Блоки ЛМ, Таймыр, Корвет

[Salo]

Вот что пишут в книге "Ракетно-космическая корпорация Энергия имени С.П.Королёва. 1946-1996" стр.472-473:

Анализ задач, решаемых в процессе полетов различных космических аппаратов, показал, что существующие в Российской Федерации разгонные блоки не в полной мере удовлетворяют возрастающим потребностям по массе и параметрам рабочих орбит. Так, разгонный блок Л со стартовой массой порядка 6 т, созданный в начале 60-х годов и эксплуатирующийся в составе РН типа Р-7 "Молния", обеспечивал только один запуск, что не позволяло выводить КА на синхронно-солнечные орбиты и формировать высокоэллиптические орбиты высотой перигея 1000-1500 км.
Разгонный блок ДМ, эксплуатируемый в составе РН "Протон", требовал незначительных доработок для использования его в качестве блока довыведения в составе РН "Энергия-М" и "Ангара" и в качестве разгонного блока - в составе РН "Зенит". Таким образом, требовалось создание универсального разгонного блока для использования его в составе существующих, разрабатываемых и перспективных РН различного класса.
В начале 1994 года по инициативе заместителя генерального конструктора Б.А. Соколова было решено, что подобный разгонный блок целесообразно разрабатывать в два этапа.
На первом этапе создается блок ЛМ - модернизация блока Л ракеты-носителя типа Р-7. Блок ЛМ предполагалось разрабатывать НПО им. Лавочкина (В.М, Ковтуненко), объединенную двигательную установку на базе многофункционального двигателя 11Д58МФ - НПО "Энергия". С помощью блока ЛМ планировалось выведение КА массой до 2,3 т на орбиту высотой перигея 600 км и апогея 40 000км.
На втором этапе планировалась модернизация блока ЛМ с использованием вновь разрабатываемого двигателя РД-161 (типа двигателя, используемого на РБ "Прорыв").
Блок ЛМ мог быть создан за два года, так как обеспечивалась большая преемственность элементов конструкции блока - ранее отработанных бортовых систем. Многофункциональный двигатель. 11Д58МФ создавался на базе отработанного и много лет эксплуатируемого двигателя 11Д58М с учетом опыта создания объединенной двигательной установки орбитального корабля "Буран".
Ракетный блок ЛМ обеспечивал выведение КА большей массы, чем блок Л, на различные высокоэллиптические и круговые орбиты с заданными параметрами, длительность функционирования достигала двух суток. Его ДУ использовала экологически чистые компоненты топлива (кислород и керосин), а для отдельных задач - горючее синтин или перспективное экологически чистое горючее омар.
Разработка РБ ЛМ позволила бы создать семейство РБ легкого класса. Модификация блока ЛМ проводилась за счет дооснащения или замены соответствующих опорных и переходных отсеков, а также изменения или установки различных служебных систем.
Применение блока ЛМ на РН легкого класса обеспечивало выполнение всех задач по выведению КА типа "Молния-ЗК" на заданные орбиты, требующих использования РБ, а применение блоков ЛМ1, ЛМ2 и ЛМЗ в составе РН среднего и тяжелого классов – по выведению тяжелых КА на заданные низкие и средние орбиты.
Активными разработчиками проектов были В.Г, Хаспеков, Б.П. Сотсков, М.В. Рожков, В.И, Бодриков, А.М. Егоров, В. И. Катаев, В.И. Журавлев, О.С, Дитрих и др.

Там же стр. 482-483:

В конце 1995 года были подготовлены материалы о концепции создания рокетнокосмического комплекса "Молния - Ямал", В инженерной записке рассмотрено выведение одиночных космических коммерческих аппаратов, создаваемых совместно РКК "Энергия" и фирмой Sрасе Systems Loral на базе служебной платформы КА "Ямал". Космические аппараты комплекса, разрабатываемые на базе высокотехнологической служебной платформы КА "Ямал" и целевой аппаратуры фирмы Sрасе Systems Loral обеспечивают в течение 10 лет:
• фиксированную связь;
• связь с подвижными объектами;
• непосредственное телевизионное вещание.
С целью обеспечения высоких энергетических характеристик комплекса предусматривается:
• схема выведения с пертурбационным маневром у Луны для изменения наклоненияорбиты;
• использование систем КА для управления разгонным и апогейным блоками, их электропитания и передачи телеметрической информации.
Комплекс "Молния - Ямал" создается с использованием отработанных и эксплуатируемых в течение многих лет ракет-носителей "Молния" (8К78) со своими техническим и стартовым комплексами и вновь разрабатываемой космической головной части.

