"Двина-ДМ"

Автор Dude, 28.06.2008 23:03:44

« назад - далее »

0 Пользователи и 1 гость просматривают эту тему.

Dude

Как известно из
http://www.federalspace.ru/Docs/%D0%94%D0%B2%D0%B8%D0%BD%D0%B0-%D0%94%D0%9C.DOC

ОКР Двина-ДМ (PБ 11С861-03) должна была закончится летными испытаниями:

ЦитироватьПодготовка и запуск КА «Ямал-300» 10.2008 - 12.2008

Сейчас получается, что "Ямал-300" не полетит в 2008 и будет очень хорошо, если КА вообще будет готов к зиме 2009. Так, что будет с этой ОКР и новым РБ для "Протона"? Нужно ли предпологать, что 11С861-03 полетит с другим КА или его ЛИ тоже отложат на неизвестный срок?

Salo

Я так понимаю, что ДМ-3 (11С861-03) уже летает. Крайний запуск Протона был с этим РБ:
ЦитироватьGradient писал(а):
http://www.rian.ru/technology/20080627/112348152.html
Цитата:
МОСКВА, 27 июн - РИА Новости. Стартовавшая в пятницу ракета-носитель "Протон-К" успешно вывела космический аппарат военного назначения на целевую орбиту, сообщил РИА Новости начальник Службы информации и общественных связей Космических войск подполковник Алексей Золотухин.

По его словам, ракета-носитель стартовала с космодрома "Байконур" в пятницу в 03.59 мск.

"Боевые расчеты Космических войск обеспечивали контроль проведения запуска средствами наземного автоматизированного комплекса управления. Выведение космического аппарата на целевую орбиту прошло в штатном режиме", - сказал Золотухин.

По его данным, в 04.05 разгонный блок "ДМ-3" с космическим аппаратом успешно отделился от ракеты-носителя и в расчетное время в 10.37 мск вывел космический аппарат на целевую орбиту.  
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

SpaceR

ЦитироватьЯ так понимаю, что ДМ-3 (11С861-03) уже летает. Крайний запуск Протона был с этим РБ:
ЦитироватьGradient писал(а):
http://www.rian.ru/technology/20080627/112348152.html
Цитата:
МОСКВА, 27 июн - РИА Новости. Стартовавшая в пятницу ракета-носитель "Протон-К" успешно вывела космический аппарат военного назначения на целевую орбиту, сообщил РИА Новости начальник Службы информации и общественных связей Космических войск подполковник Алексей Золотухин.

По его словам, ракета-носитель стартовала с космодрома "Байконур" в пятницу в 03.59 мск.

"Боевые расчеты Космических войск обеспечивали контроль проведения запуска средствами наземного автоматизированного комплекса управления. Выведение космического аппарата на целевую орбиту прошло в штатном режиме", - сказал Золотухин.

По его данным, в 04.05 разгонный блок "ДМ-3" с космическим аппаратом успешно отделился от ракеты-носителя и в расчетное время в 10.37 мск вывел космический аппарат на целевую орбиту.  
Нет, ЕМНИП, РБ с индексами ДМ-2 и ДМ-3 летали на Протоне с коммерческими ПГ ещё в конце прошлого века. В чём их разница, не знаю.

Bell

Хм... Двина-ДМ и ДМ-3 это вроде как совсем разные вещи. А с индексами какая-то путаница. ДМ-3 действительно уже давно летает.
Иногда мне кажется что мы черти, которые штурмуют небеса (с) фон Браун

ааа

ЦитироватьА с индексами какая-то путаница. ДМ-3 действительно уже давно летает.
Наверное, это летает ДМ3, а не ДМ-3. :)
ДМ1,ДМ2,ДМ3,ДМ4 являются разновидностями ДМ-2М (11С861-01), дорабатываемыми под конкретную коммерческую нагрузку.
А ДМ-3, как можно предположить, это 11С861-03, имеющий увеличенные баки и новую систему управления.
Хотя я могу и ошибаться.
"One small step for a man, one giant leap for mankind." ©N.Armstrong
 "Let my people go!" ©L.Armstrong

Dude

ЦитироватьЯ так понимаю, что ДМ-3 (11С861-03) уже летает. Крайний запуск Протона был с этим РБ:

Нет, 11С861-03 это ДМ-03 и в стартовом списке Аника первый полет назначен в конце 2009-го для Ямала-300. Я так понимаю, что если нет Ямала-300, его не только отложить, но и прикрыть могут ведь, а РБ давно готов, то можно договорится с кем-то о смене КА для ЛИ, чтобы закрыть тему "Двина-ДМ". Незакрытая ОКР в РККЭ и Роскосмосе кому-то будет сильно жечь мягкое место.

Единственная "ДМ-3" была при запуске Казсата. И никак не могла быть 11С861-03.

SpaceR

Кстати, название "Двина" не относится только к ДМ-у, под этим индексом делается ОКР по новым РБ, в числе которых 11С861-03 (увеличенный ДМ) от РККЭ и водородный КВТК от ГКНПЦ ;)

Разъём

Вот что интересно. Одной из задач модификации блока ДМ по теме ДВИНА является адаптация под Протон-М. Как известно Протон –М был изначально не совместим с «вражеским» блоком. Но вспоминается запуск Глонассов в декабре прошлого года, где фигурирует Протон-М и Блок ДМ-2.
Где же правда и как с этим соотноситься блок ДМ-03 и его разработка!? То что Протон-К уже не производиться – то это точно. Точно так же и то, что военные пока Бриз-М не приняли на вооружение и толкают к использованию Блока-ДМ с Протоном-М.

SpaceR

ЦитироватьВот что интересно. Одной из задач модификации блока ДМ по теме ДВИНА является адаптация под Протон-М. Как известно Протон –М был изначально не совместим с «вражеским» блоком. Но вспоминается запуск Глонассов в декабре прошлого года, где фигурирует Протон-М и Блок ДМ-2.
Где же правда и как с этим соотноситься блок ДМ-03 и его разработка!? То что Протон-К уже не производиться – то это точно. Точно так же и то, что военные пока Бриз-М не приняли на вооружение и толкают к использованию Блока-ДМ с Протоном-М.
А правда (если не ошибаюсь ;) ) в том, что  11С861-03 делается уже много лет и предыдущие его наработки ориентировались под Протон-К. Вот блок ДМ2 к упомянутому пуску был соответственно доработан, а ДМ-03, видимо, пока нет (поскольку временно не финансировался).

Salo

Вот что было в НК №12 за 2006 год:

"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

На сайте Красмаша:
ЦитироватьИзготовление модернизированного разгонного блока 11С861-03, имеющего повышенные энергетические характеристики, предназначенного для выведения на геостационарную орбиту космических аппаратов массой до 3200 кг, начато в 1997 году. Изготовление первого летного базового модуля в феврале 2003 года.

На старом сайте была такая картинка:

"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Dude

Это хорошо, что "начато в 1997", осталось теперь закончить. :)
Подозреваю, что в 2008-м ЛИ уже не состоятся. Ждем конца 2009-го.

Salo

А вот данные по 11С861-03 из книги РККЭ т.2:
Заправляемый запас топлива- 18,7т.
Сбрасываемая масса перед первым включением МД - 1090кг;
Конечная масса РБ-2340 кг;
Тяга в пустоте- 8 тс;
УИ- 353с;
Потребная ХС для выведения  с ОИСЗ на ГСО при 7ч выведении -4880 м/с;
Масса ПН выводимой на ГСО:
с использованием РН Протон-К-2950 кг;
с использованием РН Протон-М-3440 кг;
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

frigate

ОКР Двина-ДМ (PБ 11С861-03)

Начальная масса 20.05 тонн
Рабочий запас топлива - 18.70 тонн
Конечная масса РБ - 2.35 тонн
Isp = 357 sec

Delta V для выхода на орбиту Луны 4200 м/сек
MAX масса на ОЛО - 5718 kg
"Селена, луна. Селенгинск, старинный город в Сибири: город лунных ракет." Владимир Набоков

Salo

Там стоит сопловый насадок. Вот ещё четыре секунды УИ.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Bell

ЦитироватьА вот данные по 11С861-03 из книги РККЭ т.2:
Заправляемый запас топлива- 18,7т.
Сбрасываемая масса перед первым включением МД - 1090кг;
Конечная масса РБ-2340 кг;
Тяга в пустоте- 8 тс;
УИ- 353с;
Потребная ХС для выведения  с ОИСЗ на ГСО при 7ч выведении -4880 м/с;
Масса ПН выводимой на ГСО:
с использованием РН Протон-К-2950 кг;
с использованием РН Протон-М-3440 кг;
Еще из конкурсной документации:
Цитировать2.2.4 проведение адаптации РБ 11С861-03 к РН «Протон-М»
...
После реализации всех перечисленных мероприятий по совершенствованию РБ масса полезного груза, выводимого на ГСО с использованием РН «Протон-М», должна составлять величину не менее
3400 кг.
Да, это оно и есть.
Но тот ДМ3 это вероятно какой-то промежуточный паллиативный вариант.

Цитировать•   замена герметичного приборного контейнера и фермы его крепления на ферму приборную с целью снижения массы конструкции на 150 кг.
Насколько известно, данный пункт был реализован на крайнем ДМе на Зените -СЛБ.
Так что осталось только сделать сопловой насадок и снизить конечную массу до 2350 кг (хотя может уже и сделали, но официального подтверждения этого пока не было).

Адаптация на Протон-М - это было бы круто! Тогда Бриз идет лесом :)
Иногда мне кажется что мы черти, которые штурмуют небеса (с) фон Браун

Salo

Сопловый насадок на ДМ-SL уже есть. Массу тоже  не сильно надо снижать. Нужно только скомпенсировать вес дополнительных обечаек. Я думаю применение мероприятий по модернизации ДМ-SLБ позволит добиться и этого результата.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

ЦитироватьСША-Россия. В полете "Telstar 5"  http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/nk/1997/11/11-1997.html

Россия. О коммерческих разгонных блоках РН "Протон"  
http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/nk/1997/13/13-1997-2.html
ЦитироватьВ действительности для коммерческих запусков была введена новая система наименований разгонных блоков, не согласующаяся ни с используемыми для этого обозначениями из Табл.1, ни с индексами изделий. Обозначения привязаны к производителю космического аппарата, так что спутники фирмы "Lockheed Martin" будут запускаться блоками ДМ1, фирмы "Hughes" — блоками ДМ3, а фирмы "Space Systems/Loral" —ДМ4. Обозначение ДМ2 было зарезервировано для КА "Iridium" фирмы "Motorola" и никак не связано с использовавшимся ранее обозначением ДМ-2. Новые названия пишутся без дефиса, что, однако, не позволяет полностью избежать путаницы.

Чем отличается коммерческий разгонный блок "Протона" от обычного? На коммерческом РБ устанавливается переходная система из двух адаптеров — нижнего, изготавливаемого в ГКНПЦ, и верхнего, поставляемого шведской фирмой SAAB для аппаратов конкретного типа. (Однако кассета для выведения семи КА "Iridium", играющая роль верхнего адаптера, разработана ГКНПЦ имени М.В.Хруничева.) Для коммерческих пусков была выполнена доработка системы управления разгонного блока. Дело в том, что аппараты западного производства достаточно капризны: такой-то бок не должен освещаться Солнцем, в такое-то время спутник должен смотреть туда-то и т.п. Для каждого коммерческого пуска работа разгонного блока соответствующим образом программируется.
Sirius 1 на орбите http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/211/20.shtml
Так что напутали в РИАН. Нужно было писать ДМ3.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

ЦитироватьСтатья "Космические буксиры корпорации «Энергия»" в НК №12 за 20006 год:
В.Клиппа, В.Задеба, В.Лакеев,Н.Тупицын специально для «Новостей космонавтики» Фото РКК «Энергия»

В настоящее время рынок космических пусковых услуг наиболее динамично развивается в секторе доставки космических аппаратов на высокоэнергетические околоземные орбиты - геостационарную (ГСО), геопереходные (ГПО), высокоэллиптические и высокие круговые с периодом обращения до 12 часов. Эти орбиты являются востребованными для запуска телекоммуникационных и навигационных ИСЗ.
Наибольшее количество КА на эти орбиты выведено космическими ракетными разгонными блоками (КРБ) типа ДМ – надежными космическими буксирами, созданными в РКК «Энергия» имени С.П.Королева и применяемыми совместно с трехступенчатой ракетой-носителем «Протон-К» и двухступенчатой РН «Зенит-2S» ракетно-космического комплекса «Морской старт».

«Лунная" родословная
Уникальные возможности КРБ типа ДМ, обеспечившие его широкое применение в
течение многих лет, были предопределены его «лунной» родословной, исходящей от ракетного блока Д (индекс 11С824) комплекса Н-1 - Л-3. Технические решения, которые закладывались при создании каждого элемента пилотируемого космического комплекса для высадки человека на Луну, предусматривали значительные резервы по всем их характеристикам, что диктовалось требованием обеспечения максимальной безопасности экипажа. Именно эти резервы в сочетании с внедрением новых технологий позволили повышать энергетические возможности КРБ без снижения его надежности при реализации более коротких по времени полета программ выведения и с меньшим количеством включений маршевого двигателя.
Основными особенностями космических разгонных блоков типа ДМ являются:
• применение экологически чистых компонентов топлива;
• возможность многократного включения маршевого двигателя КРБ в полете в условиях невесомости, позволяющая формировать оптимальную схему выведения космического аппарата (КА);
• высокая тяговооруженность орбитального блока (КА+КРБ), обеспечивающая
минимальное время доставки КА на целевые орбиты;
• высокая точность выведения КА на заданные орбиты путем коррекции полетного задания системы управления КРБ с Земли по радиоканалу, в том числе для компенсации ошибок по параметрам орбиты выведения, возникающих при работе РН«Протон»;


• возможность передачи телеметрической информации на Землю в течение всего
полета, в том числе через спутник-ретранслятор при нахождении вне зоны видимости наземных станций приема;
• высокая надежность, реально подтвержденная большим количеством успешных пусков.
Родоначальник КРБ типа ДМ – ракетный блок Д - должен был обеспечивать переход комплекса с траектории полета «Земля-Луна» на орбиту искусственного спутника Луны (ОИСЛ) и торможение лунного посадочного корабля при его спуске с ОИСЛ на Луну.
В 1967 г. блок Д был адаптирован к РН «Протон». Сначала он применялся в космическом комплексе Л-1 при облете Луны кораблями серии «Зонд», затем для автоматических станций «Луна-15»... «Луна-24», а также для перевода автоматических межпланетных станций с низкой околоземной орбиты на траекторию полета к Венере и Марсу.
Модифицированный КРБ типа ДМ обеспечивал с 1974 г. выведение на ГСО космических аппаратов массой до 2 т. В дальнейшем за счет облегчения конструкции и применения на блоках 11С861 и 11С861-01 горючего «синтин» энергетические возможности повышались, что позволило увеличить массу КА до 2.6 т.

"Коммерческое" продолжение
На базе КРБ 11С861-01 в середине 1990-х годов были разработаны четыре его модификации ДМ1, ДМ2, ДМЗ и ДМ4, адаптированные для выведения коммерческих зарубежных КА. Грузоподъемность этих модификаций несколько снизилась по сравнению с прототипом, главным образом из-за требования более позднего сброса обтекателя космической головной части. Но и этой грузоподъемности оказалось достаточно, чтобы успешно конкурировать с другими средствами выведения на рынке космических пусковых услуг.
Опыт, полученный при разработке и эксплуатации блоков типа ДМ серии ДМ1 - ДМ4, был использован при создании еще одной его модификации - ДМ-SL-, эксплуатация которой с РН «Зенит-2S» началась успешным запуском макета КА Demosat 28 марта 1999 г. При пуске с экватора КРБ ДМ-SL обеспечивает выведение на типовую ГПО аппарата массой до 5 т (с недобором около 1500 м/с до скорости, требуемой для выхода непосредственно на ГСО).



На определенном этапе эксплуатации блоков ДМ-SL в составе комплекса «Мор-
ской старт» потребовалось улучшить его энергетические возможности. Начиная с
№18Л была разработана конфигурация блока, которая вместе с доработанной РН «Зенит-2S» позволяет выводить на ГПО полезные нагрузки массой до 6 т. Успешный запуск 10 июня 2003 г. КА Тпигауа 2 подтвердил правильность реализованных проектноконструкторских решений.
В дальнейшем компания Sea Launch планирует использовать в своих программах
КРБ только в конфигурации ДМ-SL №18Л, что позволит ракетно-космическому комплексу «Морской старт» при пусках с экватора успешно конкурировать с РН среднего класса - такими как Atlas V и Delta IVМ - и даже с РН тяжелого класса «Протон-М».
На базе разгонного блока Д (38 пусков в 1967-76 гг.) были созданы одиннадцать модификаций разгонных блоков, получившие общее наименование «КРБ типа ДМ».
Всего за период 1967-2006 гг. функционировало 293 КРБ типа Д и ДМ, причем только в 10 случаях полеты сопровождались отказами КРБ с потерей КА.
К настоящему времени в РКК «Энергия» имени С.П.Королева создаются и планируются к использованию (начиная с 2007 г.) две новые модификации КРБ: 11С861-03 и ДМ-SL-Б (последний - в рамках международной программы «Наземный старт»).

Курс - рост энергетики
Работы по созданию блока 11С861-03 с увеличенными запасами энергетики были начаты еще в 1995 г., но из-за недостаточного финансирования только сейчас завершено изготовление его первого летного образца.
В качестве горючего новый блок будет использовать недефицитный компонент РГ-1. Ввиду того, что ряд комплектующих на эксплуатируемых в настоящее время КРБ типа ДМ снимается с производства, в последней модификации разгонного блока - 11С861-03 внедрены:
•> новая система управления;
•> новые источники бортового электропитания - литиевые батареи;
•> многопараметрическая система управления маршевым двигателем вместо менее эффективной системы регулирования соотношения компонентов;
•> усовершенствованные рулевые машины для управления вектором тяги маршевого двигателя;
•> новая система бортовых измерений.

Работоспособность конструкции блока с топливными баками увеличенного объема подтверждена успешными наземными испытаниями на прочность, а все вновь вводимые системы прошли летную отработку в составе блоков ДМ-SL. Это позволяет гарантировать высокий уровень надежности КРБ 11С861-03 уже при первых запусках.

На 2007 год намечен пуск РН «Зенит-2SБ» с новой модификацией КРБ - ДМ-SL-Б со стартового комплекса на космодроме Байконур. Из-за географического положения этого космодрома (45.9°с.ш.) и существующих ограничений по зонам падения отработавших элементов конструкции ракеты-носителя масса космических аппаратов, выводимых на типовые ГПО, будет меньше, чем при пусках с плавучей стартовой платформы из района экватора. Поэтому были найдены дополнительные резервы для повышения энергетических характеристик КРБ. Конструкция блока дополнительно облегчена за счет исключения торового приборного отсека, который был на всех модификациях блоков типа ДМ с автономной системой управления. Аппаратуру системы управления на блоке разместили в герметичных контейнерах непосредственно на ферме блока. Реализация всех дополнительных мероприятий по КРБ и РН позволит при пусках с космодрома Байконур обеспечить выведение на ГСО аппарата массой до 1.6 тонны и на ГПО - 3.6 тонны.
Дополнительные меры повышения энергетических возможностей блоков ДМ-SL и ДМ-SL-Б оказались применимыми и для КРБ 11С861-03. С учетом этого намечено увеличить максимальную массу КА, выводимых на ГСО блоком 11С861-03 при пуске с РН «Протон-М», до 3.4 тонны.
В целом статистика успешно функционировавших в полете разгонных блоков Д и типа ДМ по состоянию на октябрь 2006 г. подтверждает, что КРБ этого типа остаются наиболее конкурентоспособными на рынке космических пусковых услуг, демонстрируя свою высокую надежность и непревзойденную точность выведения. Поэтому был закономерен выбор этого блока (модификация ДМЗ №23Л) для запуска первого казахского телекоммуникационного спутника «КазСат». Эта задача была успешно решена 18 июня 2006 г.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

В книге "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П.Королёва. На рубеже двух веков 1996-2001." стр.679:



Там же стр.684:



Там же стр.686:

"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

Об испытаниях баков Блока ДМ-03 в АОЗТ Волжское конструкторское бюро РКК "Энергия" (г. Самара)
ЦитироватьРазработка, изготовление, испытания разгонного блока ДМ-03

Предприятием разработан, а на Красноярском машиностроительном заводе изготовлен первый образец модернизированного базового модуля для разгонного блока ДМ-03. данный космический аппарат позволит расширить номенклатуру полезных грузов, выводимых на геостационарную орбиту Земли.

Центром исследования прочности ЦНИИМАШ проведены испытания на прочность базового модуля блока ДМ-03. Испытаниям подвергались две сборки:
сборка 1 - бак окислителя и ферма его подвески как жесткий имитатор;
сборка 2 - бак горючего, ферма его подвески и рама двигательной установки.
сборки нагружались:
- избыточным циклическим внутренним давлением;
- местными внешними нагрузками и внутренними нагрузками в размере 90% от расчетных;
- внешними усилиями и избыточным внутренним давлением.
 
Результаты испытаний положительные. Сборки выдержали следующие нагрузки:

Бак окислителя с фермой блока ДМ-03 (сборка 1 перед нагружением)


сборка 1 - 105% от расчетных нагрузок;


сборка 2 - 110% от расчетных нагрузок
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

frigate

Для сравнения:
"Селена, луна. Селенгинск, старинный город в Сибири: город лунных ракет." Владимир Набоков

SpaceR

Frigate, a расчет масс Вы самостоятельно сделали, по ф.Ц ?

Это я к тому, что в зависимости от тяговооруженности связки при старте с НОО меняется потребная ХС - см. табл. http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=8432&start=19

frigate

ЦитироватьFrigate, a расчет масс Вы самостоятельно сделали, по ф.Ц ?

Это я к тому, что в зависимости от тяговооруженности связки при старте с НОО меняется потребная ХС - см. табл.
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=8432&start=19

Каким образом потребная ХС для выведения на лунную орбиту зависит от тяговооруженности связки РБ-ПН?

Потребная ХС может быть меньше (тогда увеличиваетя время полета по трассе Земля-Луна), либо больше (время полета по трассе Земля-Луна соответсвенно уменьшается).  

Потребная ХС 3100 м/с для TLI и ХС 4100 м/с для LLO приняты в расчетах для времени перелета 72 часа (стандартная схема перелета Земля-Луна по программе Аполлон и Зонд).

К сожалению я не понял ваш вопрос, особенно смущает ссылка на потребную ХС при выводе на ГСО.
"Селена, луна. Селенгинск, старинный город в Сибири: город лунных ракет." Владимир Набоков

Дмитрий В.

Цитировать
ЦитироватьFrigate, a расчет масс Вы самостоятельно сделали, по ф.Ц ?

Это я к тому, что в зависимости от тяговооруженности связки при старте с НОО меняется потребная ХС - см. табл.
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=8432&start=19

Каким образом потребная ХС для выведения на лунную орбиту зависит от тяговооруженности связки РБ-ПН?

Потребная ХС может быть меньше (тогда увеличиваетя время полета по трассе Земля-Луна), либо больше (время полета по трассе Земля-Луна соответсвенно уменьшается).  
Потребная ХС 3100 м/с для TLI и ХС 4100 м/с для LLO приняты в расчетах для времени перелета 72 часа (стандартная схема перелета Земля-Луна по программе Аполлон и Зонд).

К сожалению я не понял ваш вопрос, особенно смущает ссылка на потребную ХС при выводе на ГСО.
Потребная ХС, кроме параметров исходной и целевой орбит, зависит и от начальной тяговооруженности РБ, определяющей гравитацитонные потери. В идеальной схеме Гомана импульс скорости выдается мгновенно (бесконечно большая тяговооруженность соответствующая нулевым г.п.), в реальности АУТ имеют конечную длительность, зависящую, как раз, от тяговооруженности КРБ.
Lingua latina non penis canina
StarShip - аналоговнет!

frigate

Спасибо, Дмитрий В.

Ладно - если уж сравнивать яблоки с яблоками (а не апельсинами :D) придётся привести тяговооружённость для каждого РБ и для Аполлона для TLI, коррекции и LOI маневров.
"Селена, луна. Селенгинск, старинный город в Сибири: город лунных ракет." Владимир Набоков

SpaceR

Цитировать
ЦитироватьFrigate, a расчет масс Вы самостоятельно сделали, по ф.Ц ?

Это я к тому, что в зависимости от тяговооруженности связки при старте с НОО меняется потребная ХС - см. табл.
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=8432&start=19
Каким образом потребная ХС для выведения на лунную орбиту зависит от тяговооруженности связки РБ-ПН?
 . . .
К сожалению я не понял ваш вопрос, особенно смущает ссылка на потребную ХС при выводе на ГСО.
Дополняю ответ Дмитрия примером из ссылки на вывод на ГСО (то что Вы не поняли ;) )

В таблице Salo сравниваются РБ ДМ и "Бриз-М", у последнего тяговооруженность меньше почти в 5 раз (меньше тяга МД, но больше нач. масса). В этой же таблице указано, что ХС при выводе на ГСО у ДМ составляет 4861 м/с, а у Бриза-М 5160 м/с, т.е. на 301 м/с больше.
Поскольку почтивсе потери ХС происходят в перигее, логично предположить, что при разгоне до 3100 м/с (а не 2500 м/с, как для ГСО) потери в аналогичном случае будут ещё больше, и составят возможно ~370-380 м/с.
Само собой, у более тяговооруженных РБ потери будут меньше, но все же составляют ощутимую величину.

fagot

Однако энергиевцы были не согласны с ПН Бриза-М на ГСО в 3,2 т :) Хотя, конечно, данные довольно старые и ее могли увеличить.

SpaceR

ЦитироватьОднако энергиевцы были не согласны с ПН Бриза-М на ГСО в 3,2 т :) Хотя, конечно, данные довольно старые и ее могли увеличить.
У каждой конторы своя арифметика  :D

fagot

ЦитироватьУ каждой конторы своя арифметика :D
Энергиевцы, конечно, лица заинтересованные, и время выведения зачем-то на час увеличили. А Бриз-М вроде скоро должен полететь с максимальной ПН.

frigate

Цитировать
Цитировать
ЦитироватьFrigate, a расчет масс Вы самостоятельно сделали, по ф.Ц ?

Это я к тому, что в зависимости от тяговооруженности связки при старте с НОО меняется потребная ХС - см. табл.
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=8432&start=19

Каким образом потребная ХС для выведения на лунную орбиту зависит от тяговооруженности связки РБ-ПН?

Потребная ХС может быть меньше (тогда увеличиваетя время полета по трассе Земля-Луна), либо больше (время полета по трассе Земля-Луна соответсвенно уменьшается).  
Потребная ХС 3100 м/с для TLI и ХС 4100 м/с для LLO приняты в расчетах для времени перелета 72 часа (стандартная схема перелета Земля-Луна по программе Аполлон и Зонд).

К сожалению я не понял ваш вопрос, особенно смущает ссылка на потребную ХС при выводе на ГСО.
Потребная ХС, кроме параметров исходной и целевой орбит, зависит и от начальной тяговооруженности РБ, определяющей гравитацитонные потери. В идеальной схеме Гомана импульс скорости выдается мгновенно (бесконечно большая тяговооруженность соответствующая нулевым г.п.), в реальности АУТ имеют конечную длительность, зависящую, как раз, от тяговооруженности КРБ.

2 Дмитрий В.
Гравитационные потери ХС обусловлены конечным временем работы двигателя и обратно пропорциональны начальной тяговооружённости РБ (T/W).




NASA для TLI маневра рекомендует мин тяговооруженность T/W=0.4.  
А нет ли у вас этой картинки в виде формулы?
"Селена, луна. Селенгинск, старинный город в Сибири: город лунных ракет." Владимир Набоков

Дмитрий В.

