РН Союз-3 (Онега, Аврора, Ямал)

[Дмитрий В.]

Включая Зенит, Днепр, Рокот, Старт, Космос-3М. Ну, и Ишим за компанию :lol:

Ну зачем уж так утрировать  

Намек понял! Утрировать буду не так :lol:

[Fakir]

Мне кажется что есть смысл сделать одну ступень  для Протона и Союза 2-3 , тем более параметры очень близкие.

И еще УКВБ Ангары туда же. Даешь общую водородную верхнюю ступень для всех ракет!

Включая Зенит, Днепр, Рокот, Старт, Космос-3М. Ну, и Ишим за компанию :lol:

Дмитрий, так вы как-то не высказались в явном виде - возможна унификация верхних водородных ступеней хотя бы для Протона и клонов Союза?

[Дмитрий В.]

Мне кажется что есть смысл сделать одну ступень  для Протона и Союза 2-3 , тем более параметры очень близкие.

И еще УКВБ Ангары туда же. Даешь общую водородную верхнюю ступень для всех ракет!

Включая Зенит, Днепр, Рокот, Старт, Космос-3М. Ну, и Ишим за компанию :lol:

Дмитрий, так вы как-то не высказались в явном виде - возможна унификация верхних водородных ступеней хотя бы для Протона и клонов Союза?

Да.

[Salo]

Я бы уточнил, что все военные грузы. Коммерческие грузы нельзя запланировать, можно продать РН для их запуска.
Насчёт того что две ракеты государство не потянет я согласен.
Вот только когда будет запущена Ангара  А1.1-1.2 ?
По оследней информации в 2011-2012 году. Пока нет ещё двигателя РД-191, нет старта  для Ангары. Пока строится только один  и тот в Плесецке. По Байтереку судя по всему пока всё тихо.
Кроме того двигатель РД-191 превосходит  НК33-1 в основном по одному параметру- давлению в камере сгорания:

                                 НК33-1              РД-191

Тяга на земле             185 тс               196 тс
Тяга в вакууме            202,6 тс           212,6  тс
УИ на земле                304,9 с             310,7 с
УИ в вакууме              333,9 с             337 с
Масса сухого                                     2200 кг
Масса залитого           1715 кг
Давление в КС           175 кг/см2       263,4 кг/см2
Высота                     3513/4720 мм     4000 мм      
Диаметр                    1490/2520 мм    1450 мм  
И самое главное у  НК 33-1 данные реальные,  у РД 191 прогноз.

Добавлю: попадание посторонней частицы в 1-2 мм приводит к катастрофе  на Sea -Launch. НК33 испытывали бросая стружку в двигатель. лата за высокое давление в КС.

[Fakir]

Мне кажется что есть смысл сделать одну ступень  для Протона и Союза 2-3 , тем более параметры очень близкие.

И еще УКВБ Ангары туда же. Даешь общую водородную верхнюю ступень для всех ракет!

Включая Зенит, Днепр, Рокот, Старт, Космос-3М. Ну, и Ишим за компанию :lol:

Дмитрий, так вы как-то не высказались в явном виде - возможна унификация верхних водородных ступеней хотя бы для Протона и клонов Союза?

Да.

Имеется в виду - не по двигателям и отдельным узлам, а именно одна и та же ступень, только с разной "степенью заправленности"?

[hcube]

Тогда уж лучше недозапаравить УРМ, а не водородную ступень. Ее заправка значительно больше влияет на ПН, чем заправка первой ступени. Более того, тяговооруженность этой самой водородной ступени при уменьшении ПН на более легкой ракете будет, понятно дело, еще увеличиваться, так что имхо недозаправлять вторую/третью ступень смысл есть если только она совсем уж нетяговооруженная, как скажем КВРБ в связке с УРМ.

[Salo]

А.Коваленко

Salo писал(а):
Два варианта слева из интервью Н.Н.Севастьянова в НК №7 за 2006 г.
Правый добавлен мной, но в принципе он подробно описан как Аврора в книге С.Уманского "Ракеты-носители. Космодромы" . Разница в том что в Авроре на блоке А стоит НК 33 с рулевыми двигателями РД 0110Р, а на Союзе 2-3 - НК33-1 у которого есть возможность отклонять сопло и так управлять вектором тяги. Боковушки в варианте справа стандартные с модифицированным РД 107 от Союза 2-1а.
А как блок А с двигателем НК33-1 управляется по крену?