Разработка комплекса осуществляется в два этапа:
• на первом этапе предусматривается использование РН "Молния" с двигателями I и II ступени с новыми форсуночными головками, блоком ЛМ с двигателем 11Д58М и апогейным блоком, при этом обеспечивается выведение на геостационарную орбиту КА массой 1050-1150 кг в зависимости от места старта;
• на втором этапе используется РН "Молния" с новым двигателем на блоке И, разгонным блоком ЛМ и апогейным блоком, при этом масса КА, выводимого на геостационарную орбиту,составляет 1200-1300 кг.
Разгонный блок ЛМ, как уже отмечено выше, создается путем модернизации существующего блока Л ракеты-носителя "Молния" с использованием двигателя 11Д58М.
Апогейный блок создается вновь в РКК "Энергия" с использованием камеры двигателя 17Д61, прошедшего успешные испытания на компонентах топлива кислород-керосин.
Введение в состав комплекса апогейного блока позволило упростить требования, предъявляемые к разгонному блоку, и увеличить массу космического аппарата. Предусматривается также выводить на орбиту спутник "Ямал" с помощью РН "Протон".

[Salo]

[Salo]

В книге "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П.Королёва. На рубеже двух веков 1996-2001." стр.700-701:

Была показана возможность создания в короткие сроки ракеты космического назначения, способной выводить по «прямой» схеме на геостационарную орбиту КА массой  1 300 кг при пусках с космодрома Байконур. Эта ракета получила название «Ямал» (затем «Квон», «Аврора»).
Здесь уместно отметить, что поиск путей создания более экономичных средств выведения для космических аппаратов «Ямал-100» и «Ямал-200» выявил необходимость совершенствования не только ракет-носителей, но и разгонных ракетных блоков. Было показано, что наиболее оптимальной схемой выведения КА на ГСО при использовании РН «Союз» является схема с применением двух независимых разгонных блоков, например модернизированного блока ЛМ (на базе входящего в состав РН «Молния» блока Л) и специального, так называемого «апогейного», блока (АБ).
Известно, что решение задачи выведения КА на ГСО требует неоднократной выдачи разгонных и корректирующих импульсов. Существующий блок Л допускает только однократное включение двигателя. В связи с этим было предложено провести его модернизацию и создать на его основе блок, допускающий многократное включение. Эта разработка и получила название «Блок ЛМ». Блок ЛМ относится к разгонным блокам легкого класса.
Его основные особенности:
-использование унифицированных с блоком Л конструкций баков и арматуры ПГСП;
-применение в качестве ДУ двигателя 11Д58М многократного включения;
-автономная система управления маршевым двигателем, аналогичная системе управления на РБ ДМ;
-основные функции по управлению разгонным блоком, измерению контролируемых параметров, снабжению его электропитанием возложены на соответствующие системы КА («лифтовый» принцип).
Анализ различных схем построения космических разгонных систем с точки зрения экономики показал, что выгодно использовать блок ЛМ с увеличенной заправкой и топливными баками в моноблочном исполнении. Была проделана большая работа по восстановлению ранее имевшегося штампового оснащения на заводе-изготовителе топливных баков.
Их использование и определило окончательную конфигурацию блока ЛМ.
Большой интерес к разработке блока ЛМ проявили в самарском ГНП РКЦ «ЦСКБ-Прогресс», а также зарубежные партнеры. Были сделаны, в частности, предложения об использовании блока ЛМ в составе РН «Союз» при запуске австралийских космических аппаратов на коммерческой основе. Основное требование в этих предложениях - экологическая чистота изделий, используемых при запуске с территории Австралии. Именно это ограничивающее требование не дает возможность применять в составе ракеты-носителя разгонный блок «Фрегат» (разработки НПО им. С.А. Лавочкина) с высококипящими токсичными компонентами.
Располагая, по сравнению с РБ «Фрегат» и блоком Л, большими энергетическими возможностями, РБ ЛМ в составе РН «Союз» был предложен для решения задачи поддержания с космодрома Плесецк находящейся в эксплуатации навигационной спутниковой системы «Ураган».
Для разгонных блоков такого класса оптимальное значение тяги ДУ составляет около 2 тс. В разработанных в 1996 г. материалах технических предложений по блоку ЛМ отмечается, что применение на этом блоке двигателя РД-161 с такой тягой (новая разработка НПО «Энергомаш») позволит увеличить максимальную массу выводимого полезного груза на 300...400 кг. Учитывая, однако, прогнозируемые сроки окончательной доводки двигателя РД-161, оснастить им блок ЛМ предполагается на втором этапе его создания.
Первый этап предусматривает использование отработанного двигателя 11Д58М. Вместе с этими работами велись поисковые работы по созданию апогейного блока (АБ) и его объединенной двигательной установки (ОДУ).
Разработка апогейного блока стала результатом поиска оптимальной схемы выведения ракетой-носителем «Союз-2» (и РБ ЛМ) одиночных КА типа «Ямал» на ГСО с использованием пертурбационного эффекта в процессе облета Луны.
Был учтен опыт оптимизации сложных межорбитальных перелетов, приобретенный РКК «Энергия» в процессе работ по теме Н1-Л1.

ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ АБ
«Сухая» масса ДУ, кг ................................................205
Максимальная масса заправляемых компонентов, кг:
окислитель ...............................................................800
горючее ...................................................................400
Номинальная тяга маршевого двигателя, кг ................300
Количество запусков маршевого двигателя в полете .....7

Особенности апогейного блока:
-применение тех же нетоксичных компонентов топлива(жидкий кислород + керосин), что и на разгонном блоке ЛМ;
-использование в составе объединенной двигательной установки в качестве двигателей управления газовых сопел с электропневмоклапанами, работающих на холодном газе (пары кислорода);
-реализация технических решений, исключающих засорение космического пространства отделяющимися элементами и обеспечивающих увод АБ с орбиты функционирования КА;
-применение высокоэффективной теплоизоляции для бака окислителя на основе ЭВТИ-2РЛ;
-разработка элементов АБ с учетом особенностей РБ ЛМ, что облегчает их совместную эксплуатацию;
-максимальное упрощение ДУ за счет применения вытеснительной подачи компонентов топлива и неохлаждаемой нерегулируемой камеры сгорания маршевого двигателя.
Маршевый двигатель имеет тягу 300 кгс. Его камеру сгорания предполагалось создать на базе серийно изготавливаемой неохлаждаемой камеры типа С5.80 (17Д61), что было подтверждено проведением в инициативном порядке в 1984 г. серии огневых испытаний. Суммарный запас топлива в баках ОДУ не превышал 800 кгс (с применением вытеснительной системы подачи под давлением около 12 кгс/см2).
Заправку ОДУ апогейного блока жидким кислородом предполагалось проводить на СК из заправляемой кислородом предыдущей ступени (разгонного блока ЛМ). Горючее хранится в ампулизированном баке, заправляемом на ТК.
Предлагая такое решение, специалисты, безусловно, учитывали то, что РКК «Энергия» располагает уникальным опытом хранения жидкого кислорода в условиях длительных космических полетов, полученным еще в 70-е годы при создании комплекса ЛЗ.
Специалисты отделения 27 предложили выделить из состава апогейного блока объединенную двигательную установку как законченную сборку. Такая ОДУ может функционировать автономно в составе двигательной установки разгонного блока довыведения или в качестве двигательных установок РБ легкого класса.

[Salo]

[Salo]

В книге "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П.Королёва. На рубеже двух веков 1996-2001." стр.767:

