Крылья для КОРОНы,крылья для России.Или как нам обогнать и не только Маска.

Автор Юрий Темников, 03.05.2018 02:54:20

« предыдущая - следующая »

0 Пользователей и 1 гость просматривают эту тему.

Юрий Темников

АО «ГРЦ Макеева» продолжает инициативную разработку ранее представленной на чтениях многоразовой одноступенчатой РН «КОРОНА». РН предназначена для выведения полезной нагрузки, в том числе оснащаемой разгонным блоком довыведения, на низкие околоземные орбиты с высотой апогея от 170 до 500 км и высотой перигея от -70 до 500 км при рекомендуемой круговой опорной орбите высотой 170...200 км. РН также обеспечивает возвращение полезных нагрузок на Землю с орбит высотой до 10 000 км при оснащении ее кислородно-водородным многоразовым разгонным блоком или с любой энергетически допустимой орбиты при использовании многоразового орбитального буксира. Допустимый диапазон наклонений опорных орбит от 0° до 110° при использовании как наземных стартово-посадочных площадок, так и морских платформ. Все двигатели РН используют кислород и водород. РН оснащается маршевым двигателем внешнего расширения с усеченным газодинамически компенсируемым центральным телом. РН не имеет одноразовых и отделяемых элементов. При разработке основных агрегатов РН используется модульный принцип, позволяющий напрямую использовать элементы агрегатов РН при разработке других РН. Основной конструкционный материал -- углепластик. Для запуска и посадки используются упрощенные стартовые сооружения. Время подготовки к очередному пуску -- около суток. РН может использоваться в интересах пилотируемой космонавтики при строительстве модульных орбитальных станций и для доставки грузов к ним или к МКС. В настоящее время рассматривается вариант РН со стартовой массой, увеличенной по сравнению с предыдущим с 270 до 295 т, с измененными внешними обводами, улучшающими аэродинамические характеристики РН на участке спуска, с измененной компоновочной схемой, допускающей более широкие компоновочные возможности по размещению взлетно-посадочных амортизаторов (ВПА), приборов и агрегатов. Ожидаемое увеличение массы полезного груза на низкой приэкваториальной орбите для однопусковой схемы составляет 7,4 т по сравнению с 7 т предыдущего варианта. Лобовое сопротивление уменьшено на 2,5 % на трансзвуке, до 39 % на гиперзвуке. Подъемная сила на оптимальных углах атаки увеличена на 38 % на гиперзвуке в верх- 47 XLIV Королёвские академические чтения по космонавтике, 28-31 января 2020 г. Секция 2 них слоях атмосферы и на 28 % на гиперзвуке на высотах 40...50 км, где производится основная часть бокового маневра. Проведены поисково-оптимизационные расчеты по построению траекторий спуска для различных наклонений: 0°, 51,6°, 110° при спуске пустой РН и с полезной нагрузкой для этапов дальнего, среднего, ближнего наведения и посадки. Достигнуты значения бокового маневра от 2300 км до 3200 км в зависимости от наклонения, что позволяет говорить о возможности посадки на космодром вылета для подавляющего большинства наклонений опорных орбит и широт точек старта и посадки не только с первого витка, но и со второго, а в ряде случаев и более. Проведенные расчеты позволили уточнить требования к точности приведения РН в район космодрома и корректно определить алгоритм поведения РН после выхода в район посадки. На участке дальнего наведения необходимо попасть в зону диаметром 3,5 км на высоте 20 км в районе посадочной площадки РН. Остаточной кинетической энергии и подъемной силы достаточно для обеспечения приведения РН к взлетно-посадочной площадке, находящейся при этом на удалении от 7 до14 км от центра зоны прицеливания. Тепловые нагрузки на корпус РН при спуске приемлемы и не превышают 1900 K на сферическом носке РН, на боковой поверхности от 800 К до 1400 K и на корме до 750 K. При взлете и посадке, по результатам численного моделирования, на нижнюю часть ВПА оказывается температурное воздействие до 1600 K в течение от 6 до 8 с, что является приемлемым при ранее предусмотренных решениях защиты амортизаторов. Проведено численное моделирование работы ракетных двигателей малой тяги (РДМТ) стабилизации, ориентации и прецизионных (точных) перемещений, уточнены их характеристики и требования к ним. Обнаружен эффект увеличения момента двигателей крена в нижних слоях атмосферы при взаимодействии струй двигателей с корпусом РН при определенных углах установки РДМТ крена. Оценена возможность использования для увеличения тяги двигателей в нижних слоях атмосферы отрывного режима работы и использования двух фиксированных давлений в камере сгорания РДМТ при одной и той же геометрии сопла для создания при необходимости двух уровней тяги. Проведены работы по уточнению требований к маршевому двигателю, уточнению его состава и конструкции, проведено численное моделирование его работы при выведении с учетом изменения давления атмосферы и при взаимодействии с набегающим потоком с учетом обводов корпуса РН. Исследованы различные комбинации геометрии двигателя, сопел вдува, оценены варианты изменения обводов корпуса РН для улучшения характеристик двигателя. Проведено численное моделирование прогрева стенок центрального тела при выведении и в полете для оценки необходимой теплоизоляции внутренних объемов двигателя. Проведено исследование возможных путей решения проблем создания теплоизоляции внутренних баков и трубопроводов при длительном орбитальном полете РН. Проведено численное моделирование нагрева компонентов во внутренних баках и трубопроводах. Проведено исследование обеспечениz орбитального теплового режима РН. Продолжены исследования и поиск необходимых технологий и конструкционных материалов, увязка их применения с конструкцией элементов РН. Проведены конструкторские проработки ряда элементов РН, как-то соединительные шпангоуты основного бака с отсеком полезной нагрузки, отсека полезной нагрузки, взлетно-посадочных амортизаторов и некоторых других ключевых элементов конструкции РН. 48 Секция 2 XLVI Королёвские академические чтения по космонавтике, 28-31 янва
Вначале было СЛОВО!И Такое......что все галактики покраснели и разбежались.

Юрий Темников

До меня постоянно домогались,с экономикой ВС .Попробуем разобраться.Факты,кто захочет ,найдёт.1.На подьём в 10 км  РН тратит 30%топлива.Т О ВС РН массой 300 т  соответствует старту с земли РН массой 400 т  это не только 100т топлива но и уменьшение сухой массы РН  на треть,соответственно уменьшение на треть её стоимости.2.начальное УИ  вместо 330-400 (РД-701) 3.Тяга увеличена-вакуумная больше.4.Гравиманевр-падение на 2-3 км увеличивает скорость РН  на 200-300 м/сек СМ эффект Оберта.Даже без оного В проекте МАКС Мю ПН Увеличивалась вдвое,около 6%.ВС даёт уменьшение ХС для выхода на НОО около 1000 м\сек,что позволяет не только увеличить Мю ПН но  и упростить Конструктив РН.
Вначале было СЛОВО!И Такое......что все галактики покраснели и разбежались.