Нашёл ответ в НК №4  2002г  в интервью с ведущим конструктором СНТК "Двигатели НК" А.И.Ивановым об особенностях и перспективах НК-33-1.

Двигатель более чем на 95% состоит из агрегатов и частей исходного НК-33. Кроме насадка, мы ввели шарнирный подвес для качания ЖРД по двум осям (рама - наша, "сустав" шарнира и, возможно, привод - воронежский, с "водородника" РД-0120), форсировали двигатель и, по просьбе ракетчиков, изменили компоновку трубопроводов. В ближайшем будущем - опять же, если нас попросят, - обеспечим отбор горячего газа для рулевых сопел по крену, упростим ДУ ступени, отказавшись от автономного четырехкамерного управляющего двигателя.
   Неохлаждаемый сопловой насадок, изготовленный из углерод-углеродного композиционного материала, а также реечный электромеханизм для его развертывания делает для нас НПО "Искра" (г.Пермь) - предприятие, специализирующееся на мощных РДТТ различной размерности. Мы уверены, что это им по силам, хотя задача отнюдь не тривиальна - ведь раскладывание насадка происходит, что называется, "на струе" - во время работы двигателя.
   Обычно у РДТТ сначала развертывается сопло, а потом включается двигатель. Нам же нужно сопло с двумя режимами работы (на малой и большой высоте), и выключить ЖРД для его развертывания мы не можем.

[Salo]

Цитата:
А.Коваленко

А как блок А с двигателем НК33-1 управляется по крену?

Нашёл ответ в НК №4 2002г в интервью с ведущим конструктором СНТК "Двигатели НК" А.И.Ивановым об особенностях и перспективах НК-33-1.

Двигатель более чем на 95% состоит из агрегатов и частей исходного НК-33. Кроме насадка, мы ввели шарнирный подвес для качания ЖРД по двум осям (рама - наша, "сустав" шарнира и, возможно, привод - воронежский, с "водородника" РД-0120), форсировали двигатель и, по просьбе ракетчиков, изменили компоновку трубопроводов. В ближайшем будущем - опять же, если нас попросят, - обеспечим отбор горячего газа для рулевых сопел по крену, упростим ДУ ступени, отказавшись от автономного четырехкамерного управляющего двигателя.

[Salo]

И ещё интересная информация здесьhttp://www.ihst.ru/~akm/30t16.htm:

ОАО «СНТК им. Н.Д. Кузнецова»

ЖРД НК-33-1 является модификацией базового двигателя НК-33, которая включает в себя систему качания, сопла крена, теплообменники для наддува баков окислителя и горючего, бустерный насосный агрегат окислителя и выдвижной сопловой насадок.

[Salo]

В пресс-релизе у Железнякова за  20.03.2007 / 00:06 "   На самарском "ЦСКБ-Прогресс" подготовлен проект модернизации ракеты-носителя "Союз-2" " была опущена часть информации. Полностью можно посмотреть здесьв пресс-релизе за 16.03,2007: http://www.samspace.ru/News/press_rel.htm
Цитирую:

Основное отличие   РН "Союз-2-3" от РН "Союз-2" заключается в использовании центрального блока новой разработки (с увеличением на 50 т заправляемого топлива по сравнению с центральным блоком РН "Союз-2" и с увеличением диаметра блока при сохранении его длины).
 
На блоке используется более совершенный по энергетическим характеристикам маршевый двигатель НК-33-1 (в кардановом подвесе). Базовый двигатель НК-33 создавался в 1969-1977 гг. для "лунного" носителя Н1. В настоящее время 53 двигателя имеются в хранилище СНТК им. Н.Д. Кузнецова.

Для использования в составе РН "Союз-2-3" двигателю НК-33 потребуется некоторое дооснащение.  Кроме того, предстоит решить такой проблемный вопрос как подтверждение сохранения свойств применяемых материалов и работоспособности двигателя НК-33 в целом после длительного времени хранения (34 года). Для доработки, испытаний и развертывания серийного производства двигателей потребуется подготовить производственную и испытательную базы на СНТК им. Н.Д. Кузнецова, ОАО "Моторостроитель" и предприятиях кооперации.