Наличие большого научнотехнического задела, полученного при разработке РН «Квант-1», позволило в короткий срок оценить возможность создания и основные параметры такой РН. Таким образом был сформирован облик двухступенчатой РН «Диана», использующей экологически чистые компоненты топлива —керосин и жидкий кислород. В качестве I ступени используется ракетный блок, создаваемый на базе блока И ракеты-носителя «Союз». В качестве маршевого двигателя предложен РД-0243К, модификация существующего высоконадежного двигателя ЗД37, использовавшегося ранее в составе баллистических ракет. Работы по модификации предусматривают перевод этого двигателя на компоненты кислород + керосин. Такой подход обеспечивает создание маршевой двигательной установки в минимальные сроки при незначительном объеме финансирования. Вся производственная база двигателя-прототипа используется полностью и не требует подготовки к производству. В качестве II ступени РН «Диана» предложена модификация ранее разработанного разгонного блока ЛМ с изменением конструкции бака окислителя.
Бортовые системы управления и телеметрических измерений ракеты-носителя построены на основе имеющихся или разрабатываемых в настоящее время вычислительных и измерительных комплексов, обеспечивают управление, необходимые измерения и телеметрирование отдельных параметров на участках полета I и II ступеней, а также на участках переходов и при выходе на рабочие орбиты. Головной обтекатель заимствуется от РН «Молния». Базовый диаметр РН, равный 2,66 м, упрощает транспортировку, позволяет использовать при производстве I ступени техническое оборудование и оснастку, применяемые при изготовлении РН «Союз», а также обеспечивает сопряжение с головным обтекателем.
Компоновка и габаритные размеры РН «Диана» позволяют транспортировать ее в полностью собранном виде. Таким образом предполагается минимальный объем работ на ТК, для транспортировки — мобильные комплексы железнодорожного базирования.
Подготовка и пуск РН могут осуществляться на технических и стартовых комплексах космодромов Байконур, Плесецк, Куру.
По своим характеристикам РН «Диана» близка РН «Квант-1». Стартовая масса ракеты составляет примерно 80 т, масса выводимого на ОПСЗ полезного груза — около 1,7 т на круговую орбиту высотой 200 км. Отличие РН «Диана» от РН «Квант-1» заключается в том, что изменены полностью II ступень и двигатель I ступени с сохранением тяговых характеристик.
Предложения по РН «Диана» предусматривали широкое международное сотрудничество с Европейским сообществом. Стоимость разработки комплекса оценивалась около 115 млн долл. США.

[Salo]

В книге "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П.Королёва. На рубеже двух веков 1996-2001." стр.719:

[Salo]

Там же стр.720

[Salo]

Там же стр.686-688:

Разгонный блок «Таймыр»

