название темы удалено автором

[Bell]

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=314512#314512


РЗТ 19,6 т, Мкон 3,27 т. Это 16 т к Луне двухпуском.

ЗЫ. Что РЗТ 19,6 т видно на слайде Ангара-А7В. Там 3-я ступень явно на базе КВТК, только с 2-мя двигателями. Заправка четко 19,6 т.

О, кстати о двигателях. Там написано РД-0146, со сдвижным насадком - это реально 470 сек УИ.

[frigate]

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=314512#314512

РЗТ 19,6 т, Мкон 3,27 т. Это 16 т к Луне двухпуском.

ЗЫ. Что РЗТ 19,6 т видно на слайде Ангара-А7В. Там 3-я ступень явно на базе КВТК, только с 2-мя двигателями. Заправка четко 19,6 т.

О, кстати о двигателях. Там написано РД-0146, со сдвижным насадком - это реально 470 сек УИ.

Сайт ОАО КБХА:
РД0146. Перспективные ракеты-насители и кислородно-водородные разгонные блоки

Удельный импульс тяги в пустоте, кгс·с/кг (м/с)  463 (4542)

"Надо заметить, что наш двигатель получился не хуже американского аналога" И.Афанасьев. "Новости космонавтики" N 12, 2001 ("Огневые испытания воронежского ЖРД").  

Аналог (летавший в космос) - это RL-10В-2 (Pratt & Whitney)
Specific impulse: 465.5 sec ( RL-10В-2   )

[Bell]

Сайт ОАО КБХА:
...

А чего такого? Там без соплового насадка 463 сек, а с ним - 470.

[serb]

кстати, заметим, что одним пуском А5/КВТК к Луне отправляется 10 тонн, т.е. 7 тонн на ОЛО.
Интересно, можем мы что-то собрать из 7-тонных модулей?

К примеру, "Зонд" со стыковочным узлом, на 2 человек и 5 тонн АТ/НДМГ (для торможения у Луны, операций на ОЛО и отлета к Земле - можно ли вписать в 5 тонн сухой массы?

[frigate]

Сайт ОАО КБХА:
...

А чего такого? Там без соплового насадка 463 сек, а с ним - 470.

ПРОЕКТ «Качество ЖРД»

"Использование КС [камер сгорания] из КМ [неметаллических композиционных материалов] для РД0146 при отсутствии завесы позволит увеличить удельный импульс тяги с 463 с (металлическая КС 3% на завесу) до 476 с (прирост 13 с)."

[/i]

Поживем - увидим (c) "Ирония судьбы или с лёгким паром" (пока слетает - скорее на Союзе чем на Анагаре).

[frigate]

кстати, заметим, что одним пуском А5/КВТК к Луне отправляется 10 тонн, т.е. 7 тонн на ОЛО.
Интересно, можем мы что-то собрать из 7-тонных модулей?

К примеру, "Зонд" со стыковочным узлом, на 2 человек и 5 тонн АТ/НДМГ (для торможения у Луны, операций на ОЛО и отлета к Земле - можно ли вписать в 5 тонн сухой массы?

Ну допустим не 7 тонн на лунной орбите а 8 с гаком (8825 кг при 4% запасе delta V), ладно попробую пересчитать с учетом новых данных по КВТК (Вадиму огромное спосибо за "картинки с выставки").

[serb]

Ну допустим не 7 тонн на лунной орбите а 8 с гаком (8825 кг при 4% запасе delta V), ладно попробую пересчитать с учетом новых данных по КВТК (Вадиму огромное спосибо за "картинки с выставки").

С чего это? Тормозить у Луны будем на АТ/НДМГ (срок хранения 3 суток не заявлен)

Коррекция 50м/с, импульс выхода на ОЛО - 850, итого 900м/с при ISp 326с дают примерно 7.5 т

А полный импульс с маневрами на орбите - что-то типа 2200 м/с дает при том же ISp сухую массу в половину от заправленной

[frigate]

Ну допустим не 7 тонн на лунной орбите а 8 с гаком (8825 кг при 4% запасе delta V), ладно попробую пересчитать с учетом новых данных по КВТК (Вадиму огромное спосибо за "картинки с выставки").

С чего это? Тормозить у Луны будем на АТ/НДМГ (срок хранения 3 суток не заявлен)

Коррекция 50м/с, импульс выхода на ОЛО - 850, итого 900м/с при ISp 326с дают примерно 7.5 т

А полный импульс с маневрами на орбите - что-то типа 2200 м/с дает при том же ISp сухую массу в половину от заправленной

Пардон, я считал что TLI маневр, коррекцию и выход на орбиту Луны осуществляет кислородно-водородный РБ.

[frigate]

кстати, заметим, что одним пуском А5/КВТК к Луне отправляется 10 тонн, т.е. 7 тонн на ОЛО.
Интересно, можем мы что-то собрать из 7-тонных модулей?

К примеру, "Зонд" со стыковочным узлом, на 2 человек и 5 тонн АТ/НДМГ (для торможения у Луны, операций на ОЛО и отлета к Земле - можно ли вписать в 5 тонн сухой массы?

Для РБ КБТК (2-х пусковая схема полета со стыковкой на LEO):  

Начальная масса с проставкой 24.25 тонн
(вопрос Вадиму - речь идет о нижней проставке, соединяющей РБ с 3-ей ступенью РН?)
Рабочий запас топлива - 19.60 тонн
Конечная масса РБ - 3.27 тонн
Delta V для выхода на орбиту Луны 4200 м/сек

При удельном мпульсе 463 сек масса полезной нагрузки на лунной орбите 10100 кг,
При удельном импульсе 470 сек - 10407 кг.

Не уверен, что в конечную массу РБ включена масса стыковочного узла и системы управления (хотя двигатели ориентации на картинке присутствуют).

[avmich]

Там написано РД-0146, со сдвижным насадком - это реально 470 сек УИ.

Удельный импульс тяги в пустоте, кгс·с/кг (м/с)  463 (4542)

Аналог (летавший в космос) - это RL-10В-2 (Pratt & Whitney)
Specific impulse: 465.5sec

Отсюда:

In 1988, «Energia» RSC awarded KBKhA to produce the RO-95 LOX-LH2 engine without gas generator for «Buran-Т» and «Vulcan» LV boosters... The RO-95 LOX-LH2 engine produced 10 tf thrust with a specific impulse of 475 s... While work on the RO-95 engine was stopped after preliminary design, this engine might be considered as a predecessor to the first modern Russian expander cycle LOX-LH2 RD0146 engine.

[frigate]

В.А. Молодцов Пилотируемые космические полеты

В ответ НПО «Энергия» предложило создание разгонных блоков с кислородно-водородным двигателем РО-95, разрабатываемым в КБ «Химавтоматика». При тяге 10 тонн он имел удельный импульс 475 секунд, что, как говорится, соответствует лучшим мировым стандартам. Стендовые огневые испытания РО-95 планировалось начать в 1991-1992 годах. Однако министерство общего машиностроения в феврале 1989 года приняло решение об унификации разгонных на базе двигателя 11Д56У с уровнем тяги 7,5 тонн при удельном импульсе 461-466 секунд, что фактически возвращало нашу космонавтику на этом направлении в 60-е годы. К сожалению, по экономических причинам, вызванных распадом СССР, кислородно-водородный разгонный блок для наших нужд так и не был создан. Хотя, в принципе, такой блок и был разработан в КБ «Салют» и изготовлен на заводе имени М.В. Хруничева, но, во-первых, за индийские деньги, а, во-вторых, для индийского носителя GSLV. Первый свой полет разгонный блок 12КРБ совершил 18 апреля 2001 года, при старте индийской ракеты с индийского космодрома Шрихарикота.

Подробнее у Б.И.Губанова

Синица в руках (РД-0146) или журавль в небе (РО-95)  :?:

[Bell]

Еще одну схему просчитал.
Если продать душу дьяволу, в смысле принять Ангару-5П и Ангару-7, то наклевывается следующее.

Простейшие расчеты показывают, что:
1) однопусковая схема невыгодна и труднореализуема - нужна монструозная РН
2) очень желательно ПКК выводить отдельным запуском на соответствующей РН
3) двухпусковая схема тоже требует РН 100-тонного класса, что для нас неприемлимая роскошь
4) минимум пусков при максимуме ПН на средне-тяжелых серийных ГСОшных РН - 40+40+18 = 98 т на ЛЕО

Одна Ангара-7 с водородным РБ по данным хруников сможет закинуть к Луне 14 т, это примерно 9-9,5 т на ЛЛО. Для нормального лендера мало. Тем более для лендера, расчитанного на 3 человек и более-менее продолжительную экспедицию. Иначе вульгарный флаговтык.
С другой стороны, пара 18+40 т имеет существенный излишек ПН к Луне.
С третьей стороны, лунный экспедиционный комплекс по сути состоит из трех частей - ЛОК, посадочная и взлетная ступень лендера.

Вот тут появляется возможность взлетную ступень с кабиной экипажа выводить вместе с РБ на 40-тоннике, стыковать с ЛОКом и использовать при перелете как логистик-модуль. А большую посадочную ступень (в т.ч. с грузами, ровером и т.п. на внешней подвеске) выводить вторым 40-тонником. На ЛЛО соотвественно все стыковать и садится.

Связка 18+40 при 35-тонном водородном РБ забросит к Луне ~25 т, вобщем получается где-то 6,5 т на взлетную кабину. Это как раз в 1,5 раза больше, чем была взлетная ступень ЛМа, значит на 3-х человек хватит. При этом, отпадает потребность в большом БО, можно использовать ресурсы взлетной кабины, значит можно облегчить ЛОК.

Вот такие пироги...

[avmich]

Синица в руках (РД-0146) или журавль в небе (РО-95)  :?:

While work on the RO-95 engine was stopped after preliminary design, this engine might be considered as apredecessor to the first modern Russian expander cycle LOX-LH2 RD0146 engine.

Журавль в небе - предшественник синицы в руках?..

[Bell]

Там кстати есть еще заначка в виде тарельчатого сопла. УИ за 470, размеры и вес меньше.

[Lev]

Bell писал(а):

Связка 18+40 при 35-тонном водородном РБ забросит к Луне ~25 т, вобщем получается где-то 6,5 т на взлетную кабину. Это как раз в 1,5 раза больше, чем была взлетная ступень ЛМа, значит на 3-х человек хватит. При этом, отпадает потребность в большом БО, можно использовать ресурсы взлетной кабины, значит можно облегчить ЛОК.
Вот такие пироги...

Элегантно и здорово. Спасибо.