Ряд технических вопросов (технические вопросы россыпью).

[Salo]

Вопрос по РД-0124А:
"В 1998 году КБХА проработало и определило возможность использования двигателя РД-0124 для второй ступени ракетно-космического комплекса «Ангара».  Основными отличиями от требований к базовому двигателю являются: изменение времени работы двигателя на главной и конечной ступени тяги, двукратное включение в полете."
Есть у кого то более подробная информация?

И в порядке бреда.
У двигателя две ступени тяги:
номинальная 294.3 кН
промежуточная 149.9 кН
При втором включении тяга в 30тс представляется избыточной. Наверное есть смысл работать на промежуточной ступени в 15 тс.
При этом видимо упадут удельные параметры (УИ в том числе).

А если две камеры из четырёх отключить? ТНА будет работать на половинной мощности, но только на две КС из четырёх. Есть ли в этом смысл?

[Дмитрий В.]

Вопрос по РД-0124А:
"В 1998 году КБХА проработало и определило возможность использования двигателя РД-0124 для второй ступени ракетно-космического комплекса «Ангара».  Основными отличиями от требований к базовому двигателю являются: изменение времени работы двигателя на главной и конечной ступени тяги, двукратное включение в полете."
Есть у кого то более подробная информация?

И в порядке бреда.
У двигателя две ступени тяги:
номинальная 294.3 кН
промежуточная 149.9 кН
При втором включении тяга в 30тс представляется избыточной. Наверное есть смысл работать на промежуточной ступени в 15 тс.
При этом видимо упадут удельные параметры (УИ в том числе).

А если две камеры из четырёх отключить? ТНА будет работать на половинной мощности, но только на две КС из четырёх. Есть ли в этом смысл?

При двукратном включении, выгоднее работать на максимальном режиме тяге - уменьшаются гравпотери, а схема перелета приближается к идеальной гомановской.

[Salo]

Дмитрий, речь о втором включении.
Для вывода на ССО высотой 800 км с базовой орбиты высотой 200км Vхар нужно увеличить на 350 м/с. При массе Блока И в 2,5т для этого необходимо где-то 650 кг топлива. Масса Блока И на опорной орбите составит 3,1-3,5т. При тяге в 30тс тяговооружённость составит 8,5-10 единиц. Не многовато ли для КРБ. :wink:

[Salo]

Кроме того время работы двигателя составит 650/83,3=8с. Не маловато ли? Очень сложно будет обеспечить точность выведения.

[Дмитрий В.]

Дмитрий, речь о втором включении.
Для вывода на ССО высотой 800 км с базовой орбиты высотой 200км Vхар нужно увеличить на 350 м/с. При массе Блока И в 2,5т для этого необходимо где-то 650 кг топлива. Масса Блока И на опорной орбите составит 3,1-3,5т. При тяге в 30тс тяговооружённость составит 8,5-10 единиц. Не многовато ли для КРБ. :wink:

А масса полезного груза? :wink:

[Salo]

:oops:
Ну ещё 4т ПН. Значит тяговооружённость 4-5 единиц. Всё равно многовато.

[Дмитрий В.]

:oops:
Ну ещё 4т ПН. Значит тяговооружённость 4-5 единиц. Всё равно многовато.

Во-первых, для автоматических Ка - пройдет. А, во-вторых, у "Ангары-5", ПГ на этой орбите будет выше, чем 4 т. Для легкой А-1.2, да перегрузки довольно большие, но тоже не смертельные (вот для нее, возможно, и пригодится пониженный режим тяги).

[Salo]

Дмитрий, я прошу прощения, но я забыл сказать, что речь об использовании второго включения на Союзе-2 с его блоком И (Вы знаете мою манию).
Так вот есть ли смысл отключить две КС при использовании промежуточной ступени тяги, даст ли это какой-то эффект. Или нет смысла заморачиваться. :wink:

[Дмитрий В.]

Дмитрий, я прошу прощения, но я забыл сказать, что речь об использовании второго включения на Союзе-2 с его блоком И (Вы знаете мою манию).
Так вот есть ли смысл отключить две КС при использовании промежуточной ступени тяги, даст ли это какой-то эффект. Или нет смысла заморачиваться. :wink:

Ой, мы же пару месяцев назад уже считали такой Союз :shock:
Сомневаюсь, я, что возможность отключения двух камер наличествует в РД-0124. Слишком сложный бы ЖРД получиля: на каждую камеру по главному клапану О и Г. :roll:

[fagot]

:oops:
Ну ещё 4т ПН. Значит тяговооружённость 4-5 единиц. Всё равно многовато.

Тяговооруженность тут не принципиальна, не пилотируемый же пуск, у Космоса-3М еще больше была. Ну у Космоса конечно режим рулевых сопел был, но и конечной ступени тяги вполне достаточно, импульс последействия у РД-0124 невелик. И почему точность должна быть ниже, чем при обычном пуске в одно включение?

[Salo]

Клапана Г вроде бы и так стоят. А дополнительный клапан О судя по ПГС понадобится только один. Правда возникает вопрос с УВТ, поскольку у РД-0124 камеры качаются в тангенциальной плоскости.



Пневмогидравлическая схема
 
1-ампула пусковая
2-клапан горючего
3-ампула пусковая
4-главный клапан окислителя
5-регулятор
6-газогенератор
7-турбонасосный агрегат
8-клапан горючего
9-камера сгорания
10-узел качания
11-теплообменник
12-бустерный насос
13-клапан пусковой
14-бустерный насос
15-теплообменник

[Salo]

:oops:
Ну ещё 4т ПН. Значит тяговооружённость 4-5 единиц. Всё равно многовато.

Тяговооруженность тут не принципиальна, не пилотируемый же пуск, у Космоса-3М еще больше была. Ну у Космоса конечно режим рулевых сопел был, но и конечной ступени тяги вполне достаточно, импульс последействия у РД-0124 невелик. И почему точность должна быть ниже, чем при обычном пуске в одно включение?

В обычном пуске для вывода на средние орбиты у Союза используется РБ Фрегат. В одно включение на круговую орбиту в 800 км не выведешь с нужной точностью. Я понимаю, что конечного режима тяги достаточно. Но снижает ли работа на конечном режиме тяги удельные параметры и насколько? Если сильно снижает, то позволит ли отключение двух КС улучшить ситуацию или не стоит овчинка выделки? :wink:

[fagot]

В обычном пуске для вывода на средние орбиты у Союза используется РБ Фрегат. В одно включение на круговую орбиту в 800 км не выведешь с нужной точностью. Я понимаю, что конечного режима тяги достаточно. Но снижает ли работа на конечном режиме тяги удельные параметры и насколько? Если сильно снижает, то позволит ли отключение двух КС улучшить ситуацию или не стоит овчинка выделки? :wink:

В одно включение на 800 км выводить просто невыгодно, но разве сильно ухудшит точность импульс последействия во 2-м включении?, при одном включении он тоже присутствует и на точность никто не жалуется, к тому же 2-й импульс можно проводить с учетом погрешности первого. СУ на точность влияет гораздо сильнее.
На промежуточной тяге УИ немного ниже конечно, но не намного, тем более для малого прироста ХС это не принципиально. Да и сама конечная ступень может применяться только на последних секундах, а не всё 2-е включение. Поэтому отключение двух камер я считаю неоправданным усложнением двигателя.

[Salo]

Спасибо за ответ. :wink:

[fagot]

Да не за что :wink:

[Дмитрий В.]

Дмитрий, речь о втором включении.
Для вывода на ССО высотой 800 км с базовой орбиты высотой 200км Vхар нужно увеличить на 350 м/с. При массе Блока И в 2,5т для этого необходимо где-то 650 кг топлива. Масса Блока И на опорной орбите составит 3,1-3,5т. При тяге в 30тс тяговооружённость составит 8,5-10 единиц. Не многовато ли для КРБ. :wink:

Только сейчас заметил... Базовой орбитой при выведении на ССО 800 км будет орбита 200*800 км, лежащая в той же плоскости. ХС на довыведение (второе включение - апогейный импцульс) примерно 165 м/с. Масса топлива на импульс 402 кг. Масса ПГ 5363 кг. Принято, что конечная масса блока И (с СООЗ и остатками топлива и газов) равна 3000 кг.

[Salo]

Дмитрий, я конечно ошибся с базовой орбитой, поскольку для выведения с орбиты 200 км нужно два импульса. Но ведь Союз 2-1б на ССО да ещё выстой 200 на 800 км  ПН в 8,3 т не выведет. Думаю не больше 6,5т. А значит ПН будет не больше 3,5-4т. :wink:

[Дмитрий В.]

Дмитрий, я конечно ошибся с базовой орбитой, поскольку для выведения с орбиты 200 км нужно два импульса. Но ведь Союз 2-1б на ССО да ещё выстой 200 на 800 км  ПН в 8,3 т не выведет. Думаю не больше 6,5т. А значит ПН будет не больше 3,5-4т. :wink:

8,3 т - это же с массой блока И. Почему не выведет?

[Salo]

Беру свои слова обратно. Выведет. :oops:

[Дмитрий В.]

Расклад (округленно) примерно такой:
- конечная масса блока 3000 кг
- масса РЗТ для выведения на орбиту 200*800 км наклонением 98,5 град -22198 кг
- масса РЗТ для апогейного импульса 402 кг
- масса ПГ 5363 кг.