В 1998 г. был разработан эскизный проект на разгонный блок «Таймыр» (385ГК), который рассматривался в качестве четвертой ступени ракеты-носителя «Ямал» (позднее «Аврора») и предназначен для выведения космических аппаратов с опорных орбит, формируемых ее первыми тремя ступенями, на высокоэнергетические круговые и эллиптические околоземные орбиты с различными по высоте и наклонению параметрами.
Масса полностью собранного РБ составляет 1 340 кг, масса заправляемых компонентов топлива (жидкий кислород и керосин) — не более 8 500 кг.
Разгонный блок «Таймыр» может обеспечить выведение на ГСО космических аппаратов массой до 1,36 т. При его разработке использовался опыт создания разгонных блоков типа Л и ЛМ и получили дальнейшее развитие принципы создания экологически чистого разгонного блока.
Чтобы обеспечить высокие эксплуатационные и экологические показатели блока и уменьшить стоимость его создания, предусмотрено:
-максимальное использование в конструкции РБ элементов, которые могут быть изготовлены на АОЗТ «ЗЭМ» РКК «Энергия» без доработки и дооснащения технологического оборудования либо заимствованы с других изделий, изготавливаемых РКК «Энергия». В частности, топливные баки предложено создавать на базе баков блока ДМ;
-создание системы управления, разрабатываемой РКК «Энергия» на базе бортового комплекса управления КА «Ямал»;
-использование двигателя 11Д58МФ, создаваемого на базе двигателя 11Д58М, включающего в свой состав блоки двигателей малой тяги, работающие на основных компонентах топлива.
Перспективным направлением работ, проводимых отделением 27 (В.Г. Хасиеков), стало исследование возможности использования на разгонном блоке «Таймыр» вместо маршевого двигателя 11Д58М двигателей РД-161Б тягой 1,5 тс и двигателя, разрабатываемого на основе С5.92 тягой 2 тс.
Использование их позволит существенно (до 300 кг) повысить массу полезного груза, выводимого блоком, за счет более высокого удельного импульса, меньшей массы, по сравнению с двигателем 11Д58М. Большим преимуществом является то, что двигатели РД-161Б (разработчик НПО «Энергомаш») и двигатель, разрабатываемый на основе С5.92 (разработчик КБХМ), можно использовать на РБ «Таймыр» без существенного изменения его конструкции. В процессе работ над эскизным проектом стало очевидно, что эти двигатели могут быть разработаны и поставлены через 3,5 года после начала финансирования.
В 1999 г. были внесены существенные изменения в конструкцию разгонного блока «Таймыр». Обобщенные результаты нашли отражение в «Основных положениях на разработку конструкции РБ «Таймыр» и направлены на универсализацию использования блока в составе других носителей и безусловное выполнение лимитных значений массовых характеристик, сохранение гидравлических связей между баками и двигателем. Было решено увеличить запасы топлива до 10000 кг, что позволит использовать блок в составе ракеты-носителя «Зенит» и носителя, разрабатываемого по теме «Воздушный старт».
Основным элементом, не укладывающимся в лимитную массу, оставался межбаковый отсек каркасного типа. В процессе обсуждения этого вопроса на совещаниях, проведенных заместителями генерального конструктора И.С. Ефремовым и Б.А. Соколовым, было выработано несколько кардинальных предложений, реализация которых позволила обеспечить необходимые характеристики блока.
Однако это потребовало внесения существенных корректив в компоновочную схему разгонного блока, выбранную во время разработки эскизного проекта РБ «Таймыр». В частности, была принята к дальнейшей проработке компоновочная схема РБ с торовым баком горючего и баком окислителя чечевичной формы. Она позволила обеспечить более надежные условия хранения криогенного компонента в космических условиях.
Во время выбора схемы РБ рассматривалось несколько вариантов, в которых выполнение жестких требований минимизации осевого габарита РБ обеспечивалось за счет:
-изменения формы нижнего днища бака окислителя, позволившего разместить блок тяги двигателя на минимальном расстоянии от обечайки бака окислителя;
-изменения рамы блока тяги двигателя для закрепления его в разгонном блоке в положении, обеспечивающем минимальный выступ сопла за плоскость стыковки разгонного блока с ракетой-носителем;
-уменьшения осевого габарита двигателя, достигаемого, в свою очередь, за счет уменьшения длины соплового насадка радиационного охлаждения (с некоторым снижением удельного импульса двигателя).
В результате был утвержден вариант компоновочной схемы разгонного блока с осевым расположением блока подачи окислителя (БПО) без дополнительных выштамповок на баке окислителя. Минимальный осевой габарит блока достигается за счет использования в РБ модификации блока тяги двигателя с раздвижным сопловым насадком радиационного охлаждения. Насадок, который раздвигается в полете после отделения орбитального блока от РН, позволяет избежать существенных изменений в компоновке блока тяги маршевого двигателя и в отработанной конструкции его рамы, сохранить практически неизменным (как на разгонном блоке типа ДМ) взаимное расположение БПО и блока тяги маршевого двигателя, что играет определяющую роль в процессе запуска двигателя, а также увеличить массу выводимого полезного груза (примерно на 20... 30 кг) за счет прироста удельного импульса.
К другим преимуществам компоновки РБ «Таймыр», обусловленным обликом его маршевой ДУ, могут быть отнесены:
-увеличение наклона бака горючего на 5° к горизонтальной плоскости в вертикальном положении РБ (вместо 3°, освоенного на блоках-прототипах типа ДМ). Такой наклон обеспечивает уменьшение количества остающегося горючего в баке, при соответствующем увеличении массы полезного груза;
-расположение бака горючего по продольной оси разгонного блока (в отличие от смещенного в сторону плоскости I бака горючего на РБ-прототипах) с одновременным смещением (примерно на 40 мм) относительно продольной оси РБ в сторону плоскости III блока тяги маршевого двигателя. Такое расположение позволило повысить массово-энергетические характеристики разгонного блока за счет упрощения и облегчения конструкции межбакового отсека, а также увеличения эффективного угла наклона поверхности жидкости в баках к моменту последнего выключения МД, что уменьшает остатки незабора горючего;
-использование днищ бака окислителя с кривизной, идентичной кривизне днища криогенного бака блоков типа ДМ.
Это позволило применить в таком баке на РБ «Таймыр» заборные устройства и внутрибаковый распределитель газа наддува (с сохранением его положения относительно обечайки верхнего днища), прошедшие летную эксплуатацию на РБ типа ДМ, исключить отработку процессов осаждения топлива в баке окислителя и обеспечить гарантийный наддув бака перед запуском маршевого двигателя.
Следует отметить, что при проектировании пневмогидравлических средств подачи (ПГСП) компонентов топлива в маршевый двигатель для РБ «Таймыр» за основу были приняты принципы построения ПГСП разгонных блоков типа ДМ, прошедших полный цикл автономной и комплексной отработки и подтвердивших высокий уровень надежности функционирования в ходе многочисленных натурных испытаний совместно с РН «Протон» и «Зенит».
Такой подход позволяет создать двигательную установку для РБ «Таймыр» с минимальными финансовыми затратами и в сжатые сроки.
Другие особенности пневмогидравлических средств подачи компонентов топлива РБ «Таймыр»:
-замена блоков-регенераторов тепла, установленных на РБ типа ДМ для подогрева поступающего из баллонов в магистрали газоснабжения ДУ гелия, на трубопроводы-подогреватели. В результате уменьшилась масса конструкции РБ и сократилось время, затрачиваемое на восстановление работоспособности средств подогрева «холодного» гелия;
-использование на магистралях связи ПГСП блока с разработанными для РБ ДМ-SL наземными системами пневмо- и гидроколодок, расстыковка которых осуществляется подачей газа как от наземных систем, так и с борта. Это позволяет уменьшить вероятность отмены пуска РКП в случае нештатной ситуации (учтена невозможность расстыковки этих колодок на РКН «Ямал» («Аврора») в ручном режиме);
-применение для хранения бортового запаса гелия погруженных в бак окислителя баллонов уменьшенного объема (40 л вместо 58 л на РБ типа ДМ). За счет этого уменьшается масса конструкции ПГСП блока «Таймыр».
В 1999 г. продолжались также проектно-конструкторские работы над вспомогательной двигательной установкой для блока «Таймыр», работающей на экологически чистых компонентах топлива, а также создание раздвижных неохлаждаемых насадков.
Все эти мероприятия привели к практическому выполнению лимитных значений масс конструкции блока.

[Salo]

[Salo]

Разгонный блок Корвет:

[Salo]

Там же стр.690-691:

Вспомогательная двигательная установка на основных компонентах топлива

На разгонных блоках типа ДМ используются две вспомогательные двигательные установки системы обеспечения запуска (ДУ СОЗ 11Д79) разработки ОАО «ТМКБ «Союз». Работая на высокотоксичных компонентах (АТ+НДМГ), они обеспечивают ориентацию, стабилизацию и программные развороты блока на пассивных участках полета, а также требуемую сплошность жидких компонентов топлива на входе в маршевый двигатель при его запусках в условиях невесомости.
При запусках разгонного блока ДМ в составе РН «Протон» двигательные установки СОЗ (11Д79) показали надежную работу. Однако, учитывая, что в ДУ СОЗ применяли агрессивные компоненты топлива, в отделе 275 (Н.Н. Тупицын) в начале 1988 г. были начаты проектные исследования с целью определения оптимального облика неотделяемой экологически чистой вспомогательной двигательной установки (ВДУ) для блоков типа ДМ. На основании завершенных к 1998 г. проектных проработок было установлено, что в качестве рабочего тела для импульсных управляющих двигателей ВДУ целесообразно использовать газообразный кислород из баллонов, подзаряжаемых в полете кислородом от маршевого двигателя РБ при его очередных включениях, а для двигателей осевой перегрузки (ДОП) — основные компоненты РБ, т.е. кислород в газообразном состоянии и керосин.
Керосин для ДОП было решено хранить в отдельной емкости с гибким разделителем, входящей в состав ВДУ и наддуваемой газообразным кислородом от линии подачи в ДОП окислителя (это уменьшило влияние разбросов входных давлений компонентов топлива на разброс соотношения расходов их через ДОП и, как следствие, упростило огневую отработку этих двигателей и повысило их проектную надежность).
Применение на кислородно-керосиновых разгонных блоках таких ВДУ позволит исключить из состава РБ две высокотоксичные автономные ДУ СОЗ, сократить номенклатуру заправляемых в разгонные блоки компонентов топлива и газов (исключаются диметилгидразин, азотный тетраксид и сжатый азот), упростить и сократить цикл подготовки РБ к пуску.
С учетом примененных схемно-конструктивных решений, обеспечивающих нормальную работу РБ в полете при единичном отказе любого из входящих в ВДУ элементов автоматики и двигателей, такая установка гарантирует высокий уровень полетной надежности с самого начала ее эксплуатации.
В 2000 г. работы по ВДУ вступили в новую стадию, включающую огневую отработку камеры сгорания ДОП (окончательный вариант конструкции которой разработан в отделе 272, А,В. Козлов), а также разработку конструкторской документации. Это связано с началом в 2000 г. разработки кислородно-керосинового РБ «Корвет» для РКН «Аврора».
Создание для РБ «Корвет» кислородно-керосиновой ВДУ вместо ДУ 11Д79 было вызвано необходимостью:
-выполнения требований ОСТ 134-1023-2000 «Общие требования по ограничению техногенного засорения околоземного космического пространства», введенного в действие с 01.07.2000 г, и распространяющегося на вновь создаваемые РБ;
-разработки мероприятий по Приказу генерального директора Российского авиационно-космического агентства от 14 сентября 2000 г. об ускорении разработки и внедрения мер по уменьшению техногенного засорения околоземного космического пространства;
-выполнения блоком «Корвет» ряда новых задач по сравнению с РБ типа ДМ (обеспечение «ускоренного» первого запуска, а также последнего запуска блока при предельно малом количестве компонентов топлива в баках).
К концу 2000 г. в соответствии с выпущенным ТЗ был уточнен состав входящих в ВДУ блоков: для обеспечения кратковременной (в течение примерно 5 с при «ускоренном» первом запуске или при последнем запуске МД с малым количеством компонентов в баках РБ) дополнительной осевой тяги было решено ввести в ВДУ блок дополнительных газовых двигателей со средней тягой приблизительно 20 кг, питаемых кислородом из баллонов ВДУ.
Таким образом, накопленный научно-технический задел и проведенные в 2000 г. проработки по ВДУ для РБ «Корвет» РКН «Аврора» обеспечили возможность решения вновь поставленных задач как по проектному обеспечению уменьшения техногенного засорения околоземного космического пространства, так и по дальнейшему расширению возможностей (в сравнении с блоками типа ДМ) вновь создаваемого РБ.

[Salo]

Там же стр.691-693:

Раздвижной сопловой насадок

В процессе проектирования РБ «Таймыр», как уже отмечено выше, из-за жестких ограничений по осевому габариту в качестве его маршевого двигателя был принят двигатель 11Д58МФ — модификация базового двигателя 11Д58М, в которой предусматривалось существенное изменение компоновки. В связи с этим кардинально изменились конструкция силовой рамы, ряд корпусных деталей и вся обвязка его качающейся части.
Кроме того, из-за ограничений по осевому габариту пришлось значительно сместить бустерный ТНА окислителя от его осевого расположения, принятого на всех модификациях РБ ДМ. Это, в свою очередь, привело к отказу от отработанной конструкции заборных устройств в баке окислителя РБ  «Таймыр» и изменению технологии изготовления нижнего днища этого бака но сравнению с блоком ДМ.
Естественно, что эти изменения в двигательной установке РБ «Таймыр» требовали больших дополнительных затрат времени и средств на подготовку производства и отработку. Все трудности были устранены в результате глубокой модернизации соплового насадка радиационного охлаждения (СНРО) базового двигателя 11Д58М: кроме изготовления насадка из легкого композиционного материала углерод-углерод (УУКМ), принятого в эскизном проекте на РБ «Таймыр», предлагалась его раздвижная конструкция. В основу такого конструктивного решения был положен отечественный опыт использования раздвижных сопловых насадков в твердотопливных ракетных двигателях.
Наибольший опыт создания раздвижных насадков в России имеет НПО «Искра» (генеральный конструктор М.И. Соколовский) в г. Перми. Коллективом этого предприятия разработаны многие РДТТ, в том числе в сотрудничестве с РКК «Энергия» им. С.П. Королева — твердотопливная ракета 8К98.
Делегация Корпорации во главе с заместителем генерального конструктора Б.А. Соколовым (В.Г. Хаспеков, Н.Н. Тупицын, Б.П. Сотсков, А.В. Козлов, А.В. Межевов) 1 сентября 1999 г. посетила НПО «Искра». Члены делегации ознакомились с изделиями и договорились с руководством (главный конструктор Г.А. Зыков, заместитель главного конструктора Е.И. Иоффе) о разработке раздвижного насадка, выполненного из материала типа углерод-углерод для двигателя 11Д58М.
Использование раздвижного соплового насадка радиационного охлаждения (РСНРО) на двигателе 11Д58М блока «Таймыр» позволит:
-увеличить геометрическую степень расширения сопла и за счет прироста удельного импульса увеличить массу выводимого полезного груза на 20...30 кг (с учетом потерь на введение выдвижных устройств);
-практически исключить конструктивные отличия двигателя для РБ «Таймыр» от базового двигателя 11Д58М, выполнив требование минимального осевого габарита блока;
-сохранить преемственность конструкции и характеристики заборных устройств бака «О», а также технологии производства его нижнего днища, исключив таким образом необходимость освоения производства элементов РБ и их отработки;
-обеспечить максимальную унификацию двигательных установок разгонных блоков «Таймыр» и ДМ;
-в перспективе перейти к использованию РСНРО и на базовом двигателе 11Д58М для всех модификаций РБ ДМ (включая блок ДМ-SL для РКК «Морской старт»), существенно увеличив их энергетическую эффективность.
В середине 2000 г. завершена разработка конструкторской документации на РСНРО, в том числе разработка механизма выдвижения. В конструкции сохранен фланец крепления насадка к охлаждаемому соплу двигателя, что позволяет без доработки использовать РСНРО на двигателе 11Д58М.
Во II квартале 2000 г. в РКК «Энергия» проведен комплекс огневых испытаний двигателя 11Д58М, оснащенного фрагментами из материала углерод-углерод, изготовленными по различной технологии. По результатам выбран тип углерод-углеродного композиционного материала для штатного РСНРО.
После огневого испытания отмечено хорошее состояние насадка и принято решение о продолжении его испытаний в составе двигателя в 2001 г. В конце 2000 г. изготовлен укороченный сопловой насадок из УУКМ со штатным узлом крепления к охлаждаемому соплу двигателя 11Д58М. В этот же период был сделан первый шаг в направлении применения РСНРО: принято решение о внедрении на двигателе 11Д58М в составе разгонного блока ДМ-SL, начиная с № 16Л, удлиненного соплового насадка радиационного охлаждения. Он состоит из двух частей, аналогичных неподвижной и выдвигаемой частям РСНРО, но соединяемых между собой не в полете, а при сборке РБ без выдвижного механизма. Такое решение стало возможным благодаря модернизации, проводимой на второй ступени РН «Зенит-3SL». В результате был увеличен осевой габарит двигателя 11Д58М для разгонного блока ДМ-SL.

Рабочее положение сопловой части двигателя 11Д58М

[SpaceR]

Коротковат насадок-то, с выдвижной частью неплохо бы и подлиннее...

[Дмитрий В.]

Коротковат насадок-то, с выдвижной частью неплохо бы и подлиннее...

Будет упираться в донную защиту.  :wink:

[SpaceR]

Коротковат насадок-то, с выдвижной частью неплохо бы и подлиннее...

Будет упираться в донную защиту.  :wink:

Да, я это сразу увидел.  Ну, ради такого дела донную защиту и переделать не грех

[Salo]

К сожалению стационарный насадок это единственный результат всей этой многолетней проектной деятельности.
Блок ЛМ был заменён на Фрегат, сделанный на деньги Starsem.
Корвет и Таймыр не пошли , поскольку Ямал и Аврора остались на бумаге. А нынешний проект Союз 2-3 и вовсе имеет Блок И диаметром 2,66м, а значит вместо Таймыра и Корвета будет Фрегат или Фрегат СБ.

[Salo]

«Воздушный старт» НК №03/2000г.
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/206/29.shtml


Более ранний (справа) и нынешний варианты РН «Полет».


Сравнительная схема разгонных блоков «ДМ» и «Таймыр».

Рассматривались различные варианты второй ступени, в т.ч. блок «И» РН «Союз-2». Однако наиболее перспективным представлялось использование разгонного блока «Таймыр» (модификация блока «ДМ» под размерность ракет семейства «Союз», «Союз-2» и «Ямал»), который обеспечивает вывод ПГ не только на низкую орбиту, но (за счет многократного включения маршевого двигателя) и на высокие (в т.ч. геопереходные) орбиты, и на отлетные траектории.

[Дмитрий В.]

Но именно блок И принят, как штатный вариант.

[wolf]

Так и РД-0143 или что-то более новое от КБХА тоже примут... :roll:  

[Salo]

Они готовы принять всё!!! :wink:
Ссылку на ВС привёл просто для коллекции. Все эти проекты ( ЛМ, Таймыр, Корвет) увы уже сданы в архив.