Блок И Союза 2-1б в качестве РБ на ССО

[Salo]

Старый, а Вы уже задавали эти вопросы в 2004 году и получили на них те же ответы :wink: :

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=304&start=165&postdays=0&postorder=asc&highlight=

[Старый]

Старый, а Вы уже задавали эти вопросы в 2004 году и получили на них те же ответы :wink: :

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=304&start=165&postdays=0&postorder=asc&highlight=

 Ну я думал может быть с тех пор что-нибудь прояснилось... Увы.
 Кстати, из ответа А. Шлядинского там явствует что у него тоже можно не спрашивать.
 С тех пор появился Вован но и он не знает. Вобщем есть шанс что 8А92М унесёт этот вопрос с собой в могилу.

[Salo]

http://cosmopark.ru/fomin.html

Для ракетно-космических комплексов наблюдения, первые ИСЗ которых были разработаны в ОКБ-1, и о них здесь говори- лось тоже, на базе ракет "Восток" и Р-7а была разработана модернизированная 3-ступенчатая ракета "Восток-М". Ракета "Восток-М" разработана в ОКБ-1 уже при непосредственном участии специалистов филиала N3, а конструкторская документация полностью разработана в Куйбышеве. "Восток-М" стал первой космической ракетой, принятой на вооружение Советской Армии в составе комплекса видеонаблюдения, т.е. это комплекс "Восток-М" + "Зенит-2". Тут можно сказать, что именно этот комплекс ("Восток-М" + "Зенит-2") послужили основой для формирования космических войск и формирования специального направления в генштабе по целевому использованию космической информации в интересах обороны страны. В 1964 г. филиалу N3 ОКБ-1 было поручено провести модернизацию ракеты "Восток-М" в целях обеспечения запуска объек- тов типа метеор на высокие круговые орбиты с массой до 1200-1300 кг. Такая задача была выполнена. Первый запуск модернизированной ракеты "Восток-М" был произведен в январе 1965 г., и эксплуатация продолжалась до 1991 г. Всего было осуществлено 94 пуска ракет "Восток" и "Восток-М". Ракета "Восток-М" использовалась для запуска спутников "Метеор", "Метеор-2", "Метеор-Природа", "Ресурс-О", спутников в инте- ресах министерства обороны, а также для запуска двух индийских спутников "ИРС-1а", "ИРС-1б" и болгарского "Интеркосмос-Болгария-1500". Это была первая в СССР ракета, с помощью которой полезные нагрузки выводились на солнечно-синхронные орбиты, причем для этого было предложено и реализовано оригинальное решение запуска в южном направлениии с полигона Байконур с падением центрального блока в акваторию Индийского океана.

[Salo]

КРБ должен быть не толстым, а коротким. В случае, если он размещен под ГО - чтобы место не занимал. Из блока И можно сделать КРБ, но он потяжелеет существенно. Кроме СООЗ и системы многократного запуска, надо будет теплоизолировать бак ЖК. Кроме того, надо будет дорабатывать СУ и СЭП (под больший ресурс).

Даже для одного апогейного включения на ССО? СУ и СЭП дорабатывать надо, но одна система дешевле двух.
Ну а в случае с Ангарой? Там ведь предполагалась  именно такая схема выведения с повторным включением РД-0124А в апогее на УРМе-2? Ну пусть потяжелеет блок И на 400-600 кг. Хотя замечу, что весь Фрегат вместе с двигателеми баками весит тонну. Но два двигателя и две системы управления не нужны. Причём С5.92 ещё и дефицитен. Экономия! Да и дополнительное место под ГО появится. Вместо двух переходников (Блок И -Фрегат и Фрегат -Пн) только один. :wink:

Пардон, что-то заклинило на термине КРБ. Для ССО можно обойтись и меньшими доработками. Например, просто запенить бак ЖК. Осадку топлива можно производить РДТТ, но поскольку система ориентацити все равно нужна, лучше ее совместить с системой обеспечекния запуска.

Я так понимаю, места в ХО Блока И для СООЗ от ДМа хватит:





А вот СООЗ ДМа:


Верхнее и нижнее днище бака кислорода Блока И можно темоизолировать с помощью ЭВТИ. Боковые стенки можно снаружи запенить РИПОРом. Дополнительные источники тока и оборудование ( возможно понадобится ИПВ) можно разместить на переходной ферме от Блока И к ГЧ. Запас гелия при необходимости можно увеличить добавив несколько шар-баллонов в Бак ЖК. Двигатель РД-0124А с возможностью второго запуска.
При первом запуске под управлением СУ выполняем доворот плоскости орбиты с 95,5 град. до 98,7 град.
Второй импульс в апогее для перехода на круговую орбиту.
Третий импульс с помощью двигателей СООЗ позволит затопить Блок И в океане чтобы не пугать американцев (как в случае с Corot и Radarsat 2).
Вроде всё красиво.
Но предположим, что двигатель под второе включение КБХА не доработает. А обойтись без Фрегата для вывода на ССО очень хочется.