Цитировать
Цитировать
Цитировать
ЦитироватьFrigate, a расчет масс Вы самостоятельно сделали, по ф.Ц ?

Это я к тому, что в зависимости от тяговооруженности связки при старте с НОО меняется потребная ХС - см. табл.
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=8432&start=19

Каким образом потребная ХС для выведения на лунную орбиту зависит от тяговооруженности связки РБ-ПН?

Потребная ХС может быть меньше (тогда увеличиваетя время полета по трассе Земля-Луна), либо больше (время полета по трассе Земля-Луна соответсвенно уменьшается).  
Потребная ХС 3100 м/с для TLI и ХС 4100 м/с для LLO приняты в расчетах для времени перелета 72 часа (стандартная схема перелета Земля-Луна по программе Аполлон и Зонд).

К сожалению я не понял ваш вопрос, особенно смущает ссылка на потребную ХС при выводе на ГСО.
Потребная ХС, кроме параметров исходной и целевой орбит, зависит и от начальной тяговооруженности РБ, определяющей гравитацитонные потери. В идеальной схеме Гомана импульс скорости выдается мгновенно (бесконечно большая тяговооруженность соответствующая нулевым г.п.), в реальности АУТ имеют конечную длительность, зависящую, как раз, от тяговооруженности КРБ.

2 Дмитрий В.
Гравитационные потери ХС обусловлены конечным временем работы двигателя и обратно пропорциональны начальной тяговооружённости РБ (T/W).

NASA для TLI маневра рекомендует мин тяговооруженность T/W=0.4.  
А нет ли у вас этой картинки в виде формулы?
Этот график получен, видимо, численным интегрированием траектории перелета. Поэтому точной аналитической формулы, надо понимать, нет. Но ее можно попробовать получить, например, воспользовавшись методом наименьших квадратов :wink:
Lingua latina non penis canina
StarShip - аналоговнет!

frigate

ЦитироватьЭтот график получен, видимо, численным интегрированием траектории перелета. Поэтому точной аналитической формулы, надо понимать, нет. Но ее можно попробовать получить, например, воспользовавшись методом наименьших квадратов

Ну вы и шутник :roll:  - метод наименьших квадратов позволит получить прямую, аппроксимирующую кривую, самое неприятное - для низкой тяговооружённости погрешность вычислений будет на порядок выше.
Ладно - прикину грав. потери по графику.
"Селена, луна. Селенгинск, старинный город в Сибири: город лунных ракет." Владимир Набоков

Дмитрий В.

Цитировать
ЦитироватьЭтот график получен, видимо, численным интегрированием траектории перелета. Поэтому точной аналитической формулы, надо понимать, нет. Но ее можно попробовать получить, например, воспользовавшись методом наименьших квадратов

Ну вы и шутник :roll:  - метод наименьших квадратов позволит получить прямую, аппроксимирующую кривую, самое неприятное - для низкой тяговооружённости погрешность вычислений будет на порядок выше.
Ладно - прикину грав. потери по графику.
Метод наименьших квадратов позволяет получить любую кривую, вид которой наперед задан (логарифмическая, степенная и т.п.). Попробуйте в экселе построить график и линию тренда на нем, выбрав, к примеру, степенную функцию.
Lingua latina non penis canina
StarShip - аналоговнет!

SpaceR

Цитировать
ЦитироватьЭтот график получен, видимо, численным интегрированием траектории перелета. Поэтому точной аналитической формулы, надо понимать, нет. Но ее можно попробовать получить, например, воспользовавшись методом наименьших квадратов

Ну вы и шутник :roll:  - метод наименьших квадратов позволит получить прямую, аппроксимирующую кривую, самое неприятное - для низкой тяговооружённости погрешность вычислений будет на порядок выше.
Ладно - прикину грав. потери по графику.
В ряде случаев (когда используются ЖРД и тяговооруженность не падает ниже 0,25-0,2 , а это почти все используемые и перспективные РБ) можно обойтись даже линейной аппроксимацией.

Что же расается малотяговых ДУ вроде ЭРД, то там и мат.модель нужна другая.
Мне встречался расчет перелета к Луне на ЭРД (не помню где, вероятно на форуме), в котором ХС составляла 8-8,5 км/с. Сравните с  3,1 для ЖРД ;).

frigate

Цитировать
Цитировать
ЦитироватьЭтот график получен, видимо, численным интегрированием траектории перелета. Поэтому точной аналитической формулы, надо понимать, нет. Но ее можно попробовать получить, например, воспользовавшись методом наименьших квадратов

Ну вы и шутник :roll:  - метод наименьших квадратов позволит получить прямую, аппроксимирующую кривую, самое неприятное - для низкой тяговооружённости погрешность вычислений будет на порядок выше.
Ладно - прикину грав. потери по графику.
Метод наименьших квадратов позволяет получить любую кривую, вид которой наперед задан (логарифмическая, степенная и т.п.). Попробуйте в экселе построить график и линию тренда на нем, выбрав, к примеру, степенную функцию.

Попробовал (спасибо, дорогой Минздрав - предупредил! (C) :wink: )


y - грав потери ХС (м/с),
x - тяговооружённость (T/W).
"Селена, луна. Селенгинск, старинный город в Сибири: город лунных ракет." Владимир Набоков

Туман Андромедов

ЦитироватьКак известно из
http://www.federalspace.ru/Docs/%D0%94%D0%B2%D0%B8%D0%BD%D0%B0-%D0%94%D0%9C.DOC

ОКР Двина-ДМ (PБ 11С861-03) должна была закончится летными испытаниями:

ЦитироватьПодготовка и запуск КА «Ямал-300» 10.2008 - 12.2008

Сейчас получается, что "Ямал-300" не полетит в 2008 и будет очень хорошо, если КА вообще будет готов к зиме 2009. Так, что будет с этой ОКР и новым РБ для "Протона"? Нужно ли предпологать, что 11С861-03 полетит с другим КА или его ЛИ тоже отложат на неизвестный срок?


Данная ОКР продлена на несколько лет.
11С861-03 №1Л полетит с "Ямал-300", когда тот будет готов.
Следующие РБ 11С861-03 будут отличатся от №1Л.
Как - см. документ по приведённой ссылке.

И ещё: для "Бриза-М" характерны так называемые "граф-потери" характеристической скорости: в силу малой тяговооружённости, двигатель работает по 1500 секунд за переход. Всё это время необходимо доворачивать направление вектора тяги до касательной к каждой мгновенной промежуточной орбите. В результате вектор тяги (скорости) ометает некоторую площадь. Эта площадь и есть "граф-потери".

SpaceR

Вообще-то в вышеприведенном графике эти потери должны быть учтены.

Причем, я подозреваю, что постоянный "доворот" вектора тяги как раз позволяет снизить гравитационные потери по сравнению со случаем, когда угол сохраняется постоянным.

Salo

http://www.zakupki.gov.ru/Tender/ViewPurchase.aspx?PurchaseId=746356
Цитировать2. Цель работы
Целью работы является модернизация разгонного блока типа «ДМ» для ракеты-носителя среднего и тяжёлого классов в части работ 2010 года.
ОКР должна выполняться с использованием научно-технического и производственного заделов, созданных в рамках ОКР «Двина-ДМ» в период 2001 – 2009 годов.
Информация по заделу предоставляется потенциальному участнику размещения заказа по его запросу.
3. Задачи на 2010 год
3.1 Монтаж и автономные испытания (АИ) наземного проверочно-пускового комплекса (НППК) СУ РБ 11С861-03 на стартовом комплексе (СК). Корректировка КД, ЭД и ПМО НППК СУ по результатам АИ.
3.2 Доработка наземных технологических комплексов системы измерений (НТК СИ) РБ 11С861-03 на контрольно-испытательной станции (КИС-416) и техническом комплексе (ТК):
выпуск ТЗ на доработку НТК СИ, корректировка КД и ЭД НТК СИ;
изготовление оборудования для дооснащения НТК СИ на КИС-416;
изготовление оборудования для комплектов ЗИП НТК СИ на ТК;
проведение монтажа и испытаний оборудования НТК СИ на ТК.
3.3 Корректировка КД, ЭД и ПМО СУ РБ 11С861-03 и контрольно-проверочной аппаратуры (КПА) СУ РБ 11С861-03 на КИС-416 и ТК в части реализации команды "Отбой" и сопряжения бортового цифрового вычислительного комплекса с наземным цифровым вычислительным комплексом. Проведение комплексных специальных отработочных испытаний (СОИ-К) КПА СУ.
3.4 Разработка и корректировка КД и ПМО универсальной мобильной (УМ) КПА СУ РБ 11С861-03 в обеспечение проверки КГЧ с РБ 11С861-03 на унифицированном техническом комплексе:
разработка КД на средства сопряжения УМ КПА СУ с КГЧ;
корректировка КД на УМ КПА СУ;
разработка и отработка ПМО самопроверки УМ КПА СУ и испытаний КГЧ.
3.5 Дооснащение комплексного стенда (КС) УМ КПА СУ РБ 11С861-03:
выпуск ТЗ на дооснащение КС УМ КПА СУ;
изготовление приборов для дооснащения  и их монтаж на КС УМ КПА СУ;
проведение испытаний  КС УМ КПА СУ.
3.6 Разработка ПМО для анализа телеметрической информации (ТМИ) РБ 11С861-03 в ходе его предстартовой подготовки. Корректировка ПМО полной послеполётной обработки ТМИ РБ и ЭД аппаратно-программного комплекса сбора и обработки телеметрической информации (АПК СО ТМИ) для обеспечения анализа работы бортовых систем РБ в полёте. Проведение отработки ПМО на АПК СО ТМИ.
3.7 Доработка специального программного обеспечения (СПО) оперативной обработки ТМИ РБ 11С861-03 единого центра управления полётом (ЕЦУП) РБ:
выпуск ТЗ на доработку СПО;
корректировка ПМО в части обработки информации аппаратуры спутниковой навигации (АСН) и формирования баллистических форматов (БФ) по информации АСН и СУ РБ;
проведение комплексной проверки СПО на средствах ЕЦУП РБ.
3.8 Доработка баллистико-навигационного обеспечения (БНО) баллистических центров и ЕЦУП в обеспечение пусков РБ 11С861-03:
выпуск ИД и ТЗ на доработку БНО;
доработка БНО в части алгоритмов расчёта движения центра масс РБ в полёте;
разработка алгоритмов расчёта движения РБ с учётом данных, получаемых с АСН;
проведение автономных и комплексных испытаний БНО.
3.9 Разработка программно-методической и отчётной документации для проведения лётных испытаний РБ 11С861-03 первого этапа модернизации в соответствии с Положением РК-98-КТ и программой лётных испытаний.
3.10 Проведение доработки РБ 11С861-03 № 1Л в обеспечение проведения приёмо-сдаточных (ПСИ) и лётных испытаний в соответствии с Решением от 23.03.2010 № АП-28:
корректировка КД на РБ;
изготовление бортовой кабельной сети (БКС) СУ РБ и системы бортовых измерений РБ, магистралей ЖСОТР;
доработка и испытания СУ РБ на комплексном стенде;
проведение ПСИ РБ.
3.11 Выпуск эскизного проекта многофункционального двигателя для РБ 11С861-03. Разработка ТЗ и исходных данных на создание составных частей многофункционального двигателя.
3.12 Разработка дополнения к ТТЗ № К-694 в части уточнения требований к РБ 11С861-03 с многофункциональным двигателем. Выпуск эскизного проекта РБ 11С861-03 второго этапа с многофункциональным двигателем.
3.13 Изготовление составных частей для дооснащения комплексного стенда СУ РБ 11С861-03:
изготовление приборов двух контрольно-измерительных комплексов;
изготовление радиотелеметрической системы БИТС-Б (без высокочастотной части);
изготовление комплекта наземных средств приёма ТМИ для БИТС-Б (без высокочастотной части);

4. Требования
4.1. Тактико-технические требования
Тактико-технические требования должны соответствовать ТТЗ № К-694 и дополнениям к нему (предоставляются потенциальному участнику размещения заказа по его запросу в установленном порядке).
4.1.1 НППК СУ РБ должен обеспечивать проведение самопроверки, проверки сопряжения с НППК СУ РН, проверки функционирования в составе оборудования СК, проведение предстартовой подготовки РБ и пуска его в составе РКН.
4.1.2 После доработки НТК СИ должны обеспечивать электрические проверки с РБ 11С861-03 в части дублированного приёма и регистрации ТМИ по высокочастотному и низкочастотному трактам.
4.1.3 Откорректированное ПМО СУ РБ и КПА СУ РБ должны обеспечивать реализацию защитных операций СУ РБ, циклограмм проверочных включений СУ РБ, смежных систем и агрегатов РБ, комплексных испытаний РБ и запись исходного состояния РБ по данным ТМИ РБ.
4.1.4 Комплексный стенд УМ КПА СУ РБ после дооснащения должен позволять отрабатывать режимы проверки КГЧ с РБ 11С861-03.
4.1.5 После доработки ПМО УМ КПА СУ РБ должно обеспечивать проведение самопроверки УМ КПА СУ РБ и испытания КГЧ с РБ в объёме защитных операций с проверкой пиросредств для отделения ГО и КА, проверки выдачи команд (временных меток) в КА и записи исходного состояния РБ по данным ТМИ РБ.
4.1.6 ПМО АПК СО ТМИ должно обеспечивать обработку и автоматизированную оценку ТМИ РБ 11С861-03 в ходе его предстартовой подготовки в соответствии с методикой обработки ТМИ, заданием на обработку ТМИ в объёме, определенном инструкциями на оценки ТМИ.
ПМО АПК СО ТМИ РБ 11С861-03 для предстартовой подготовки и ПМО полной послеполётной обработки ТМИ РБ 11С861-03 должны обеспечивать обработку ТМИ РБ 11С861-03 в полном объёме программы измерений и с точностью не хуже 5% (в абсолютных единицах измерения).
4.1.7 СПО обработки ТМИ РБ в ЕЦУП РБ должно позволять обрабатывать ТМИ РБ с представлением результатов обработки на мониторах и в задокументированном виде для проведения оперативного анализа функционирования бортовых систем, включая АСН, РБ в полёте, а также формировать из телеметрических параметров АСН и СУ баллистические форматы для выдачи их в баллистические центры с целью расчёта орбит и оценки точности выведения КА.
4.1.8 БНО баллистических центров и ЕЦУП должно обеспечивать расчёт движения как центра масс РБ, так и относительно центра масс РБ в соответствии с ТЗ на БНО.
4.1.9 Программно-методическая и отчётная документация для проведения лётных испытаний РБ должна соответствовать требованиям Положения РК-98-КТ и ГОСТ РВ15.203-2001.
4.1.10 Доработанный РБ 11С861-03 № 1Л после приёмо-сдаточных испытаний должен соответствовать требованиям ТТЗ № К-694 с дополнением № 1 и обеспечивать выведение блока КА системы ГЛОНАСС в рамках выполнения программы лётных испытаний РБ.
4.1.11 Эскизный проект многофункционального двигателя РБ 11С861-03 должен быть разработан в соответствии с требованиями Положения РК-98-КТ и ГОСТ РВ15.203-2001.
4.1.12 Эскизный проект РБ с многофункциональным двигателем должен быть разработан в соответствии с требованиями Положения РК-98-КТ и ГОСТ РВ15.203-2001.
4.1.13 Изготовление бортовых приборов и систем для комплексного стенда СУ РБ (БИТЦ-Б) должно осуществляться в соответствии с Положением РК-98-КТ и требованиями ЕСКД, ЕСТД, ЕСПД. Изготовление технологических приборов для комплексного стенда осуществлять в соответствии с документацией Главного конструктора и требованиями Положения РК-98-КТ.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

Цитировать
ЦитироватьЭто означает, что мартовский и августовский пуски будут выполняться с использованием старых ДМ-2. А затем, начиная с ноябрьского пуска, не менее пяти раз будет применяться новая модификация разгонного блока (в числе новшеств на нем будет новая СУ на базе БЦВМ "Бисер-6"), который, скорее всего, не получит нового названия и продолжит обозначаться ДМ-2
А в документах на тендер на http://www.zakupki.gov.ru/Tender/ViewPurchase.aspx?PurchaseId=746356 указывается, что это все-таки будет ДМ-03: "4.1.10 Доработанный РБ 11С861-03 № 1Л после приёмо-сдаточных испытаний должен соответствовать требованиям ТТЗ № К-694 с дополнением № 1 и обеспечивать выведение блока КА системы ГЛОНАСС в рамках выполнения программы лётных испытаний РБ"
Цитировать2010
10 ноября – три Космоса (три Глонасса-М) – Протон-М/ДМ-03 – Байконур 81/24 (или 30 октября)

2011
25 сентября – три Космоса (три Глонасса-М) – Протон-М/ДМ-03 – Байконур
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

SpaceR

Цитироватьhttp://www.zakupki.gov.ru/Tender/ViewPurchase.aspx?PurchaseId=746356
Цитировать...
4.1. Тактико-технические требования
Тактико-технические требования должны соответствовать ТТЗ № К-694 и дополнениям к нему (предоставляются потенциальному участнику размещения заказа по его запросу в установленном порядке).
Н-да, не густо...

Ещё в прошлом году кто-то на форуме говорил о модернизации движка для этой версии РБ, причём движок (11Д58МФД ?) вроде бы должен обеспечивать фантастический для керосиновых ЖРД у.и. - более 370 с !

Что-нибудь известно, каким путём такого можно вообще добиться? Или врут?
Потому как столько вроде даже на метане  едва-едва получается...

Salo

Поставить офигенный сопловый насадок и будет нам счастье!
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

Кстати на базе камеры РД-0124 вполне можно сделать. Диаметр среза сопла исходного двигателя примерно 900 мм при УИ 359 с. Если увеличить диаметр до 2300 мм, как у нынешнего РД-58М, то 370с не представляются чем-то недостижимым. ИМХО.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

SpaceR

ЦитироватьПоставить офигенный сопловый насадок и будет нам счастье!
Эк у Вас просто всё как...  :D

Если у РД-58 сопловой насадок уже сейчас 2300 мм, то куда же там увеличивать? Зона в отсеке не резиновая. Тем более что его уже недавно удлиняли, там теперь можно максимум 2-3 с ещё добрать, не более.

А применение камеры от 0124-го вообще исключено, это же полностью новый движок будет. Да к тому ж  уже "хруничевский". ;)
Камера - ядро всего движка, ибо её отработка очень дорогого стоит.

Так что не там ищете.

Salo

Дык и РД-58М "хруничевский", поскольку его в Воронеже делают. :wink:
И нам ведьважен не диаметр среза сопла, а степень геометрического расширения, которая в свою очередь определяется соотношением квадратов диаметров среза сопла и его критического сечения.

Камера РД-0124 расчитана на давление 15,7 МПа, а РД-58М на 7,8 МПа. Тяга и УИ у них примерно равные. Значит объём камеры РД-0124 примерно вдвое меньше и диаметр критики видимо тоже меньше примерно в 1,4 раза.

Берём ТНА от РД-58М и камеру от РД-0124. Давление в камере и её объём вдвое ниже и значит тяга снизится до 4-5 тс. Однако геометрическая степень расширения увеличится вдвое с 189 до 378. Глядишь и доведут УИ, если и не до 370 с, так до 365с.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Дмитрий В.

Есть еще вариант с РД-0158. :roll:
Lingua latina non penis canina
StarShip - аналоговнет!

Salo

http://krasm.com/docs/6-7_2009.pdf


Цитировать—  А  что  касается  заказов  по космической тематике?
— Здесь ситуация не очень хорошая. В связи с глубокой рецессией международной  корпорации "Sea  Launch",  которая  является главным  заказчиком  коммерчес-ких пусков по программе "Морской старт", в этом году уменьшен заказ на изготовление разгонных блоков. А это значит могут существенно снизиться объемы товарного выпуска в некоторых  цехах нашего  завода. Есть  надежда  на маршевые  двигатели  для  разгонных блоков — 11Д58МФ. В этом году мы сделали два газогенератора для них. В  3-м  квартале  будут  проводиться  их  огневые  испытания.
Согласно графику РКК "Энергия", в 2010 году у нас начнется подготовка производства и изготовление опытных  агрегатов  11Д58МФ. До 2013  года мы  должны  изготовить двигатели  для  проведения  всех видов испытаний. Однако решения по началу финансирования работ пока нет.

— У руководства РКК "Энергия" есть намерение передать Красмашу
полностью производство и сборку разгонных  блоков. Мы  готовы  к
этому?
—  Технологически  готовы.  В цехе 16 уже начато производство автоматики двигательной установки системы обеспечения запуска. Сейчас  18-й  цех  осваивает  часть номенклатуры.  У  нас  есть  возможности изготовления наземной и летной автоматики. Нам нужно оснастить  участок  клепки  для изготовления  переходников  для разгонного  блока.  Единственное, чего  мы  не  сможем  обеспечить, — криогенные испытания и электропроверки.  Будем  проводить их в РКК "Энергия". Но источник финансирования этих работ пока тоже не определен.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Дмитрий В.

