Роскосмос проведет конкурс на создание новой ракеты!

[Salo]

Из буклета на июньской выставке в Ле-Бурже ( спасибо Гостю 22).
Тут в первый раз появился трёхступенчатый вариант с Бризом-КМ.
Но эта схема ещё "удав с кроликом".
А на Максе-2007 в августе появился вариант с "худой" второй ступенью.

[Salo]

НК №09/2007 г. Об "Ангаре" и "Протоне-М"начальник КБ «Салют» Ю.О. Бахвалов.
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/296/32.shtml

– Первый пуск будет в конфигурации «Ангара-1.2» или -1.1?

– Основная задача – подготовить СК к пуску тяжелой машины. Поэтому мы будем использовать «Ангару-1.2» в комплектации, максимально приближенной к «Ангаре-5», и вторая ступень РН «Ангара-1.2» будет полностью соответствовать третьей ступени «Ангары-5». Это не совсем оптимальная схема. В дальнейшем мы планируем оптимизировать вторую ступень для «Ангара-1.2».

Подробностей много.

[freinir]

Из буклета на июньской выставке в Ле-Бурже ( спасибо Гостю 22).
Тут в первый раз появился трёхступенчатый вариант с Бризом-КМ.
Но эта схема ещё "удав с кроликом".
А на Максе-2007 в августе появился вариант с "худой" второй ступенью.

Видимо ктото поторопился  :?

[Дмитрий В.]

А при чём тут СУ и УРМ-1?
Гелий много не даёт!

Потому что современные системы управления обеспечивают полную выработку топлива с первых ступеней и таким образом практическое обнуление невырабатываемых остатков. А наддув гелием сводит на нет вес газа наддува. Хотя и увеличивает вес конструкции.

:lol:  :lol:  :lol:  Старый, полностью выработать топливо невозможно (без аварийных последствий типа взрыва двигателя). В любом случае в баках остаются гидравлические и тепловые остатки незабора + топливо, остающееся на стенках бака из-за смачиваемости.

[Salo]

Кстати в статье Чёрного в НК №11 говорится, что корейцы проявляют интерес к НК33-1 и сотрудничеству с ЦСКБ. Видимо в проекте КSLV намечаются проблемы.
Там же утверждается , что в возобновление производства готовы вкладываться французы.

[fagot]

НК-33 разве дросселируется до 30%?

А ему зачем? Но вот это самое дросселирование до 50% обошлось много во что, в том числе в развороченный старт Н1, пока было отработано.

Ну все же дросселирование там было ни при чем.

[fagot]

Если вернуться к расчету Френира:

Мпн=24,5 т.
Конечная масса ББ=11 т.
Конечная масса ЦБ=11,5 т.
РЗТ УРМ-1 =130 т.

Конечная масса УРМ-2 = 4 т.
РЗТ УРМ-2 = 36 т.

Масса ГО = 3 т.

Итого 24,5+11*4+11,5+130*5+36+4+3=773т.

В ЦБ после отделения ББ остаётся 80 т. топлива. Створки ГО сбрасываются сразу после отделения ББ.
УИ первой ступени 309 с. (-1 за счёт дросселирования)
УИ второй ступени 335 с. (-2 за счёт разновысотности)
УИ третей ступени 359 с.

Х.С.1=9,81*309*ln(773/203)=4053 м/с
Х.С.2=9,81*335*ln(156/76)=2363 м/с
Х.С.3=9,81*359*ln(64,5/28,5)=2876 м/с

Х.С. =4053+2363+2876=9292 м/с

Потребная Vпотр=7800

Потери=1492
из них потери первой ступени гдето 1200, второй 60, третей 232

Получается, что ЦБ дросселируется ажно с 25-й секунды. По потерям тоже интересная картина. У Сатурна-5 средняя тяговооруженность 1-й ступени была выше, время работы меньше, а гравпотери такие же, как у Ангары. На 2-й ступени тоже маловато получается. А ведь есть еще и аэродинамические потери, и потери на управление.

[freinir]

Если вернуться к расчету Френира:

Мпн=24,5 т.
Конечная масса ББ=11 т.
Конечная масса ЦБ=11,5 т.
РЗТ УРМ-1 =130 т.

Конечная масса УРМ-2 = 4 т.
РЗТ УРМ-2 = 36 т.

Масса ГО = 3 т.

Итого 24,5+11*4+11,5+130*5+36+4+3=773т.

В ЦБ после отделения ББ остаётся 80 т. топлива. Створки ГО сбрасываются сразу после отделения ББ.
УИ первой ступени 309 с. (-1 за счёт дросселирования)
УИ второй ступени 335 с. (-2 за счёт разновысотности)
УИ третей ступени 359 с.