Далее там же:

Специалистами отрасли  был положительно оценен эскизный проект РН "Союз-2-3". В частности, в заключении ЦНИИМаш (Центрального научно-исследовательского института машиностроения) указывается, что  сжатые сроки разработки комплекса (до 4 лет) и высокие технико-экономические показатели обеспечат его конкурентоспособность на мировом рынке космических услуг. Применение на центральном блоке двигателя НК-33-1 с более высокими в сравнении с РН "Союз-2" характеристиками (по тяге и удельному импульсу тяги) позволит существенно (на 38%) повысить грузоподъемность носителя. Имеющегося запаса двигателей достаточно для эксплуатации носителя в течение 10-12 лет (при прогнозируемом годовом темпе пусков 4-5). За это время можно возобновить производство двигателей, в том числе за счет средств от коммерческой эксплуатации носителя, и реализовать варианты дальнейшего совершенствования ракеты космического назначения.
 
20 февраля 2007г. в ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс" проведен расширенный научно-технический совет с участием ОАО "Моторостроитель" и ОАО СНТК им. Н.Д. Кузнецова, на котором рассмотрена концепция создания РН "Союз-2-3" с двигателем НК-33. В решении НТС отмечается, что проект может быть реализован в кратчайшие сроки, порядка четырех лет, и с минимальными затратами финансовых средств. В целях активизации дальнейших работ и подтверждения концепции использования двигателей НК-33 в проекте РН "Союз-2-3" решено провести в 2007г. и начале 2008г. огневые стендовые испытания двух двигателей НК-33 на стенде ОАО "Моторостроитель" с минимальными затратами и максимальным использованием собственных средств предприятия. Это должно еще раз подтвердить верность курса модернизации РН славного семейства "Союз" и обеспечить государственную поддержку проекта.

[Salo]

Сначала должен выразить свою глубокую благодарность Дмитрию В. за предоставленный улучшенный спредшит Ратмана,учитывающий плотность атмосферы, данные по Союзу У и Союзу 2-1б, а также подробные инструкции по солверу и другую техническую информацию.
  Поскольку Союз2-1б, уже не только летает , но и падает на территорию США , попробовал проанализировать дальнейшую модернизацию Союза.
Как уже говорилось Союз2-3 создаётся на базе проекта Аврора, с той разницей , что на Блоке А вместо НК-33 с рулевым двигателем РД-0110Р использется двигатель НК-33-1 с качающимися соплами и управлением по крену дополнительными соплами с отбором газов видимо от газогенератора.  Раздвижной сопловый насадок на первом этапе не используется.
Боковушки (блоки Б,В,Г,Д) используются в неизменном виде от Союза 2-1б

1 ступень:
Стартовая масса 1 ступени 4х 43400 кг = 173600 кг
Конечная масса 1 ступени  4х 4860 кг = 19440 кг
(масса конструкции 3784 кг+ масса невыработанных остатков топлива и газов 1076 кг )
Двигатель РД-107А.
УИ у земли     263,3 с.
УИ в вакууме  320,2 с.
Тяга в вакууме 104 тс.
Тяга первой ступени в вакууме 4х104 = 416 тс.
Время работы 1 ступени 120 с.

2 ступень:
Стартовая масса 2 ступени  153000 кг.(IMHO) РЗТ увеличен на 50000 кг.
Конечная масса 2 ступени  15200 кг .(IMHO)
Масса конструкции 9800 кг(увеличена в 1,6 раза за счёт увеличения диаметра до 3,44 м)+ масса невыработанных остатков топлива и газов 5400 кг.
Двигатель НК-33-1.
УИ у земли     304,9 с.
УИ в вакууме  333,9 с.
Тяга в вакууме 104 тс.
Тяга 2ой ступени в вакууме 202,6 тс.
Наддув баков гелием.
Время работы 1 ступени 229 с.

3 ступень:
Стартовая масса 3 ступени  37000 кг.(IMHO)
Конечная масса 3 ступени  4760 кг .(IMHO)
Масса конструкции 3800 кг(увеличена в 1,5 раза за счёт увеличения диаметра до 3,464 м)+ масса невыработанных остатков топлива и газов 960 кг.
Двигатель РД0124.
УИ в вакууме  359 с.
Тяга в вакууме 30 тс.
Время работы 3 ступени 387 с.

ГО 2000 кг со сбросом на 183 с.

Космодром Байконур
Апогей 199,898 км.
Перигей 200,07 км.
Наклонение орбиты 51,7 градуса.
Результаты расчёта на спредшите Ратмана:

Получаем ПН 11013,2 кг при ХС 9019,5 м/с
Стартовая масса ракеты 376613 кг.
Максимальное ускорение 3,5g.

[Salo]

Теперь о следующих возможных модернизациях.
Самый простой вариант это установка на НК-33-1 раздвижного соплового насадка .
По данным в НК  и на сайте Гостя 22 http://www.lpre.de/sntk/NK-33/modif.htm#NK331 НК33-1  с раздвижным сопловым насадком имеет следующие параметры:
УИ на земле       304,9 с
УИ в вакууме      347,9 с.
Тяга на земле     185 тс
Тяга в вакууме   210,6 тс
При расчёте в спредшите Ратмана получаем с Байконура:

Апогей   200,201 км
Перигей  199,764 км
Наклонение 51,7 градуса.
ПН  11827,8 кг.
Характеристическая скорость 8994,55 м/с.

[Salo]

Следующим этапом будут заменены ЖРД на первой ступени. Планируется установка двигателя РД-0155  разработки КБХА и завода Красмаш.

Информации о нем немного.

1-й источник НК №8 за 2004 год  стр.46 статья Т.Варфоломеева и А.Шлядинского " РД0155К - новая разработка КБХА и завода Красмаш".
Согласно статье двигатель имеет две маршевые КС от ЖРД РД-0233(Двигатели первой ступени межконтинентальной баллистической ракеты РС-18 ) конвертированные с НДМГ-АТ на кислород-керосин, с повышением удельных параметров.
Приводятся следующие данные по ЖРД:
Тяга на Земле         80 тс.
Тяга в вакууме       90 тс.
УИ на Земле           297 с.
УИ в вакууме         333 с.
Интегральный УИ   315 с.
Давление в КС      180  атм.
Соотношение компонентов  2,6.
Масса сухая          950 кг.
Габариты без рулевых агрегатов:
Высота                1720 мм.
Макс.диаметр      1710 мм.

[Salo]

2-ой источник очень краткая информация на сайте завода "Красмаш"
http://www.krasm.com/catalog/?section=14
Двухкамерный ЖРД РД0155К на экологически чистых компонентах топлива.
Магистральное направление конверсии ФГУП "Красмаш" - использование технологий и высвобождающихся мощностей для изготовления ракетно-космической техники гражданского назначения.

ЖРД предназначен для 1, 2-ой ступеней ракетно-космических комплексов.

[Salo]

Третий источник это собственный сайт КБХА http://www.kbkha.ru/rus/22.php?type=3&id=30

РД-0155
НАЗНАЧЕНИЕ:
использование в составе первых ступеней перспективных
ракет-носителей
ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ:
 
Компоненты: окислитель жидкий кислород
                    горючее  керосин
Тяга на Земле, кгс (кН)                                       92000 (902,5)
Удельный импульс тяги на Земле, кгс с/кг (м/с)  295,8 (2901,8)
Давление в камере, кгс/см2 (МПа)
основная камера                                                 180 (17,6)
рулевая камера                                                  160 (15,7)
Масса двигателя, кг                                           1150

[Salo]

Во всех трёх источниках приведена одна и та же иллюстрация с двумя основными камерами у двигателя.
Тяга у Земли в НК указана 80 тс, а на сате КБХА 92 тс.
Сухая масса 950 и 1150 кг соответственно.
Но если в первом случае речь идёт о двигателе без РА, то во втором приводится давление в рулевой камере.
Можно предположить, что разница 92 тс-80 тс= 12тс это тяга РА у Земли.
Поскольку  согласно сайту КБХА планируется использовать двигатель на первой ступени ракет Аврора и Онега (читай по новому Союз2-3 и Союз-3) можно предположить по аналогии с РД-107А, что рулевых камеры должно быть две.
Таким образом РА это двухкамерный двигатель, с качающимися камерами, с тягой  у земли одной камеры 6 тс, массой одной камеры 100 кг, давлением в КС  160 атм. и УИ у Земли около 295 м/с.

