Восток-Фрегат

[Salo]

Вспомнил статью "Отнюдь не слабенький Ямал" в НК № 15-16 за 1998 год. Там Владимир Николаевич Чижухин предложил вернуться к схеме Востока на новом уровне. Т.е. на пакет Союза-У без блока И  поставить разгонный блок  ЛМ или Фрегат и в космос. :lol:
Чижухин говорил, что по расчётам такая ракета должна выводить три тонны.
Прошло девять лет, но мне кажется , что этот вариант имеет право на жизнь. Пакет имеет смысл брать уже от Союза-2 раз он уже летает. Фрегат тоже за это время несколько улучшили. Используем базовую конфигурацию с минимальным запасом топлива. Поскольку БЦВМ стоит на блоке И, а мы его выбрасываем, то ИМ на двух первых ступенях нужно подключить к БЦВМ Фрегата, добавив программу управления полётом РН. Вроде-бы ничего невозможного.
Просчитал спредшитом Ратмана:
На LEO 200 км из Байконура (с наклонением 51,6 град)  получаем ПН  4500 кг (Фрегат недозаправлен на 2,2т).

На орбиту высотой 800 км из Плесецка (с наклонением 68 град)-ПН 3700 кг.

На ССО (98 град) высотой  800 км - ПН 3100 кг.

Мне кажется это достойная альтернатива Ангаре 1.2, которую для вывода  на ССО планируют дооснащать кроме Блока И ещё и Бризом КМ.
Стартовые столы на трёх космодромах, всё серийно выпускается. Нужно только модифицировать установщик.

[Дмитрий В.]

Просчитал спредшитом Ратмана:
На LEO 200 км из Байконура (с наклонением 51,6 град)  получаем ПН  4500 кг (Фрегат недозаправлен на 2,2т).

А почему Фрегат недозаправлен?

[ratte07]

Вопросы:

1. Вы уверены, что блок И дороже Фрегата?

2. Где ПН на 3-4 т?

[Salo]

Вопросы:

1. Вы уверены, что блок И дороже Фрегата?

2. Где ПН на 3-4 т?

1.Фрегат дешевле, чем Блок И+Фрегат.
2.Союз 2-1а с Блоком И (РД0110) и Фрегатом выводит на ССО высотой 800 км Метор весом 4100 кг, а без Блока И   только с Фрегатом 3100 кг.  :lol:

[ratte07]

Чижухин говорил, что по расчётам такая ракета должна выводить три тонны.

Т.е. 3 т на низкую орбиту. У Вас 3 т на ССО. А не ошиблись?

[Salo]

Просчитал спредшитом Ратмана:
На LEO 200 км из Байконура (с наклонением 51,6 град)  получаем ПН  4500 кг (Фрегат недозаправлен на 2,2т).

А почему Фрегат недозаправлен?

Дмитрий логично объяснить не могу, но с полностью заправленным Фрегатом получаем на LEO 200 км  3966 кг. При этом при включении Фрегата происходит скачок по тангажу и углу атаки на 55 градусов в плюс. При увеличении заправки ситуация ухудшается.
Стал снижать заправку и получил на LEO 200 км  4466 кг при РЗТ 3050 кг. Скачок по тангажу(углу атаки) уменьшился до приемлемых 10 градусов.  
Кстати попутно делал расчёты на ССО 800 для Фрегатов с увеличенным РЗТ вплоть до 7100 кг. Как ни странно ПН падает.
Может быть при использовании двухимпульсной  схемы выведения ситуация была бы другой, но её просчитать я не могу. :oops:

Если интересно могу выслать файлы. :lol:

[Salo]

Чижухин говорил, что по расчётам такая ракета должна выводить три тонны.

Т.е. 3 т на низкую орбиту. У Вас 3 т на ССО. А не ошиблись?

Чижухин считал для пакета СоюзаУ со старыми РД117, РД118 и Фрегатом первых модификаций ( УИ 327 с, конечная масса 970 кг). Кроме того он не уточнял для какой орбиты сделан расчёт. ( высота, наклонение).
У меня РД107А, РД108А и базовый Фрегат последней модификации (УИ 332,5 с, конечная масса 930 кг).  
 .

[ratte07]

Чижухин говорил, что по расчётам такая ракета должна выводить три тонны.

Т.е. 3 т на низкую орбиту. У Вас 3 т на ССО. А не ошиблись?

Чижухин считал для пакета СоюзаУ со старыми РД117, РД118 и Фрегатом первых модификаций ( УИ 327 с, конечная масса 970 кг). Кроме того он не уточнял для какой орбиты сделан расчёт. ( высота, наклонение).
У меня РД107А, РД108А и базовый Фрегат последней модификации (УИ 332,5 с, конечная масса 930 кг).  
 .

У Вас прирост ПН в 1,5 раза. Это многовато. На Союзе 2 с этими изменениями выгадали значительно меньше.

[Salo]

Повторюсь, что Чижухин не уточнял на какую орбиту Фрегат выведет три тонны- а если на ССО?
Проверьте, найдите ошибку. Готов принять любую критику.

Кстати если использовать разгонный блок от РН "Полёт" из "Воздушного старта , то получим на LEO 200км ПН 5174 кг при недозаправке 1400 кг. :lol:
Я думаю увеличение ПН при недозаправке может быть связано с уменьшением гравпотерь за счёт увеличения тяговооружённости Блока.
Косвенно это подтверждает тот факт ,что при использовании Блока Л с тягой 6,7тс и плохим массовым совершенством ПН на LEO 4100 кг

[Дмитрий В.]

Просчитал спредшитом Ратмана:
На LEO 200 км из Байконура (с наклонением 51,6 град)  получаем ПН  4500 кг (Фрегат недозаправлен на 2,2т).

А почему Фрегат недозаправлен?

Дмитрий логично объяснить не могу, но с полностью заправленным Фрегатом получаем на LEO 200 км  3966 кг. При этом при включении Фрегата происходит скачок по тангажу и углу атаки на 55 градусов в плюс. При увеличении заправки ситуация ухудшается.
Стал снижать заправку и получил на LEO 200 км  4466 кг при РЗТ 3050 кг. Скачок по тангажу(углу атаки) уменьшился до приемлемых 10 градусов.  
Кстати попутно делал расчёты на ССО 800 для Фрегатов с увеличенным РЗТ вплоть до 7100 кг. Как ни странно ПН падает.
Может быть при использовании двухимпульсной  схемы выведения ситуация была бы другой, но её просчитать я не могу. :oops:

Если интересно могу выслать файлы. :lol:

Ясно, это из-за маленьуой тяговооруженности Фрегата. Я тут, к сожалению, в Саратов дня га 3-4 уезжаю, но файл прислать можно, через недельку "покумекаю".

[Salo]

Хорошо!

[Salo]

Чижухин говорил, что по расчётам такая ракета должна выводить три тонны.

Т.е. 3 т на низкую орбиту. У Вас 3 т на ССО. А не ошиблись?

Третий спутник весил 1327 кг и был выведен двухступенчатым пакетом на орбиту с перигеем 226 км, апогеем 1881 км и наклонением 65,2 град. :lol:

Данные по Востоку 2М на сайте ЦСКБ "Прогресс"   http://www.samspace.ru/RN/voctok.htm

Ракета-носитель "Восток"

"Восток" – наименование серии трехступенчатых ракет-носителей, разработанных на базе ракеты-носителя Р-7 с добавлением блока 3-й ступени.
Высокие энергетические характеристики и надежность конструкции ракеты-носителя "Восток" обеспечили успешные запуски первых кораблей-спутников, а затем метеорологических спутников типа "Метеор", "Метеор-Природа", "Космос", болгарского спутника "Болгария-1300' и индийских спутников дистанционного зондирования Земли серии IRS.
Первый пуск ракеты-носителя был осуществлен 28 июля 1962 года. Завершена эксплуатация ракеты-носителя 29 августа 1991 года успешным запуском индийского спутника IRS-1B. Всего проведено 139 пусков ракеты-носителя, из них 132 успешных.
Энергетические возможности ракеты-носителя "Восток" обеспечивали выведение с космодрома Байконур космических аппаратов массой от 1150 до 1840 кг на солнечно-синхронную орбиту наклонением 98 или 99 градусов,  высотой 650-1000 км.

На сайте Энергии http://www.energia.ru/energia/launchers/vehicle_vostok.html

Создание трехступенчатой РН предусматривалось Постановлением Правительства от 20 марта 1958 года на базе Р-7 с целью достижения второй космической скорости и доставки лунной станции на Луну (первый вариант) или облет ею Луны (второй вариант).
Эскизный проект третьей ступени ракеты Р-7, названной блоком Е, был выпущен в 1958 году.
Ракетный блок Е имел начальную массу 8 т, массу полезной нагрузки 350-450 кг, тягу двигателя 5 тс и компоненты топлива кислород-керосин. Стабилизация блока Е осуществлялась по командам автономной системы управления специальными соплами, работающими на отработанном газе после турбонасосного агрегата. Впервые предусматривалось поперечное деление ступеней ракеты с запуском двигателя в условиях космического пространства. Работа по созданию двигателя для ракетного блока Е проводилась совместно ОКБ С.А. Косберга и ОКБ - 1 (М.В. Мельников). Систему управления блока разрабатывал НИИ под руководством Н.А. Пилюгина.
Блок Е обеспечивал выведение межпланетных станций Е1 (для пролета вблизи Луны), Е1А (для достижения поверхности Луны), Е2, Е2А, Е3 (облет Луны, фотографирование ее обратной стороны и передача изображения на Землю). В целях экономии времени и затрат материальной части трехступенчатая ракета отрабатывалась одновременно с выполнением лунной программы.
Первый пуск РН с лунной станцией Е1 состоялся 23 сентября 1958 года. Однако полет завершился аварией РН на 87-секунде полета из-за возникновения возрастающих продольных колебаний.
При повторном пуске 12 октября 1958 года ракета опять потерпела аварию на 104-ой секунде по той же причине. Физика этого явления была выяснена и впервые в мировой практике ракетостроения появился демпфер продольных колебаний, встроенный в топливную магистраль двигательной установки.
Пуск 4 декабря 1958 года вновь завершился аварией на 245-й секунде полета из-за дефекта мультипликатора насоса перекиси водорода.
Успех пришел 2 января 1959 года - старт и полет всех трех ступеней прошел нормально.
В дальнейшем эта РН использовалась также для запуска космических аппаратов "Зенит", спутников "Электрон" и космических аппаратов "Восток". На корабле "Восток" 12 апреля 1961 года успешный полет на орбиту ИСЗ совершил первый космонавт планеты Ю.А. Гагарин.
После этого полета РН получила название "Восток".
Стартовая масса РН "Восток" около 287 т, а космического аппарата - 4725 кг.

Здесь правда дан вес вместе с третьей ступенью Блоком Е (пустым).
Уманский даёт вес 1850 кг (если это не ошибка). Можно оценить конечную массу Блока Е.
Параметры двигателя РД0109 на сайте КБХА http://www.kbkha.ru/rus/22.php?type=1&id=8

Удельный импульс тяги в пустоте, кгс с/кг (м/с)  323,5 (3170)
Тяга в пустоте, тс (кН)  5,56 (54,5)
Масса двигателя, кг  121
Время работы в полете, с  430

[Salo]

Вопросы:

 Где ПН на 3-4 т?

Конечно на ССО.

Посидел в Яндексе:
1, В книге В.Е.Гудилина  http://www.buran.ru/htm/gud%2018.htm

Детальная разработка состава, структуры, объёма и формы материалов отчёта позволила параллельно вести работы по всем основным направлениям в необходимом объёме, в результате чего сроки выпуска отчёта были сокращены в два-три раза. Отчёт был завершён в середине августа 1958 г.
     После принятия концепции баллистического спуска область выбора форм СА сузилась до осесимметричных. Была принята сферическая форма СА, имеющая достоверные и стабильные аэродинамические характеристики во всех диапазонах углов атаки и на всех скоростях, обеспечивающая приемлемую массу тепловой защиты.
     В основу проектирования был положен обязательный "стратегический" принцип: надёжность и безопасность полёта человека должны быть обеспечены функциональным дублированием систем и агрегатов принципиально разными способами реализации полётных операций. Применение только "простого", чисто количественного, дублирования допускалось как исключение. Такой подход позволил избежать случайностей при создании летательного аппарата принципиально нового типа.
     В отчёте "Материалы предварительной проработки вопроса о создании спутника Земли с человеком на борту (объекта ОД-2)" были рассмотрены основные лётные характеристики, компоновочная схема ОД-2, форма СА и вопросы устойчивости, состав оборудования, компоновка и система его приземления, тепловая защита СА, тепловой режим на орбите, система управления и ориентации, измерение и связь, программа экспериментальных работ и сделаны следующие выводы и рекомендации:
1. На орбиту ИСЗ с помощью доработанной трёхступенчатой ракеты можно вывести космический аппарат массой 4500...5500 кг.
2. На космическом аппарате массой 4500...5500 кг можно разместить человека, необходимое служебное и научное оборудование.

По "Энциклопедия "Космонавтика", М.: Сов. энциклопедия, 1985 и на сайте Железнякова http://www.cosmoworld.ru/spaceencyclopedia/tereshkova/index.shtml?korabl.html

Масса КК "Восток" - 4,73 т; максимальная достигнутая продолжительность полета - 5 суток ("Восток-5"); длина (без антенн) 4,4 м; максимальный диаметр 2,43 м.

Спускаемый аппарат - масса 2,46 т, диаметр 2,3 м, объем 5,2 куб. м, свободный объем 1,6 куб. м - предназначен для размещения космонавта, в нем космонавт спускается до высоты 7 км. Герметичный корпус СА (алюминиевый сплав) имеет сферическую форму (диаметр 2,2 м).

 Приборный отсек - масса 2,27 т, максимальный диаметр 2,43 м, длина 2,25 м, объем 3 куб. м - предназначен для размещения аппаратуры и оборудования основных систем КК, обеспечивающих орбитальный полет. Корпус ПО, выполненный из алюминиевого сплава, имеет форму двух усеченных прямых конусов, сопряженных основаниями.

 Значит на LEO  Восток c блоком Е выводил около 5 тонн.

[Salo]

На сайте http://www.astronautix.com/lvs/vos8a92m.htm

Vostok 8A92M [/size]

Manufacturer: Korolev. Launches: 94. Failures: 2. Success Rate: 97.87%. First Launch Date: 1964-08-28. Last Launch Date: 1991-08-29. Launch data is: complete. LEO Payload: 3,800 kg (8,300 lb). to: 850 km Orbit. at: 81.00 degrees. Apogee: 1,000 km (600 mi). Associated Spacecraft: Astrofizika, IK-B-1300, IRS, Iskra, Meteor, Meteor-2, Meteor-Priroda, Meteor M, Resurs-O1, Resurs-OE, Tselina-D. Liftoff Thrust: 3,996.850 kN (898,528 lbf). Total Mass: 282,300 kg (622,300 lb). Core Diameter: 2.99 m (9.80 ft). Total Length: 30.84 m (101.18 ft).

Stage Data - Vostok 8A92M
Stage Number: 0. 4 x Stage: Vostok 8A92M-0. Gross Mass: 43,300 kg (95,400 lb). Empty Mass: 3,700 kg (8,100 lb). Thrust (vac): 995.300 kN (223,752 lbf). Isp: 313 sec. Burn time: 120 sec. Isp(sl): 256 sec. Diameter: 2.68 m (8.79 ft). Span: 2.68 m (8.79 ft). Length: 19.00 m (62.00 ft). Propellants: Lox/Kerosene. No Engines: 1. Engine: RD-107-8D74K. Status: Out of production.
Stage Number: 1. 1 x Stage: Vostok 8A92M-1. Gross Mass: 101,000 kg (222,000 lb). Empty Mass: 6,500 kg (14,300 lb). Thrust (vac): 940.400 kN (211,410 lbf). Isp: 315 sec. Burn time: 305 sec. Isp(sl): 248 sec. Diameter: 2.99 m (9.80 ft). Span: 2.99 m (9.80 ft). Length: 28.00 m (91.00 ft). Propellants: Lox/Kerosene. No Engines: 1. Engine: RD-108-8D75K. Status: Out of production.
Stage Number: 2. 1 x Stage: Vostok 8A92M-2. Gross Mass: 8,100 kg (17,800 lb). Empty Mass: 1,100 kg (2,400 lb). Thrust (vac): 54.520 kN (12,257 lbf). Isp: 326 sec. Burn time: 400 sec. Isp(sl): 0 sec. Diameter: 2.56 m (8.39 ft). Span: 2.56 m (8.39 ft). Length: 2.84 m (9.31 ft). Propellants: Lox/Kerosene. No Engines: 1. Engine: RD-0109. Status: Out of production.

--------------------------------------------------------------------------------

1968 June 12 - 13:14 GMT - Launch Site: Plesetsk. Launch Vehicle: Vostok 8A92M. Model: Vostok 8A92M

Cosmos 226 Nation: USSR. Payload: Meteor no. 10. Mass: 4,730 kg (10,420 lb). Class: Earth. Type: Weather. Spacecraft: Meteor. Agency: MOM. Perigee: 579 km (359 mi). Apogee: 639 km (397 mi). Inclination: 81.20 deg. Period: 96.90 min. COSPAR: 1968-049A. USAF Sat Cat: 3282. Decay Date: 1983-10-18. Investigation of the upper atmosphere and outer space.

1974 July 9 - 14:40 GMT - Launch Site: Plesetsk. Launch Complex: LC43. Launch Pad: LC43/4. Launch Vehicle: Vostok 8A92M. Model: Vostok 8A92M.
Meteor 1-18 Nation: USSR. Payload: Meteor-Priroda no. 1. Mass: 3,800 kg (8,300 lb). Class: Earth. Type: Weather. Spacecraft: Meteor-Priroda. Agency: MOM. Perigee: 883 km (548 mi). Apogee: 909 km (564 mi). Inclination: 81.20 deg. Period: 102.90 min. COSPAR: 1974-052A. USAF Sat Cat: 7363. Conducted experimental work in studying the natural resources of the earth. Also tested plasma engine

1977 June 29 - 18:34 GMT - Launch Site: Baikonur. Launch Complex: LC31. Launch Pad: LC31. Launch Vehicle: Vostok 8A92M. Model: Vostok 8A92M.
Meteor 1-28 Nation: USSR. Payload: Meteor-Priroda s/n 2-2. Mass: 3,800 kg (8,300 lb). Class: Earth. Type: Weather. Spacecraft: Meteor-Priroda. Agency: MOM. Perigee: 332 km (206 mi). Apogee: 338 km (210 mi). Inclination: 97.40 deg. Period: 91.20 min. COSPAR: 1977-057A. USAF Sat Cat: 10113. Decay Date: 1993-08-28. Continuation of experimental work in studying the natural resources of the earth. Acquisition of meteorological information required for use in the operational weather service.

1978 January 10 - 13:23 GMT - Launch Site: Plesetsk. Launch Vehicle: Vostok 8A92M. Model: Vostok 8A92M.
Cosmos 975 Nation: USSR. Program: Tselina. Payload: Tselina-D no. 14. Mass: 4,000 kg (8,800 lb). Class: Sigint. Spacecraft: Tselina-D. Agency: MOM. Perigee: 513 km (318 mi). Apogee: 522 km (324 mi). Inclination: 81.20 deg. Period: 95.00 min. COSPAR: 1978-004A. USAF Sat Cat: 10561. Decay Date: 2001-09-19

Meteor 1-30 Nation: USSR. Program: Resurs. Payload: Resurs-OE s/n 3-1. Mass: 3,475 kg (7,661 lb). Class: Earth. Type: Landsat. Spacecraft: Resurs-OE. Agency: MOM. Perigee: 428 km (265 mi). Apogee: 457 km (283 mi). Inclination: 97.70 deg. Period: 93.40 min. COSPAR: 1980-051A. USAF Sat Cat: 11848. Duration: 4,274.00 days. Decay Date: 1992-03-01. First flight of prototype for Resurs-O1 spacecraft. Also performed remote sensing tasks. Acquisition of information required for continued investigation of the natural resources of the earth; development of remote sensing methods for measuring the status of the earth's surface and the atmosphere beneath the satellite.

Meteor 1-31 Nation: USSR. Payload: Meteor-Priroda. Mass: 3,800 kg (8,300 lb). Class: Earth. Type: Weather. Spacecraft: Meteor-Priroda. Agency: MOM. Perigee: 574 km (356 mi). Apogee: 612 km (380 mi). Inclination: 97.90 deg. Period: 96.50 min. COSPAR: 1981-065A. USAF Sat Cat: 12585. Also performed earth resources tasks. Acquisition of information required for continued investigation of the natural resources of the earth; development of remote sensing methods for measuring the parameters of the atmosphere and the earth's surface beneath the satellite. Carried scientific i nstruments developed in the People's Republic of Bulgaria, as well as Soviet equipment. Objects 1595 and 1596 launched by a single rocket.

1991 August 29 - 06:48 GMT - Launch Site: Baikonur. Launch Complex: LC31. Launch Pad: LC31. Launch Vehicle: Vostok 8A92M. Model: Vostok 8A92M.
IRS-1B Nation: India. Payload: IRS 1B. Mass: 980 kg (2,160 lb). Class: Earth. Type: Landsat. Spacecraft: IRS. Agency: ISRO. Perigee: 892 km (554 mi). Apogee: 919 km (571 mi). Inclination: 99.00 deg. Period: 103.10 min. COSPAR: 1991-061A. USAF Sat Cat: 21688. Remote sensing; launched commercially by USSR. Operational remote sensing satellite for natural resources management.

[Salo]

По моим подсчётам Восток-Фрегат должен выводить на ССО (98,7 град наклонение) высотой 500 км ПН 3422 кг, на ССО высотой 800 км- 3110 кг и на ССО высотой 1000 км - 2814 кг.

[Старый]

Вобщето на орбиту типа ССО четыре ступени действительно избыточны. Американцы на Дельте например отказались от твердотопливной верхней ступени для запуска на ССО.

[Salo]

Согласен.
Тем более такая ракета Восток-2М была и неплохо работала.

А в подтверждение сделал расчёт по выводу ПН на орбиту Globalstar (52 градуса, высотой 1414 км). Восток-Фрегат  с Фрегатом увеличенной заправки (сухая масса 1050 кг, РЗТ 6900 кг) может вывести 2774 кг. Союзом с Фрегатом выводят четыре спутника Globalstar. каждый весит 450 кг. Вместе с диспенсером ПН 2000кг.
Значит без блока И можно вывести столько же. И даже на один больше. :lol:

[Старый]

Согласен.
Тем более такая ракета Восток-2М была и неплохо работала.

Восток-2М работал плохо т.к. у него как я понимаю третья ступень имела только одно включение и это сильно всё портило. А вот была такая ракета Циклон-3 (тоже трёхступенчатая) так та очень неплохо летала. Имела ПН больше чем Восток-2М при значительно меньшей стартовой массе и меньшем УИ двигателей.

[Salo]

В случае с Фрегатом включений может быть до 20-ти. А хватит наверное и трёх, включая увод Фрегата с орбиты.

[Старый]

В случае с Фрегатом включений может быть до 20-ти. А хватит наверное и трёх, включая увод Фрегата с орбиты.

Да. Поэтому с Фрегатом всё будет горааааздо лучше.