Х.С.1=9,81*309*ln(773/203)=4053 м/с
Х.С.2=9,81*335*ln(156/76)=2363 м/с
Х.С.3=9,81*359*ln(64,5/28,5)=2876 м/с

Х.С. =4053+2363+2876=9292 м/с

Потребная Vпотр=7800

Потери=1492
из них потери первой ступени гдето 1200, второй 60, третей 232

Получается, что ЦБ дросселируется ажно с 25-й секунды. По потерям тоже интересная картина. У Сатурна-5 средняя тяговооруженность 1-й ступени была выше, время работы меньше, а гравпотери такие же, как у Ангары. На 2-й ступени тоже маловато получается. А ведь есть еще и аэродинамические потери, и потери на управление.

Ну я же говорил, эти значения приближены. Сухие массыв действительности меньше. Заправки ЦБ и ББ чуть разные. УИ я немного занизил.

[Дмитрий В.]

НК-33 разве дросселируется до 30%?

А ему зачем? Но вот это самое дросселирование до 50% обошлось много во что, в том числе в развороченный старт Н1, пока было отработано. Вы что не понимаете, какая будет динамика у А5?

Штатный диапазон для НК-33 для Н-1- от 77% до 103% номинала. Все прочие проценты, видимо, получены после закрытия Н-1, либо при стендовой отработке, в полете 50% наксколько помню не планировалось.

[RadioactiveRainbow]

Как осущестляется управление УРМ-1 по крену?

[Salo]

Так соплами крена ЕМНИП на выхлопе от ТНА, как на НК-33-1.

[freinir]

Как осущестляется управление УРМ-1 по крену?

Легко!
В пакете думаю объяснять не надо  :wink:
В "одиночном" полёте соплами крена.

[RadioactiveRainbow]

Так соплами крена ЕМНИП на выхлопе от ТНА, как на НК-33-1.

На выхлопе ТНА РД-191?  :lol:

В том-то и вопрос - на чем крен работает? Основные компоненты? Дополнительные?
Может вообще РДТТ с соплами по крену?

[fagot]

На выхлопе ТНА РД-191?  :lol:

Ну на генераторном газе имелось ввиду :wink:

[fagot]

Ну я же говорил, эти значения приближены. Сухие массыв действительности меньше. Заправки ЦБ и ББ чуть разные. УИ я немного занизил.

Однако потери от этого не уменьшатся, а от столь раннего дросселирования наоборот возрастут, плюс еще потери УИ при дросселировании.

[Дмитрий В.]

Ну я же говорил, эти значения приближены. Сухие массыв действительности меньше. Заправки ЦБ и ББ чуть разные. УИ я немного занизил.

Однако потери от этого не уменьшатся, а от столь раннего дросселирования наоборот возрастут, плюс еще потери УИ при дросселировании.

На самом деле, значительная часть гравпотерь формируется в первые 40-50 секунд полета, когда угол наклона траектории близок к 90 град. К 40-й секунде, как правило, заканчивается аэродинамический разворот и появляется необходимость ограничения скоростного напора. Здесь дросселирование весьма кстати. Конечно, любое дросселирование увеличивает гравитационные потери и потери УИ. Однако на настолько критично.

[freinir]

Ну более 15% потерь это нормально.

[fagot]

На самом деле, значительная часть гравпотерь формируется в первые 40-50 секунд полета, когда угол наклона траектории близок к 90 град. К 40-й секунде, как правило, заканчивается аэродинамический разворот и появляется необходимость ограничения скоростного напора. Здесь дросселирование весьма кстати. Конечно, любое дросселирование увеличивает гравитационные потери и потери УИ. Однако на настолько критично.

По расчетам Френира дросселирование получается с 25-й секунды. Но даже на 40-й ракета движется еще довольно вертикально, а учитывая начальную тяговооруженность Ангары, дросселирование ей вообще противопоказано. Да и макс. Q она проходит явно позднее 40-й секунды. Интересно, каким образом потери Ангары получаются значительно меньше, чем у Сатурна-5?

[freinir]

На самом деле, значительная часть гравпотерь формируется в первые 40-50 секунд полета, когда угол наклона траектории близок к 90 град. К 40-й секунде, как правило, заканчивается аэродинамический разворот и появляется необходимость ограничения скоростного напора. Здесь дросселирование весьма кстати. Конечно, любое дросселирование увеличивает гравитационные потери и потери УИ. Однако на настолько критично.

По расчетам Френира дросселирование получается с 25-й секунды. Но даже на 40-й ракета движется еще довольно вертикально, а учитывая начальную тяговооруженность Ангары, дросселирование ей вообще противопоказано. Да и макс. Q она проходит явно позднее 40-й секунды. Интересно, каким образом потери Ангары получаются значительно меньше, чем у Сатурна-5?

Ну хватит придираться, я говорю, данные для расчёта немножко отличаются!

[Старый]

да и с увеличенным в 2 раза давлением в КС РД-0124 не испытывает проблем ни с надёжностью, ни со стоимостью!

 Кончно не испытывает. Граница "ненадёжности" проходит гдето по 200 атмосферам. Левее двигатели не горят, правее- горят.