Предлагаю в этом случае сделать гибрид Блока И и Блока выведения Икар (да простит меня Вован, но жизнь заставляет):



Берём от Икара КДУ и недостающие системы.
http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/nk/1997/17/17-1997-2.html


1 — шар-баллоны; 2 — рама; 3 — топливные баки; 4 — блоки МЖРД; 5 — корректирующе-тормозной двигатель; 6 — гидроаккумулятор; 7 — шар-баллон азота; 8 — электропривод.

В состав комплексной двигательной установки "Янтаря-2К" входили:

• корректирующе-тормозной двигатель 11Д430 (КТД), закрываемый поворотной крышкой;

• система жидкостных управляющих двигателей малой тяги трех наименований, объединенных в два коллектора:

• топливные баки с устройством, обеспечивающим подачу компонентов топлива к двигателям;

• система наддува, состоящая из шар-баллонов высокого давления и арматуры подачи газа наддува и управления;

• сигнализаторы давления;  

• двухстепенной привод для качания камеры КТД;

• средства обеспечения теплового режима КДУ;

• кабельная сеть;

• рама для размещения систем и агрегатов.

Компоненты топлива КДУ: горючее — несимметричный диметилгидразин, окислитель — азотный тетроксид. Масса заправляемого в баки КДУ окислителя составляла от 195 до 585 кг, горючего — от 105 до 315 кг. Система подачи топлива к двигателям была вытеснительная. Рабочим телом для наддува и управления пневмоавтоматикой двигателя являлся газообразный гелий (масса бортового запаса 3.65 кг при давлении в шар-баллонах от 3.5 до 5 МПа). Для управления гидроаккумуляторами использовался газообразный азот (0.34 кг при давлении от 1.05 до 1.35 МПа). Масса всей КДУ в незаправленном состоянии составляла 375 кг. Суммарный импульс, вырабатываемый всеми двигателями установки составлял 2060 кН·сек.

КТД 11Д430 имел тягу в диапазоне от 2.7 до 3.3 кН (средняя 2.943 кН) при удельном импульсе тяги 3015 Н·сек/кг. Давление в камере сгорания составляло 0.9 Мпа. За время 30-суточного полета могло проводиться до 50 включений двигателя.

Управляющие ракетные двигатели были объединены в четыре блока. УРД первого коллектора (УРД-1) 11Д431 ставились по два в каждый из блоков. Тяга этих малых ЖРД составляла 5.88 Н, число включений 150000, суммарное время работы 10000 сек.

Во второй коллектор входило два типа МЖРД. В каждом из четырех блоков МЖРД стояло по одному УРД-П 11Д446. Он имел тягу 52 Н, число включений 40000 и суммарное время работы 4000 сек. Также по одному в каждом из блоков стояли УРД-П 11Д428 с тягой 110 Н, числом включений 40000 и суммарным временем работы 2000 сек.

СУ, гиростабилизированная платформа, телеметрия у нас есть в межбаковом отсеке Блока И. Источники тока и гелий тоже есть, но при необходимости можно добавить.
Баки КДУ  размещаем в переходной ферме от Блока И к ГЧ:
 



СООЗ лучше всего разместить в ХО на достаточном расстоянии от центра масс. Корректирующе-тормозной двигатель 11Д430 с двухстепенным приводом  для качания камеры КТД придётся заменить на четыре двигателя с качанием в тангенциальной плоскости ( к примеру РД-0237 КБХА но с высотным соплом).Двигатели можно разместить либо в ХО, так же как и рулевые камеры РД-0110:



либо на переходной ферме между Блоком И и ХО отклонив сопла в сторону.

Масса Блока И после сброса ХО ИМХО 2200 кг.
РЗТ Икара 900 кг.
Масса ДУ 375 кг.
Запас гелия и азота 4 кг.
С учётом дополнительного оборудования получим конечную массу доработанного Блока И 3100 кг.
По моим прикидкам ПН в 4т на ССО высотой 800км вывести можно. :wink: