Носители легкого класса: технический облик

[Salo]

Не думаю, что это большая проблема. БДВ видится именно, как апогейный блок однократного включения. Обеспечить подачу ВПВ для работы РСУ на пассивном участке можно и за счет предстартового наддува. А "импульсность" работы можно обеспечить и газораспределителем. В конце концов, в ЖРДМТ РСУ можно катализатор расположить непосредственно в КС.

Дык в ЖРД МТ СУС  СА Союза так и сделано. Вот они готовенькие на 7,5 кгс в руки просятся. :wink:

[Старый]

Шо, опять! :shock:

А шо делать...

[Salo]

http://www.samspace.ru/RN/souz_1.htm

[ZOOR]

Вот Старый и говорит, что за один пуск на ССО нам меньше 1,5 тонн (а в перспективе, когда НК-33 ек, 2-х тонн у А-1.2) не надо.
Хороший повод вернуться на герметичные платформы - резерв нагрузки позволяет.

[Старый]

http://www.samspace.ru/RN/souz_1.htm

Ну ничего. Больше - не меньше.
 Как это ни странно, но маленький спутник на большой ракете запустить можно, а вот большой на маленькой - ну никак.

[Salo]

Вот Старый и говорит, что за один пуск на ССО нам меньше 1,5 тонн (а в перспективе, когда НК-33 ек, 2-х тонн у А-1.2) не надо.
Хороший повод вернуться на герметичные платформы - резерв нагрузки позволяет.

У Ангары 1.2 непонятно пока чем на ССО летать.

[Старый]

Вот Старый и говорит, что за один пуск на ССО нам меньше 1,5 тонн (а в перспективе, когда НК-33 ек, 2-х тонн у А-1.2) не надо.
Хороший повод вернуться на герметичные платформы - резерв нагрузки позволяет.

Вот два спутничка по 500 кг и поставят. А меньше у нас всё равно ничего путного не выйдет.
Спутники класса Смекс которые у супостата тянут на 250-300 кг в нашем исполнении выйдут в 500-600 кг.

[ZOOR]

У Ангары 1.2 непонятно пока чем на ССО летать.

В смысле? По последним прогнозам она без 3-й ступени на безе "технологий Бриза-КМ" летать не будет. Хотя СУ у 1-2-й своя будет - уродство ИМХО

ЗЫ В принципе как и Союз 2-1в без БВ Волга. И так же у каждого своя СУ.

[Salo]

Бриз-КМ слишком тяжёлый.

[ZOOR]

Для 110-и тонного Рокота подходит, а для 170-и тонной Ангары 1.2 тяжелый ?
К тому же, там "на базе", и как его препарируют, еще не ясно  :roll:

[Salo]

196/170=1.15
196/(166.2+6+2)=1.125

[Дмитрий В.]

Грубо-приблизительно? 200кг? 300 кг?

Пересчитал в спредшите одноимпултьсное довыведение с 200х1000 на 1000х1000 км, наклонение 98 град. При фиксированной тяге ЖРД на ВПВ и керосине 0,2 тс и УИ=285 с РЗТ получился 82 кг ХС=215,2 м/с. Масса ПГ на опорной орбите 200х1000 км 1103 кг. На целевой - 886 кг. В состав БДВ включен приборный отсек, единый с РН.

[Salo]

РД-58М или МФ на второй ступени тоже хорош, поскольку допускает использование схемы с вторым включением МД. Однако стоимость у него весьма высокая. 11Д33 тоже подходит, но его уже сняли с производства и он на второе включение не расчитан, а значит требуется доработка.

11Д58М дорог в т.ч. потому что мелкосериен. Если увеличить объемы производства, то его стоимость снизится.

Я больше склонен к отдельному блок довыведения, интегрированному в адаптер ПН. Возможно, неплохо бы смотрелся вариант с ВП на перекиси и керосине.

Ну если ограничиться одним включением двигателя второй ступени, то стоит подумать над следуюшим вариантом.

Ничего кроме упрощённых принципиальных схем из книги Уманского у меня нет, но чем богаты тому и рады.





Берём КС, ТНА и ГГ 11Д58М и отбрасывая всё лишнее делаем на их основе двигатель с одинарным включением.  

Наддув гелием из баллонов. Значит газогенератор с теплообменником для наддува баков, как в 11Д33, или смеситель с испарителем, как в РД-0109, не нужен. Гелий подогреваем в теплообменнике, как в 11Д58М.

Учитывая небольшой размер ступени (скорее блок Л или Блок Е, чем Блок ДМ) и возможность использования несущих баков, можно приподнять давление наддува и отказаться от бустерных насосов.

Пирозапальники и блок многократного запуска нам не нужны. Используем две ампулы с пусковым топливом (для КС и газогенератора). Эта схема была уже отработана на поздних 11Д33.

Пиростартер не нужен. Запуск двигателя без предварительного захолаживания можно организовать подобно таковому у РД-0124:
http://www.lpre.de/kbkha/RD-0124/index.htm

Я думаю стоит отказаться и от кардана с рулевыми машинами. Вместо них используем четыре рулевых ЖРД МТ 17Д16 тягой 20 кгс. 17Д16 запитываем от насоса горючего и окислительного ГГ через дроссельные шайбы.
Можно использовать схему с качанием их попарно во взаимно перпендикулярных плоскостях в одностепенных шарнирах.
А можно использовать схему с неподвижными соплами, как на Блоке Е.

Полученную экономию массы можно использовать на увеличение степени расширения сопла с помощью насадка радиационного охлаждения.

Используем одноразовые пироклапаны вместо многоразовых с гелиевым приводом. Так дешевле и надёжней.

[Alexander Ponomarenko]

Nano/Microsatellite Launch Demand Assessment 2011
Revision A, 22 November 2011
Mr. Dominic DePasquale, Mr. A.C. Charania (Space Works)

[ZOOR]

Вспомнилось
Полётовцы после вливания в ЦиХ и возложения на них производства УРМа прорабатывали такой проект

... Доработка ступени УРМ-1 на установку в ней ДМТ с тягой 5 тс и на отделение в полёте ХО с маршевым двигателем РД-191 позволит создать одноступенчатую РН легкого класса размерности 525 кг полезного груза на приполярной круговой орбите высотой 800 км.

Но дело заглохло - денег на СУ не нашли ЕМНИП

Еще они смотрели в сторону то-ли Тора, то-ли Арса в качестве доводочной ступени,  но Арсеналовцы загнули цену на него на порядок большую, чем декларировали в статье НК  

[Salo]

http://www.ihst.ru/~akm/35t11.htm

К ВОПРОСУ СОЗДАНИЯ «ОДНОСТУПЕНЧАТОЙ» РАКЕТЫ КОСМИЧЕСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ ЛЕГКОГО КЛАССА

В.Н. Блинов, Н.Н. Иванов, Э.Г. Микула, Р.М. Хусаинов

Производственное объединение «Полёт» - филиал ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, г. Омск

Для классической многоступенчатой схемы ракеты космического назначения (РКН) по методу гарантированного результата выбор основных проектных параметров (ОПП) РКН осуществляется для наиболее «тяжелой» целевой задачи из заданного множества и в дальнейшем на всём жизненном цикле ОПН сохраняют фиксированное значение. В результате РКН имеет структурную и параметрическую избыточность для других целевых задач, отличных от наиболее «тяжелой».

Для повышения эффективности путем снижения структурной и параметрической избыточности предлагается создание «одноступенчатой» РКН по методу структурного проектирования, в основу которого заложена возможность изменения ОПП при реализации всего множества целевых задач на всем жизненном цикле РКН.

Конструктивно-компоновочная схема «одноступенчатой» РКН содержит головной обтекатель, снаряженный приборный отсек, единую топливную систему, сбрасываемый с хвостовым отсеком маршевый двигатель и рулевой двигатель.

Такой подход к созданию РКН позволяет формировать ОПП, которые в части распределения масс и тяговооруженностей по участкам выведения полезной нагрузки (ПН) могут меняться при реализации конкретной целевой задачи из заданного множества путем изменения времени отделения маршевого двигателя с хвостовым отсеком.

Гибкая схема «одноступенчатой» РКН повышает ее энергетические возможности и имеет преимущества по располагаемому диапазону наклонений орбит благодаря расширенным возможностям по выбору районов падения отделяющихся частей.

Результаты расчетов энергетических характеристик «одноступенчатой» РКН на компонентах топлива «кислород+керосин» для «прямых» траекторий выведения (без баллистической паузы) со стартовой массой 140.6 т, «сухой» массой 8.45 т, рабочим запасом топлива 131.36 т и массой сбрасываемого хвостового отсека с маршевым двигателем (тяга 210 тс, удельный импульс тяги 337с) 3.8 т приведены в табл. 1.

Таблица 1


 

В качестве рулевого двигателя использован 4-х камерный двигатель с тягой 7 тс и удельным импульсом тяги 337 с. Время сброса маршевого двигателя определялось из условия обеспечения максимума массы ПН, выводимой на орбиту, и составило ~ 176 с.

В таблице 2 приведены результаты расчетов энергетических характе-ристик РКН для траекторий выведения с баллистической паузой. Оптимальное время работы маршевого двигателя составило ~ 190 с.

Таблица 2



Результаты расчетов показывают на принципиальную возможность создания 2-х двигательной «одноступенчатой» РКН легкого класса с единой топливной системой.[/size]

[SpaceR]

"Ангара-1.0". Вторая ступень отсутствует.

[Salo]

Атлас по-русски.

[SpaceR]

Тогда уж уточнять "Атлас-1". А то их много разных было.

Кстати говоря, у Атласа была ведь эта уникальная технология Convair по наддутым бакам, а как, интересно, с их массовым совершенством у такой РН?
А то как-то сомнительно выглядит заявленная сухая масса в 4,65 т (после отделения ХО).  :roll:

[Salo]

Тогда уж уточнять "Атлас-1". А то их много разных было.

Если уточнять, то Аtlas-B, или Atlas-D. :wink: