И опять про Ангару (вторая часть)

[Дмитрий В.]

ZOOR написал:
 

Дмитрий В. написал:
Дык, согласно Нестерову, рассматривался повторный запуск оптимизированной ступени, а не УРМ-2.

Ну тогда вопросы к нему. До меня эта байда доносилась обрывками когда еще штатный УРМ-2 рассматривали.

Если оптимизированной - она должна была выполнять функции РБ (ориентация и стабилизация на пассивном) + еще и топлива на увод требовалось больше.

Поскольку отработавшие ступени РН должны сходить с орбиты в течение 25 лет. Что при убогом массовом совершенств тоже нехило жрало ПН.

Вспоминаем Нестерова:
1. "!Базовый вариант второй ступени двухступенчатой PH «Ангара-1.2» (Вар. 1) может реализовать только одноимпульсную схему «прямого» выведения КА на рабочую орбиту, поскольку ЖРД второй ступени РД-0124А является двигателем однократного включения. Следует при этом отметить, что для повышения энергетики в составе PH предполагалось использовать облегченные варианты УРМ-2 и переходного отсека с сухими массами 3500 кг и 700 кг соответственно. "

[Дмитрий В.]

Ещё раз вспоминаем (пардоньте за длинную портянку):
"Известно, что энергетически-оптимальным вариантом выведения на средневысотные орбиты является двухимпульсная схема полета, предусматривающая выведение второй ступени PH
в перигей переходной эллиптической орбиты, апогей которой равен высоте рабочей орбиты
КА, пассивный полет продолжительностью 40—60 минут и повторное включение ДУ в апогее
переходной орбиты, обеспечивающее формирование рабочей круговой орбиты.
В первую очередь, определим, насколько эффективным является решение технической проблемы формирования двухимпульсной схемы выведения «в лоб» - путем установки на вторую
ступень PH однократного включения разгонного блока (РБ) на высококипящих компонентах,
обеспечивающего отработку апогейного импульса.
Компоновка трехступенчатого варианта PH «Ангара-1.2» (две ступени и РБ) обозначена как
вар. 2. В качестве разгонного блока используется центральная часть РБ «Бриз-М» с максимальным рабочим запасом топлива до 4,60 т и конечной массой 1,40 т. Массовая сводка PH «Ангара-1.2» по вар. 2 приведена в табл. 7.1.1.
Следует отметить, что одной из особенностей «Ангара-1.2», оказывающей существенное
влияние на энергетику PH, является ее низкая стартовая тяговооруженность, вследствие чего
для обеспечения безударного выхода PH из пусковой установки ее стартовая масса не должна
превосходить 171,0т, что соответствует тяговооруженности 1,15. В этой связи для выдерживания жестких требований по стартовой массе PH и обеспечения падения отделяющейся части
(ОЧ) первой ступени в выделенный район М3 в акватории Баренцева моря приходится уменьшать рабочие запасы топлива. На первой ступени со 128,14 до 122,6 т, на второй ступени с 25,2
до 24,55 т и на РБ с 4,60 т до 4, 10 т.
Табл. 7.1.1. Массовые характеристики PH «Ангара-1.2» с разгонным блоком «Бриз»
Параметр Первая ступень Вторая ступень РБ «Бриз»
Конструкция, т 9,22 3,50 1,20
Рабочий запас топлива, т 122,60 24,55 4,10
Остатки КРТ на момент отделения, т 1,27 0,51 0,20
Травление, т 0,08 0 0,02
Доп. элементы конструкции, т 0,70* 0,28** 0,02
Масса ступени на момент КП, т 133,87 28,84 5,52
Примечание
*Переходный отсен
**Снят передний отсек (-300 кг), добавлен промежуточный отсек (580 кг)
Необходимость снижения заправки РБ объясняется его низкой тяговооруженностью, вследствие чего полет на участке первого включения происходит на больших углах атаки и потери
характеристической скорости на управление превышают 850 м/с. В результате дальнейшее
увеличение рабочего запаса топлива РБ приводит не к возрастанию массы ПН, а к возрастанию
гравитационных потерь характеристической скорости и потерь на управление.
Еще одной проблемой для трехступенчатой PH является необходимость дополнительного
выделения района падения для ОЧ второй ступени. Положение усугубляется тем, что оптимальный район должен располагаться на удалении от старта не менее 4000 км.
Такая дальность определяется необходимостью формирования начальных условий движения РБ, соответствующих навесной траектории полета с апогеем 360 км и начальным углом
тангажа не менее 7,5°. В противном случае потери РБ «Бриз» на управление при доразгоне
будут еще больше. С другой стороны при запуске на орбиту с наклонением 63° трасса пересекает границу Монголии на удалении З400 км от старта, а при запуске на ССО выбранный район
располагается в Канадском секторе Арктики.
Проведенные баллистические расчеты показывают, что вариант PH «Ангара-1.2» с РБ «Бриз»
выводит на рабочую орбиту высотой 1000 км и наклонением 83° ПН массой 1750 кг. Таким образом, как видно из рис. 7.1.2, требование Заказчика по массе ПН, выводимой на средневысотную
круговую орбиту, не удовлетворяется более чем на 600 кг. Кроме того, такая энергетика не обеспечивает выведение КА типа «Метеор-МП» на ССО.
Очевидным недостатком трехступенчатого варианта PH «Ангара-1.2» является также и высокая стоимость PH легкого класса, в состав которой входит полноценный РБ, оснащенный
собственной системой управления и дорогостоящей ДУ многократного включения.
Следует отметить, что PH легкого класса в силу ряда объективных причин имеют меньшую
массовую отдачу по полезной нагрузке, чем PH среднего или тяжелого классов, вследствие
чего они более чувствительны к процессу оптимизации параметров второй ступени. С этой точки зрения УРМ-2, спроектированный из условий прочности конструкции, рабочего запаса
топлива (35,2 т) и диаметра баков под PH тяжелого класса, не является оптимальным
вариантом для PH легкого класса. Таким образом, чтобы радикально повысить энергетику PH
и довести ее до уровня требований Заказчика, необходимо определить комплекс мероприятий
по оптимизации параметров второй ступени с учетом особенностей ее применения в составе
PH легкого класса.
Одним из путей повышения энергетики PH является уменьшение базового диаметра блока
баков второй ступени с 3,6 м до 2,9 м, как показано на рис. 7.1.1, позволяющее снизить аэродинамические потери на участке выведения на 35-60%. Уменьшение диаметра обечаек баков
потребует для снижения массы конструкции оптимизации радиуса днищ баков и величины рабочего запаса топлива второй ступени. В части последнего параметра расчеты показывают,
с учетом ограничения на предельную стартовую массу PH, рабочий запас топлива второй ступени не превосходит 23,0 т.
На базе новой компоновки второй ступени, показанной на рис. 7.1.1, были проанализированы три варианта двигательной установки.
В вар. 3 была рассмотрена вторая ступень с перспективным вариантом ЖРД РД-0124А многократного включения. В настоящей главе не рассматриваются возможные сроки и стоимость
создания такого двигателя, а также вопросы его надежности. Однако следует отметить, что
многолетний опыт эксплуатации единственного в мире кислородно-керосинового ЖРД многократного включения 11Д58, используемого в составе РБ «ДМ», показывает, что обеспечение
повторного запуска «полукриогенного» двигателя до сих пор остается сложной технической
проблемой, сопряженной с возможным возникновением нештатных ситуаций при его повторном включении. Кроме того, требование по реализации повторного включения ДУ приводит
к усложнению ПГС и необходимости оснащения второй ступени дополнительными системами
и агрегатами, увеличивающими ее массу.
В частности, на ступени должна быть установлена система обеспечения запуска (СОЗ), работающая на высококипящих компонентах и обеспечивающая управляемый полет ступени на
баллистической паузе, создание перегрузки перед повторным включением маршевого двигателя, а также увод ступени с рабочей орбиты КА. СОЗ компонуется на базе блоков ДУ малой
тяги и баков высокого давления, используемых на РБ «Бриз». Масса снаряженной СОЗ составляет 160 кг, в том числе конструкция 110 кг и топливо в двух ШБ высокого давления 50 кг.
Доработка ДУ РД-0124А под повторное включение предусматривает установку двух ампул
с пусковым горючим, доработку ЭПК, установку дополнительных ШБ с азотом и гелием для
продувки ДУ после выключения, и управление работой автоматики ДУ при повторном включении. Общее увеличение конструкции ДУ оценивается в 60 кг. Доработки потребует и система подачи топлива, которая будет включать размещение в баке окислителя дополнительных
ШБ с азотом общей массой 250 кг, обеспечивающих наддув практически пустых баков ступени
перед повторным запуском двигателя. Массовая сводка PH по вар. 3 приведена в табл. 7.1.2.
Табл. 7.1.2. Массовые характеристики PH «Ангара-1.2» со второй ступенью повторного включения
Параметр Первая ступень Вторая ступень
Конструкция, т 9,45 2,89
Рабочий запас топлива, т 128,14 23,00+0,05
Остатки КРТ на момент отделения, т 1,28 0,45
Травление, т 0,08 0,04
Доп. элементы конструкции, т 0,36* 0,42**
Масса ступени на момент КП, т 139,31 26,85
Примечание
* Переходный отсек
** ШБ с азотом 250 нг, доработка ДУ 60 кг, СОЗ 110 кг
Расчеты показывают что PH «Ангара-1.2», оснащенная второй ступенью с ДУ повторного
включения, выводит на круговую орбиту высотой 1000 км и наклонением 83° ПН массой 2250 кг,
т.е. почти удовлетворяет требованиям, предъявляемым к энергетике PH. Однако остается нерешенной проблема создания ДУ многократного включения.
По этой причине были рассмотрены альтернативные способы реализации апогейного импульса. Основной мотивацией был тот факт, что при двухимпульсной схеме выведения ПН на круговую
орбиту высотой 1500 км (более высокие круговые орбиты практически не используются) величина апогейного импульса не превышает ЗАО м/с. Для выдачи импульса такой величины маршевый
двигатель второй ступени должен проработать на номинальном режиме всего 5,3 с, что соответствует полному времени работы 7,8 с. При этом расходуется не более 575 кг топлива.
Предлагается отработать апогейный импульс с помощью двигателей СОЗ, увеличив соответственно запас топлива, хранящийся в ШБ высокого давления. Перспективность такого способа выдачи апогейного импульса заключается в простоте технической реализации: 4 блока
двигателей малой тяги используются готовые с РБ «Бриз», ШБ подбираются из имеющейся
номенклатуры из условия размещения 740 кг топлива. Массовая сводка PH по вар. А с интегрированной в состав второй ступени апогейной ДУ малой тяги приведена в табл. 7.1.3.
PH «Ангара-1.2» по вар. А, оснащенная второй ступенью с апогейной ДУ малой тяги, выводит
на круговую орбиту высотой 1000 км и наклонением 83° ПН массой 2300 кг. Выигрыш в массе
ПН по сравнению с вар. 3 определяется в основном уменьшением массы конструкции второй
ступени и ее конечной массы на рабочей орбите. Последнее достигается за счет того, что после отработки первого импульса и выключения маршевого двигателя из баков второй ступени
стравливаются остатки топлива и газов общей массой до 400 кг.
Табл. 7.1.3. Массовые характеристики PH «Ангара-1.2» со второй ступенью с апогейной ДУ малой тяги
Примечание
* Переходный отсек
** Рабочий запас топлива СОЗ
*** Конструкция СОЗ
Недостатком вар. Д являются проблемы с компоновкой большого количества ШБ в межбаковом или хвостовом отсеках и нерациональная схема полета, предусматривающая выведение на рабочую орбиту КА отработавшей на переходной орбите маршевой ДУ и пустого блока
баков.
Проблема была решена в вар. 5 путем перекомпоновки приборов системы управления
и другого оборудования, перенесенных из межбакового отсека в специально выделенный
приборный отсек, расположенный над баком горючего. В этом же отсеке размещается апогейная ДУ. В совокупности приборный отсек, оборудование и апогейная ДУ образуют автономный агрегатный модуль (AM), который отделяется после отработки первого импульса от
второй ступени и дальше функционирует уже самостоятельно. Массовая сводка PH по вар. 5
с отделяемым агрегатным модулем приведена в табл. 7.1.4.
Выигрыш в энергетике PH достигается за счет резкого снижения массы конструкции PH
и остатков топлива, выводимых вместе с ПН на рабочую орбиту. Если в варианте с неотделяемой апогейной ДУ эта масса (конструкция и ЗИМ СОЗ) равна 3160 кг, то в варианте с отделяемым AM она составляет всего 670 кг.
Фактически с учетом массы выводимой ПН конечная масса PH в момент отделения КА на рабочей орбите будет различаться не так значительно. Тем не менее, использование отделяемого
AM позволяет снизить расход топлива на отработку апогейного импульса в 2 раза: с 690 кг до
340 кг.
Табл. 7.1.Д. Массовые характеристики PH «Ангара-1.2» со второй ступенью с отделяемым агрегатным
модулем
Параметр Первая ступень Вторая ступень
Конструкция, т 9,45 2,60+0,65**
Рабочий запас топлива, т 128,16 23,00+0,36**
Остатки КРТ на момент отделения, т 1,28 0,60+0,03**
Травление, т 0,08 0+0,02**
Доп. элементы конструкции, т 0,36* 0,10***
Масса ступени на момент КП, т 139,31 27,16
Примечание
* Переходный отсен
** Параметры АМ
*** Проставна нрепления
296
Параметр Первая ступень Вторая ступень
Конструкция, т 9,45 2,89
Рабочий запас топлива, т 128,14 23,00+0,69**
Остатки КРТ на момент отделения, т 1,28 0,40+0,02
Травление, т 0,08 0,03
Доп. элементы конструкции, т 0,36* 0,25***
Масса ступени на момент КП, т 139,31 27,28Глава 7. Ракета космического назначения легкого класса
PH «Ангара-1.2», вторая ступень которой снабжена отделяемым агрегатным модулем выводит на круговую орбиту высотой 1000 км и наклонением 83° ПН массой 2500 кг. Как видно из
рис. 7.1.2, выигрыш в массе ПН у вар. 5 по сравнению с вариантами второй ступени с ДУ повторного включения и интегрированной апогейной ДУ малой тяги составляет около 250 кг во всем
рассмотренном диапазоне круговых орбит.

[ZOOR]

Дмитрий В. написал:
Вспоминаем Нестерова:

Вспоминайте. Что в этом противоречит моим постам?

"... предполагалось использовать предполагалось использовать облегченные варианты УРМ-2 и переходного отсека с сухими массами 3500 кг и 700 кг соответственно " как раз и соответствует немного "обструганному" ШТАТНОМУ УРМ-2.

[Дмитрий В.]

Ну, и на сладкое - Итог:

[ZOOR]

Дмитрий В. написал:
Ну, и на сладкое - Итог:

То есть пуск А-1.2 должен стоить 170% от Рокота.

30 * 1,7 = 50

Ну и скажите мне, что ЦиХ кого-то обманывал (30 - оптимистично/государственная стоимость)

[pragmatik]

anik написал:
 

ZOOR написал:
И вот вместо того, чтоб прописать "АМ - РБ с лифтированной СУ" появилось уродское "в составе". Что привело к методическим осложнениям, выливающимся в жуткие грабли производства и эксплуатации.

По-моему, это впервые в истории космонавтики, когда разгонный блок маскируют как составную часть ступени.

а что такое разгонный блок? может ли ступень быть разгонным блоком, если может повторно включить ду. Может,

[anik]

ZOOR написал:
Атлас-Центавр был раньше

Не понял, в состав «Центавра» входил отделяемый разгонный блок?

[Старый]

pragmatik написал:
 а что такое разгонный блок? может ли ступень быть разгонным блоком, если может повторно включить ду. Может,

По моему определению в самом общем виде разгонный блок это дополнительная ступень устанавливаемая сверху на ракету-носитель которая (ракета-носитель) может эксплуатироваться и без разгонного блока. По этому определению Центавр и Аджена это разгонные блоки. Это техническое определение. 

 Есть определение функциональное. Разгонный блок это ракетная ступень предназначенная для выведения полезных нагрузок на орбиту с апогеем более 5000 км. Если это отдельно устанавливаемый ракетный блок без которого ракета может эксплуатироваться то это разгонный блок, если это ступень ракеты без которой ракета не эксплуатируется то это верхняя ступень выполняющая функции разгонного блока. 
 
Ну и наконец дополнительная ступень предназначенная для выведения полезных нагрузок на орбиты с апогеем менее 5000 км или круговые орбиты менее 2000 км называется блоком довыведения. 
 Так что по этим определениям рассматриваемый блок Ангары-1.2 это блок довыведения. 

[Дмитрий В.]

Старый написал:
 

pragmatik написал:
 а что такое разгонный блок? может ли ступень быть разгонным блоком, если может повторно включить ду. Может,

По моему определению в самом общем виде разгонный блок это дополнительная ступень устанавливаемая сверху на ракету-носитель которая (ракета-носитель) может эксплуатироваться и без разгонного блока. По этому определению Центавр и Аджена это разгонные блоки. Это техническое определение.

 Есть определение функциональное. Разгонный блок это ракетная ступень предназначенная для выведения полезных нагрузок на орбиту с апогеем более 5000 км. Если это отдельно устанавливаемый ракетный блок без которого ракета может эксплуатироваться то это разгонный блок, если это ступень ракеты без которой ракета не эксплуатируется то это верхняя ступень выполняющая функции разгонного блока.
 
Ну и наконец дополнительная ступень предназначенная для выведения полезных нагрузок на орбиты с апогеем менее 5000 км или круговые орбиты менее 2000 км называется блоком довыведения.
 Так что по этим определениям рассматриваемый блок Ангары-1.2 это блок довыведения.  

Смотрим ГОСТ:
76 разгонный блок ракеты космического назначения; РБ РКН: Часть ракеты космического назначения, предназначенная для доставки одного или нескольких космических аппаратов на орбиты или траектории назначения после отделения от ракеты-носителя.

[Чебурашка]

Занимаетесь какой-то бессмысленной фигнёй - всё, что имеет свой отдельный двигатель(и) и не имеет иного функционального значения, кроме как изменение скорости - это ступень.
А стартовый ускоритель, блок довыведения, разгонный блок - попытки разделить множество ступеней на подмножества.
Причём подмножества пересекаются.

[Старый]

Дмитрий В. написал:
Смотрим ГОСТ:
76 разгонный блок ракеты космического назначения; РБ РКН: Часть ракеты космического назначения, предназначенная для доставки одного или нескольких космических аппаратов на орбиты или траектории назначения после отделения от ракеты-носителя.

-Простите, где мы находимся?
-В гондоле воздушного шара!
-Чёрт бы побрал этих математиков!  :evil: 
-Холмс, как вы догадались что это математик?   
-Элементарно, Ватсон! Он ответил абсолютно точно и абсолютно бессмысленно! 

Саныч, по этому определению блок Л - не разгонный блок. Я уж не говорю о всех зарубежных РН. 

[Дмитрий В.]

Старый написал:
 

Дмитрий В. написал:
Смотрим ГОСТ:
76 разгонный блок ракеты космического назначения; РБ РКН: Часть ракеты космического назначения, предназначенная для доставки одного или нескольких космических аппаратов на орбиты или траектории назначения после отделения от ракеты-носителя.

-Простите, где мы находимся?
-В гондоле воздушного шара!
-Чёрт бы побрал этих математиков!  :evil:
-Холмс, как вы догадались что это математик?  
-Элементарно, Ватсон! Он ответил абсолютно точно и абсолютно бессмысленно!



Саныч, по этому определению блок Л - не разгонный блок. Я уж не говорю о всех зарубежных РН.  

Совершнно верно! Блок Л и не был разгонным блоком - обычный ракетный блок третьей ступени РН.
Точно также не является разгонным блоком третья ступень Ариан-4, например

Гостовское определение КРБ (в отличие от некоторых других в нём) мне понравилось, поскольку совпадает с моим: "Ракетный блок - это часть РКН, обеспечивающая перевод КА с опорной (промежуточной) орбиты на целевую орбиту (траекторию)".

[Старый]

Дмитрий В. написал:
Совершнно верно! Блок Л и не был разгонным блоком - обычный ракетный блок третьей ступени РН.

Я ж и говорю: совершенно бессмысленное чисто бюрократическое определение.

Гостовское определение КРБ (в отличие от некоторых других в нём) мне понравилось, поскольку совпадает с моим: "Ракетный блок - это часть РКН, обеспечивающая перевод КА с опорной (промежуточной) орбиты на целевую орбиту (траекторию)".

Итого вся разница в формальном включении/невключении блока в состав РН? 
 Если допустим фирма Дженерал Дайнэикс включила Центавр в состав РКН Атлас-Центавр то он уже не разгонный блок?  :oops: 
 А если Мартин включил ИУС в состав РКН Титан-402, а Центавр в состав Титана-401 то в мире вообще нет разгонных блоков?  :oops:  Есть только на территории на которой действует ГОСТ?   

[Старый]

А чего ж тогда так волнуются хруники? Пусть объявят этот, как его, разгонным блоком, и ТЗ соблюдено - Ангара-1.2 остаётся двухступенчатой.  :oops: 

[Serge V Iz]

Так тоже нельзя ) В ТЗ написан состав изделия, и если этим ТЗ будет заниматься какой-нибудь твердолобый шессейджи, то дополнительный элемент конструкции туда нельзя будет включить даже ради спасения человечества от близкой неминуемой гибели )

[ZOOR]

Serge V Iz написал:
Так тоже нельзя ) В ТЗ написан состав изделия, и если этим ТЗ будет заниматься какой-нибудь твердолобый шессейджи, то дополнительный элемент конструкции туда нельзя будет включить даже ради спасения человечества от близкой неминуемой гибели )

Не поймет. Двумя постами выше он в двух последовательлных предложениях мешает РН и РКН

Старый написал:
Итого вся разница в формальном включении/невключении блока в состав РН?  Если допустим фирма Дженерал Дайнэикс включила Центавр в состав РКН Атлас-Центавр то он уже не разгонный блок?  

Если Дженерал включила Центавр в состав РН - это уже ступень РН.
Если включила в состав РКН - это РБ.

Поэтому если определен состав комплекса и прописана А-1 и нет для нее РБ - надо или отказываться от работ при изменении требований, либо вводить РБ.
Изменение схемы деления комплекса - это все согласования по новой (см. Нестерова).

Пошли кривым путем и теперь маются. Поскольку не какие- то "шессейджи", а ПЗ при приемке каждого этапа работ проверяет сделанное на соответствие требованиям ТЗ.

[Serge V Iz]

ПЗ (два штуки) выполняют лишь надзорную функцию, они тоже люди с образованием и здравым смыслом. Если заказчик и исполнитель будут  действовать согласованно, и предоставлять разумные обоснования необходимости изменения (дополнения) ТЗ, то вряд ли ПЗ будет им непреодолимой помехой. Но если согласия нет, или включилась чиновничья эта самая... (

[Чебурашка]

Ребята, можно расслабиться и расходиться. "Ангара" уже всех превзошла

[Старый]

ZOOR написал:
 Если Дженерал включила Центавр в состав РН - это уже ступень РН.
Если включила в состав РКН - это РБ.

Поэтому если определен состав комплекса и прописана А-1 и нет для нее РБ - надо или отказываться от работ при изменении требований, либо вводить РБ.
Изменение схемы деления комплекса - это все согласования по новой (см. Нестерова).

Пошли кривым путем и теперь маются. Поскольку не какие- то "шессейджи", а ПЗ при приемке каждого этапа работ проверяет сделанное на соответствие требованиям ТЗ.

 Дженерал Дайнэмикс захотела - включила, захотела - не включила. Решения определяются конструкторскими и функциональными сообраениями а не уставными формулировками. Заказчик платит за спутник на орбите а не за формальные деления ступеней и блоков. А у вас? Тяжело вам. 
 Надеюсь теперь всем понятно почему Америка в космосе а мы в жопе? 

Непонятно только для чего на форум тащат эту бредовую бюрократическую муть. 

[Apollo13]

Дмитрий В. написал:
Смотрим ГОСТ:

Старый написал:
Я уж не говорю о всех зарубежных РН.  

А вам не кажется что применять терминологию из ГОСТ для зарубежных РН бессмысленно? Возможно для зарубежных РН лучше пользоваться переводом зарубежных терминов "booster" - "ускоритель", "upper stage" - "верхняя ступень", а не искать как бы их "правильно" назвали по ГОСТу?

То есть если например верхняя ступень Фалкона Хэви по ГОСТу должна быть третьей, а в SpaceX ее называют второй, то правильно называть ее все же второй.