой темы отличаются большим разнообразием, требуют разных технических подходов и схемных решений, а у баллистиков есть множество способов решения тех или иных задач.
   Подводя итог рассмотрения этого вопроса, можно с уверенностью сказать, что баллистические проблемы при использовании ОЗК для полётов к Луне и планетам решаемы и не являются существенными при выборе варианта развития космонавтики в пользу ОЗК.

По п.3. В этом пункте ставится несколько вопросов на основе развиваемого видения способа снабжения ОЗК топливом с помощью модифицированнной РН «Союз», которое не соответствует моим предложениям. Раскрою их сущность в упрощённом виде.
Выполняется модификация кислородно-метанового блока 3-й ступени РН «Союз» путём наращивания топливных баков для вмещения дополнительного количества топлива. Это количество, по грубым оценкам, составит около 10,5-11 т, что означает около 13 куб. м дополнительного объёма. Описание этого блока приведено в технической записке. После выведения ступени на опорную орбиту, её перехватывает межорбитальный транспортировщик и буксирует к ОЗК. Из баков ступени извлекается возможно большее количество топлива, не менее 95% в виде перелива жидкости, остатки – перегонкой. Предполагаемые потери – менее 1% топлива. Оптимальный способ извлечения остатков предстоит выбрать из нескольких в ходе исследовательской работы. Ожидаемые затраты топлива транспортировщика будут вдвое превышать затраты ПКК «Союз» при перелёте с опорной орбиты к орбитальной станции. Наклонение и высота орбиты ОЗК выбираются из соображений удобства и максимальной эффективности системы.
По замечанию о неиспользовании водорода в транспортной системе. Основания для выбора компонентов топлива изложены в технической записке. Кислородно-метановое топливо позволяет решить все перспективные задачи и представляется разумным с точки зрения цена/достигаемые возможности. Если в дальнейшем найдутся средства и переход на кислородно-водородное топливо будет экономически обоснован, возможен апгрейд транспортной системы под эти компоненты.
По остальным замечаниям п.3.

*   Понятно, что обращение с криогенным топливом на орбите не будет простым занятием. Но как бы ни были серьёзны проблемы транспортировки топлива, их необходимо будет решить. То, что в мировой практике эта проблема не решалась, не является аргументом – у других участников КД не сложилась потребность или отсутствуют предпосылки для такого пути развития.
*   В моём предложении не предполагалась разработка по существу новой РН среднего класса. Не берусь сказать, как будет классифицирована эта РН по правилам проектирования отрасли, и какие дополнительные расходы повлечёт такая классификация, но фактический объём работ предполагает разработку модификации РН «Союз» с заменой третьей ступени. При переходе к такой модификации предполагается полное сохранение конструктива первых двух ступеней, задействование прежних алгоритмов управления до отделения второй ступени, использование прежних зон отчуждения для падения отработанных блоков. Нагрузки (силовые – продольные, изламывающие, аэродинамические и т. д.) не превысят максимальных значений, реализованных в модификациях РН «Союз» под разные ПГ.
*   Для лунной программы фактически придётся создавать новую РН. При этом значительная часть расходов будет иметь причиной то, что в своё время Российское авиационно-космическое агентство пустило процесс разработки РН «Ангара» на самотёк, проигнорировав, в том числе, и мои предложения, означавшие когнитивный поход к созданию этой РН.

Итогом вышесказанного становится то, что возражения по предложенной мной транспортной системе, включающей ОЗК, изложенные в письме Роскосмоса исх. от 17 декабря 2014 г. № УСП-12301-ОГ закрыты моими разъяснениями полностью.

По предложению подготовить совокупный проект с обоснованным техникоэкономическим анализом ОЗК, орбитальных буксировщиков, орбитального завода по переработке отработанных конструкций в полезные космические конструкции. Мои предложения по уровню проработки являются концептуальными, и они замещают концепцию использования РН сверхтяжёлого класса при полётах на Луну и к другим удалённым целям. По моему мнению, концепции, использующие РН СТК нереализуемы практически по причинам, которые я изложил в письме на имя Президента от 06.05.2013, имеющегося в Агентстве. Тем не менее, есть видение схем и технологий, которые могут быть положены в основу реального воплощения концепции с использованием ОЗК. Это значит, что совокупный проект требуемого уровня может быть подготовлен. Согласно РК-98-КТ, создание, производство и эксплуатация комплексов и входящих в них составных частей, систем, агрегатов (приборов) должны проводить по договорам (контрактам) с заказчиком по следующим этапам:
- аванпроект (техническое предложение);
- эскизный проект;
- разработка рабочей документации на опытные изделия комплекса и макеты;
...
Если Роскосмос выступит заказчиком проекта, то проект может быть подготовлен в рамках коммерческой организации «Энергообменные технологии», являющейся инициатором исследований концепции орбитальной заправки. При этом требуется понимание того, в каком состоянии находится организация и какой она имеет уровень компетенции во внутриотраслевых отношениях. Потребуется практически 100% авансирование работ. Замечу, что многие отраслевые предприятия и организации готовят проекты инициативно, однако такие проекты подразумевают активное участие этих предприятий и организаций в их осуществлении. На таких условиях можно попытаться найти средства от третьей стороны, но это потребует дополнительного времени и гарантии генподрядных работ по следующим этапам.
При этом моё участие в подготовке проекта до его всесторонней оценки не будет означать изменение моего мнения относительно перспектив РН СТК.
   

С уважением,
Михальчук М. В., инженер
10.03.2015

[mihalchuk]

[mihalchuk]

Уважаемый г-н Президент!

                   Прошу Вас дать указание Руководителю Роскосмоса Игорю Анатольевичу Комарову рассмотреть моё обращение, так как Роскосмос в лице начальника Управления Стратегического планирования Ю. Н. Макарова в нарушение Закона N 59-ФЗ "О порядке рассмотрения обращений граждан Российской Федерации" отказался от переписки со мной.

Обращение находится в приложенном файле.

С уважением,
Михальчук М. В.

_____________________________________________________________________________

Руководителю

Федерального космического агентства

И. А. Комарову
 от Михальчука Михаила Владимировича


                                          Уважаемый Игорь Анатольевич!

       13.04.2015 г. мной получено письмо УСП-3520-ОГ от 13.04.2015 г., в котором Начальником Управления стратегического планирования Ю. Н. Макаровым сообщается о решении Роскосмоса прекратить со мной переписку по итогам рассмотрения моих обращений от 5 марта 2015 г. (вх. ОГ-254) и от 11 марта 2015 г. (вх. ОГ-275). В связи с этим сообщаю следующее.

1. Обращение от 5 марта 2015 г. (н/вх.  ОГ-254) - содержало моё мнение о перспективах пилотируемой космонавтики и носило информационный характер. В нём не было просьб, вопросов и других поводов, требующих ответа. Письмо предназначалось Руководителю Роскосмоса с пометкой «лично», то есть, оно не предназначалось для последующей публикации или рассмотрения широким кругом лиц, так как открытое обсуждение некоторых изложенных в нём моментов могло нанести репутационный ущерб Роскосмосу. Привлечение специалистов ЦНИИмаш к рассмотрению обращения и решение о прекращении переписки по его итогам являются самодеятельностью.
2. Частью обращения от 11 марта 2015 г. (вх. ОГ-275) было предложение, касающееся классификации сложных схем полётов методики оценки их надёжности. Признаков рассмотрения этого предложения в письме УСП-3520-ОГ не обнаружено. Других предложений это обращение не содержит. В письме УСП-3520-ОГ решение о прекращении переписки обосновывается тем, что в очередной раз предлагается использование орбитального заправочного комплекса, что не соответствует действительности.

Из вышесказанного следует, что решение Роскосмоса о прекращении переписки со мной не имеет законных оснований.


Для того, чтобы понять роль обращения вх. ОГ-275 для дальнейших действий, необходимо воспроизвести хронологию:

06 мая 2013 года – обращение, в котором приведено семь доводов против продолжения исследовательских работ по носителю сверхтяжёлого класса (РН СТК) с оценкой их значимости. Это обращение было сделано по итогам совещания 12.04.2013 г. в г. Благовещенске, где было объявлено о планах создания РН СТК.

07 июня 2013 года – ответ на обращение (УСП-4439-ОГ), в котором выражено мнение, что мои доводы основаны на недостаточно достоверной информации и недостаточно аргументированных допущениях, прежде всего в области экономических оценок и рисков.

11 августа 2013 года – обращение с разъяснениями по оценке экономических и технических рисков.

21 ноября 2014 года – повторное обращение с предложением прекратить работы по РН СТК, с приложением в виде технической записки, где указан альтернативный способ достижения целей в космосе. Обращение сделано в связи с раскрытием планов полётов к Луне и суммы затрат на разработку РН СТК, которая оказалась больше ожидаемой.

17 декабря 2014 года – письмо УСП-12301, содержащее заключение ЦНИИмаш и заключение УСВ и НКИ по предложениям, изложенным в технической записке. В этих документах возражения были представлены в виде вопросов и мнений, предложенный способ был рассмотрен изолировано, без сравнения с предлагавшимся Роскосмосом. Одним из главных возражений было то, что предложенная схема по классификации Роскосмоса выглядела многопусковой.

21 января 2015 года – обращение с разъяснениями по всем возражениям из заключений УСП-12301.