Что это за двигатель?

Смотрим на том же сайте двигатель РД0124  http://www.kbkha.ru/rus/22.php?type=3&id=27

ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ:
Количество камер сгорания 4.  
Компоненты:
окислитель  жидкий кислород
горючее  керосин
Тяга в пустоте, кгс (кН) 30000 (294,3)
Удельный импульс тяги в пустоте, кгс с/кг (м/с) 359 (3522)
Давление в камере, кгс/см2 (МПа) 160 (15,7)
Масса двигателя, кг  500

Если пересчитать на одну камеру получаем:
Тяга в пустоте, кгс (кН) 7500 (73,65)
Удельный импульс тяги в пустоте, кгс с/кг (м/с) 359 (3522)
Давление в камере, кгс/см2 (МПа) 160 (15,7)
Масса двигателя, кг  125

Теперь пересчитаем параметры одной камеры двигателя с помощью спредшита Ратмана на уровень Земли  приняв УИ равным 295 с
 и получим тягу у Земли 6,163 тс.

Значит можно утверждать, что двигатель РД-0155 это ЖРД с двумя маршевыми КС от РД0233 и двумя РА с КС от РД-0124.

[Salo]

Теперь рассмотрим вопрос замены РД107А на первой ступени на РД-0155К. Главная проблема состоит в том, что у РД 107А соотношение компонентов 2,47, а у РД-0155К- 2,6.
Эта проблема обсуждалась ещё в статье в НК №7 за 2004 год. Авторы статьи посчитали ,что менять соотношение компонентов очень сложно, в связи с необходимостью менять технологию изготовления конических баков, что может привести к перекомпоновке всего пакета.
Выход они видят в том, чтобы работать на неоптимальном соотношении компонентов, поскольку разница примерно 5%.
Мне кажется, что поскольку всё равно практически заново создаётся центральный блок и третья ступень с увеличенным примерно в полтора раза запасом топлива. Кроме того в хвостовом отсеке находятся тороидальные баки перекиси и жидкого азота, надобность в которых отпадает, в связи с переходом на наддув гелием и работой  газогенератора ЖРД РД-0150К на основных компонентах топлива.
Кроме того высота РД0155  1145 мм меньше (1720 мм против 2865 мм), а также меньше и максимальный диаметр (что  уже не так важно).
 
Масса бокового блока Союза 2-1б   43,4 т.
 Масса топлива и компонентов  при сухой массе ступени 3,8 т,составит 39,6 т. Имеем:
Жидкий кислород 27,2 т.
Керосин  11т.
Перекись  1,1 т.
Жидкий азот 0,3т.

Замена азота на гелий позволит уменьшить  запас гелия  до 10  кг (меньшая молекулярная масса, большая газовая постоянная и т.д.).
Здесь я снова должен выразить благодарность Дмитрию В. за помощь в оценочных расчётах   .
Перекись  тоже не нужна.
Увеличиваем запас кислорода на 1,1+0,3=1,4т.
Получаем 27,2+1,4=28,6 т.
Керосин не меняем 11т.
Соотношение компонентов 28,6т/11т=2,6.
Есть два пути

Неоптимальный но дешёвый:
Вместо тороидального бака перекиси и шар баллонов с жидким азотом
ставим дополнительный бак с жидким кислородом на 1,4 т, не меняя объема и формы остальных баков. Это приведёт к некоторому утяжелению конструкции , но экономит деньги.

Оптимальный:
Полная перекомпоновка ступени с увеличением бака кислорода,. Это дороже но позволяет облегчить конструкцию.

[Salo]

Нашёл ещё один вариант Ямала на замену Ангаре. Материал старый за 2001 год. В Журнале НК я его не встречал. Не знаю обсуждали ли на форуме. Если обсуждали - дайте ссылку. :lol:

Нашёл три источника.
Первый
http://www.sciteclibrary.ru/rus/catalog/pages/5322.html

КОНЦЕПЦИЯ РН "ПОЛЕТ" И ПЕРСПЕКТИВНЫХ РОССИЙСКИХ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ НА БАЗЕ ЭЛЕМЕНТОВ КОМПЛЕКСОВ РН "ЯМАЛ" (РН "АВРОРА") И "ВОЗДУШНОГО СТАРТА"

Концепция проекта "Воздушный старт" предусматривает его интеграцию с перспективными российскими средствами выведения, которые в настоящее время создаются на базе технологий РН "Союз", блока "ДМ" и созданных по проекту Н1-ЛЗ маршевых двигателей НК-33 и НК-43:

вторая ступень РН "Полет" и космические разгонные блоки перспективных РН "Ямал" являются унифицированной разработкой;
использование блока первой ступени РН "Полет" в качестве модульного ракетного блока первых пакетных ступеней РН "Ямал" позволяет достичь на этих ракетах-носителях грузоподъемности РН "Зенит" (два модульных блока), РН "Протон" (четыре модульных блока) и даже достичь грузоподъемности 25-29 т (шесть модульных блоков), что дает новые возможности перспективным российским средствам выведения.

Второй
http://www.telesputnik.ru/archive/74/article/38.html

Также при разработке РН "Полет" РКК "Энергия" попутно намерена модернизировать РН "Союз". Этот проект идет уже достаточно давно (под разными названиями — РН "Русь", РН "Ямал", РН "Союз-2" и РН "Аврора"). Использование на РН "Союз" двигателей НК-33 и НК-43, разработанных еще в конце 60-х по советской лунной программе, предположительно увеличит грузоподъемность ракеты. При этом вторая ступень РН "Полет" и разгонные блоки РН "Аврора" являются унифицированной разработкой. К тому же прорабатывается проект использования первых ступеней РН "Полет" в качестве моделей пакета первой ступени РН "Аврора". При установке двух модульных блоков можно достичь грузоподъемности РН "Зенит", при установке четырех — РН "Протон", при установке шести — 25-29 т на низкую орбиту. Тут, правда, опять возникает масса вопросов и сомнений — например, установка шести ускорителей в пакет "семерки" выдвигает уже совсем другую задачу — практически разработку новой РН. Ну а пока даже старт РН "Аврора", сделанной по классической схеме королевской "семерки", год от года все откладывается.

И третий
http://mdb.cast.ru/mdb/2-2001/mas/yalvaaf/

[Oleg]

Нашёл ещё один вариант Ямала на замену Ангаре. Материал старый за 2001 год. В Журнале НК я его не встречал. Не знаю обсуждали ли на форуме. Если обсуждали - дайте ссылку. :lol:

Нашёл три источника.
Первый
http://www.sciteclibrary.ru/rus/catalog/pages/5322.html

КОНЦЕПЦИЯ РН "ПОЛЕТ" И ПЕРСПЕКТИВНЫХ РОССИЙСКИХ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ НА БАЗЕ ЭЛЕМЕНТОВ КОМПЛЕКСОВ РН "ЯМАЛ" (РН "АВРОРА") И "ВОЗДУШНОГО СТАРТА"

Концепция проекта "Воздушный старт" предусматривает его интеграцию с перспективными российскими средствами выведения, которые в настоящее время создаются на базе технологий РН "Союз", блока "ДМ" и созданных по проекту Н1-ЛЗ маршевых двигателей НК-33 и НК-43:

вторая ступень РН "Полет" и космические разгонные блоки перспективных РН "Ямал" являются унифицированной разработкой;
использование блока первой ступени РН "Полет" в качестве модульного ракетного блока первых пакетных ступеней РН "Ямал" позволяет достичь на этих ракетах-носителях грузоподъемности РН "Зенит" (два модульных блока), РН "Протон" (четыре модульных блока) и даже достичь грузоподъемности 25-29 т (шесть модульных блоков), что дает новые возможности перспективным российским средствам выведения.

[Старый]

А если на все блоки поставить НК-33 и центральный блок запускать в полёте после выработки боковых?