20 февраля 2015 года – письмо УСП-1661-ОГ с дополнительными вопросами.

11 марта 2015 года – обращение с разъяснениями по вопросам письма УСП-1661-ОГ.

Таким образом, все возражения Роскосмоса по моему обращению от 21.11.2014 г. закрыты разъяснениями, расчётами, оценками в двух последующих обращениях. Информация, представленная в этих двух обращениях, является новым доводом в пользу рассмотрения моих предложений (п. 1 статьи 5 Федерального закона № 59-ФЗ «О порядке рассмотрения обращений граждан Российской Федерации», так как содержит сведения, о которых Роскосмос ранее не знал или имел неверное представление. В связи с этим прошу повторно рассмотреть моё обращение от 21 ноября 2014 года, с учётом предоставленной новой информации.

При этом следует принять во внимание и новые обстоятельства - итоги состоявшегося 24 февраля 2015 года НТС Роскосмоса, посвящённого разработке РН СТК грузоподъёмностью 80-160 т. НТС констатировал невозможность разработки РН СТК в сегодняшних экономических условиях, то есть, сработал один из семи доводов моего обращения от 06 мая 2013 года. НТС рекомендовал продолжить разработку технологий РН СТК и рассмотреть для полётов на Луну многопусковую схему с использованием предельно форсированного носителя «Ангара А5В» с верхней водородной ступенью грузоподъёмностью 35 т. В связи с этим дальнейшее рассмотрение обращения зависит от того, последует Роскосмос рекомендациям НТС, или примет другие решения.

П. 1 статьи 10 Федерального закона № 59-ФЗ «О порядке рассмотрения обращений граждан Российской Федерации» требует провести «объективное, всестороннее и своевременное рассмотрение обращения, в случае необходимости - с участием гражданина, направившего обращение». Объективность может быть достигнута применением исчерпывающего набора критериев оценки предложений, сделанных в обращении. Всестороннее рассмотрение означает сравнительный анализ сделанных предложений со схемой полётов к Луне, которую рассматривает Роскосмос, при параллельной эксплуатации низкоорбитальной станции и, возможно, параллельной разработке РН СТК. Своевременность рассмотрения предполагает согласование позиций сторон до момента, позволяющего при необходимости провести НТС и внести изменения в ФКП-2025 до объявленного срока представления этого документа в Правительство РФ (10 июня 2015 года).

Прошу также при составлении документов по оценке моих предложений соблюсти минимальные квалификационные требования к ним: указать фамилию, инициалы, должность, учёную степень составителя каждого пункта, а также оценку значимости этого пункта для принятия общего решения.

С уважением,
Михальчук М. В., инженер
20.04.2015

[mihalchuk]

Как-то так...

[mihalchuk]

Руководителю Федерального космического агентства
И. А. Комарову
от Михальчука Михаила Владимировича


                                         Уважаемый Игорь Анатольевич!

В 2003 году организация «Энергообменные технологии», которую я возглавлял, предложила Роскосмосу (Федеральному авиационно-космическому агентству) к рассмотрению концепцию ракеты-носителя А7, являющейся семиблочной модификацией РН «Ангара». Предложение было сделано в рамках общей концепции развития средств выведения. Итогом рассмотрения концепции стало Заключение ЦНИИмаш № 4447-30 от 28.04.2003, в котором ЦНИИмаш не сделал даже имитацию рассмотрения свойств предлагаемой компоновки, сославшись на то, что схемы перелива рассматривались разработчиком. В последующем идея носителя А7 потеряла актуальность и была забыта. Так как заключение № 4447-30 в целом представляет собой малограмотную писанину, а ответственные работники Агентства в то время не смогли этого понять, есть сомнения, что предлагаемая компоновка изучалась, или что объём исследований по ней был достаточен для исчерпывающих выводов. Об этом говорит и отсутствие к 2003 году заявок на интеллектуальную собственность при том, что схема А7 содержит элементы новизны.
Концепция А7 создавалась из соображения оптимизации производственных и эксплуатационных издержек, и в этом отношении она, возможно, представляет собой совершенство. Исходя из того, что доля стоимости носителя в стоимости пусковых услуг составляет около половины, а доля наземных эксплуатационных расходов – более трети, при создании концепции А7 была выбрана стратегия минимизации производственной и наземной пусковой инфраструктуры. Результат – при существенно большей грузоподъёмности, А7, в отличие от РН «Ангара А5И», имеет один тип двигателя и меньшее число топливных баков, а также несколько преимуществ, указанных ниже.
Сегодня, когда работы по РН «Ангара» дошли до стадии начала подготовки производства, а НТС Роскосмоса рекомендовал подготовить аванпроект по РН «Ангара А5В», компоновка А7 снова становится актуальной. В связи с этим прошу дать задание соответствующим подразделениям Роскосмоса найти сведения о результатах исследований компоновки А7, описание которой прилагаю, и провести предварительный сравнительный анализ с РН «Ангара А5И» и РН «Ангара А5В» в плане отличий в стоимости их производства и эксплуатации. При этом отдельно учесть влияние на стоимость следующих факторов:

1.   Отсутствие на РН А7 верхней ступени.
2.   Меньшее количество баков основного пакета и связанных с ними систем (измерения, управления, наддува и т. д) и приборов.
3.   Конструктивные упрощения из-за уменьшения количества баков: уменьшение числа днищ (наиболее трудоёмких в изготовлении частей), суммарной длины топливных трубопроводов и кабельной сети.
4.   Отсутствия у боковых модулей межбаковых отсеков.
5.   Упрощение технологии изготовления и очистки баков боковых модулей за счёт их гладкостенной конструкции.
6.   Упрощение изготовления и эксплуатации РН из-за сокращения числа заправочных разъёмов до одного на каждый компонент топлива.
7.   Использование на боковых модулях упрощённых двигателей без карданного подвеса (при управлении разнотягом достаточно качания всего двух камер двигателей на боковых модулях в одной плоскости).
8.   Упрощение обслуживания на старте из-за меньшей высоты РН (незначительно – для РН «Ангара А5И» и существенно для РН «Ангара А5В»).

Концепция А7 предлагалась в 2-х вариантах – с унифицированным и увеличенным диаметром центрального блока. Сегодня, в связи с освоением диаметра 3,6 м для УРМ-2, было бы удобно применить его на ЦБ А7, что позволит сделать все модули одной длины. В любом случае, предлагаю до окончания стоимостного анализа по пп. 1-8 вопросы конкретного воплощения идеи (стоимость системы перелива, способ крепления и отделения модулей и т. д.) не поднимать. Эти вопросы решаемы, но сложны в оценке, а факторы, приведённые выше, легко посчитать в период подготовки производства, когда выполняется калькуляция технологических операций. Полученная информация позволит лучше понять возможности технологии перелива компонентов топлива между модулями и получить ценовые ориентиры по её возможной реализации. Не исключено, что появится и повод поработать с особенностями Технического задания на стартовый комплекс для ракет семейства «Ангара» на космодроме Восточный.
Добавлю, что преимущества А7 могут быть частично реализованы в РН с пятиблочным пакетом (рис. 3), при этом система перелива имеет некоторые упрощения. Такая РН, включающая блок «И», по моим подсчётам, может выводить на ~4 т больше, чем РН «Ангара А5И». В целом же три способа – верхняя водородная ступень, перелив компонентов и форсирование двигателей на 10% в течение первых 40 с с момента старта дают в отдельности примерно одинаковый прирост грузоподъёмности.



С уважением,
Михальчук М. В.
08.06.2015

Приложение – на 4 л.


 

                                                           Описание РН А7
   А7 – трёхступенчатая ракета-носитель, состоящая из семи модулей, собранных по схеме «пакет». Один из модулей – центральный двухбаковый, шесть остальных – однобаковые, четыре из которых имеют в своём составе бак горючего, и два – бак окислителя (рис. 1). Топливная пара – керосин + ж.кислород. Тип ЖРД на всех блоках – РД-191. Для обеспечения двигателей топливом РН оснащена системой перелива компонентов между блоками, схема которой приведена на рисунке 2. Порядок отделения боковых модулей: 1 ступень – 2 модуля окислителя, 2 ступень – остальные 4 модуля.
   Грузоподъёмность А7 составляет 36-40 т и имеет возможности к увеличению. Разброс величины грузоподъёмности обусловлен особенностями исполнения РН: степенью расширения сопла центрального модуля, циклограммой расхода топлива по модулям, а также массовым совершенством боковых модулей. Чувствительность грузоподъёмности А7 к массовому совершенству конструкции модулей 2-й ступени до 2,5 раз ниже, чем у РН «Ангара А5И» к массовому совершенству боковых модулей. Кроме того, у А7 имеет смысл установка на центральном блоке выдвижного соплового насадка, в то время, как его использование на РН «Ангара А5И» не даёт существенного эффекта.
   А7 при тяговооружённости 1,4 может быть уведена от старта при отказе сразу двух двигателей на первых секундах полёта. Это даёт возможность увеличения грузоподъёмности путём наращивания стартовой массы под расчётный случай отказа только одного двигателя. Такому решению будет способствовать возможность аварийного сброса модулей первой ступени, последствия падения которых будут существенно менее разрушительны, чем в случае двухбаковых модулей.
А7 не требует глубокого дросселирования ЖРД центрального модуля в полёте и форсирования всех двигателей на старте.

[mihalchuk]