Цитироватьhttp://krasm.com/docs/6-7_2009.pdf

Интересно, а зачем тягу снизили?
Lingua latina non penis canina
StarShip - аналоговнет!

Salo

И зачем им семь включений?
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

Кстати делать будет Красмаш, а не Воронеж. Увели от хруничевцев.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

Цитировать
Цитироватьhttp://krasm.com/docs/6-7_2009.pdf
Интересно, а зачем тягу снизили?
Эта история ещё с Импульса  с РД-161 тянется.
Единственное, что приходит в голову, это увеличение степени расширения сопла при ограниченных габаритах двигателя.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

hecata

Цитировать
Цитировать
Цитироватьhttp://krasm.com/docs/6-7_2009.pdf
Интересно, а зачем тягу снизили?
Эта история ещё с Импульса  с РД-161 тянется.
Единственное, что приходит в голову, это увеличение степени расширения сопла при ограниченных габаритах двигателя.

Снизили Пк и уменьшили диаметр критики?

Salo

Возможно. Но это IMHO.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Bell

Уменьшили тепловую нагрузку на стенки и в результате смогли отказаться от завесного охлаждения горючим и получили прибавку УИ. Про завесу и УИ прямо сказано в заметке.
Иногда мне кажется что мы черти, которые штурмуют небеса (с) фон Браун

Salo

Восемь-десять секунд для завесы многовато. Да и при снижении тяги в 1,6 раза неминуемо снизилось бы давление в камере, что потянуло бы УИ вниз.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

Кстати ресурс пришлось увеличить вдвое, чтобы успеть выработать РЗТ.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Андрей Суворов

ЦитироватьВосемь-десять секунд для завесы многовато. Да и при снижении тяги в 1,6 раза неминуемо снизилось бы давление в камере, что потянуло бы УИ вниз.
У вакуумного движка-то? да ладно! УИ зависит от полноты сгорания и степени расширения сопла. Полнота сгорания могла пострадать, да, если приведённая длина без запаса, но где это вы видели советский РД без запаса приведённой длины? Сопло же не изменилось.

Сравнивая характеристики наших и буржуинских РД, я всегда удивлялся, почему это у наших такие большие КС? типично у буржуинов при прочих равных форсуночная головка примитивнее, а приведённая длина, при этом, меньше процентов на 20-25%.

hecata

ЦитироватьВосемь-десять секунд для завесы многовато. Да и при снижении тяги в 1,6 раза неминуемо снизилось бы давление в камере, что потянуло бы УИ вниз.

При расширении в вакуум тут важно не соотношение Рк/Ра, а геометрическое расширение.

Дмитрий В.

ЦитироватьПри расширении в вакуум тут важно не соотношение Рк/Ра, а геометрическое расширение.

Хм, по мне это заявление выглядит как: "Мощность поршневого двигателя не зависит от рабочего объема, а только от диаметра цилиндра и хода поршня"! :roll:
Lingua latina non penis canina
StarShip - аналоговнет!

hecata

Цитировать
ЦитироватьПри расширении в вакуум тут важно не соотношение Рк/Ра, а геометрическое расширение.

Хм, по мне это заявление выглядит как: "Мощность поршневого двигателя не зависит от рабочего объема, а только от диаметра цилиндра и хода поршня"! :roll:

А разве, пока мы летим в атмосфере у нас не меняется Рк к Ра?

Дмитрий В.

ЦитироватьА разве, пока мы летим в атмосфере у нас не меняется Рк к Ра?

Нет (если только не производится дросселирование/форсирование)
Lingua latina non penis canina
StarShip - аналоговнет!

SpaceR

Цитироватьhttp://krasm.com/docs/6-7_2009.pdf


Цитировать—  А  что  касается  заказов  по космической тематике?
— Здесь ситуация не очень хорошая. В связи с глубокой рецессией международной  корпорации "Sea  Launch",  которая  является главным  заказчиком  коммерчес-ких пусков по программе "Морской старт", в этом году уменьшен заказ на изготовление разгонных блоков. А это значит могут существенно снизиться объемы товарного выпуска в некоторых  цехах нашего  завода. Есть  надежда  на маршевые  двигатели  для  разгонных блоков — 11Д58МФ. В этом году мы сделали два газогенератора для них. В  3-м  квартале  будут  проводиться  их  огневые  испытания.
Согласно графику РКК "Энергия", в 2010 году у нас начнется подготовка производства и изготовление опытных  агрегатов  11Д58МФ. До 2013  года мы  должны  изготовить двигатели  для  проведения  всех видов испытаний. Однако решения по началу финансирования работ пока нет.

— У руководства РКК "Энергия" есть намерение передать Красмашу
полностью производство и сборку разгонных  блоков. Мы  готовы  к
этому?
—  Технологически  готовы.  В цехе 16 уже начато производство автоматики двигательной установки системы обеспечения запуска. Сейчас  18-й  цех  осваивает  часть номенклатуры.  У  нас  есть  возможности изготовления наземной и летной автоматики. Нам нужно оснастить  участок  клепки  для изготовления  переходников  для разгонного  блока.  Единственное, чего  мы  не  сможем  обеспечить, — криогенные испытания и электропроверки.  Будем  проводить их в РКК "Энергия". Но источник финансирования этих работ пока тоже не определен.
Ну вот, другое дело.
Спасибо! :)

А то - "сопло, сопло..." - http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=8432&postdays=0&postorder=asc&start=40
 ;)

Ещё есть один вопросик, может   кто в курсе.

Один знакомый, работающий с движками, заявлял, что якобы на амерских ЖРД завеса в КС вообще не применяется.
Чтот не верится, а источников найти не удалось...  :?

Просветите, кто слышал что-нибудь на эту тему.

Дмитрий В.

ЦитироватьОдин знакомый, работающий с движками, заявлял, что якобы на амерских ЖРД завеса в КС вообще не применяется.
Чтот не верится, а источников найти не удалось...  :?

Просветите, кто слышал что-нибудь на эту тему.

А как там, из трубчатой камеры завесу организуешь? Просто ведь "дырочками" не отделаешься. Поэтому, с учетом невысоких давлений в КС, вполне достаточным может быть завесы "от форсунок" 9кроме регенеративного, конечно).
Lingua latina non penis canina
StarShip - аналоговнет!

Старый

ЦитироватьОдин знакомый, работающий с движками, заявлял, что якобы на амерских ЖРД завеса в КС вообще не применяется.
Чтот не верится, а источников найти не удалось...  :?

Просветите, кто слышал что-нибудь на эту тему.
В красной энциклопедии в статьях о двигателях LR ясно говорится о завесном охлаждении стенок камеры периферийными форсунками.
 А вот о специальных поясах завесы никогда не слышал.
1. Ангара - единственная в мире новая РН которая хуже старой (с) Старый Ламер
2. Назначение Роскосмоса - не летать в космос а выкачивать из бюджета деньги
3. У Маска ракета длиннее и толще чем у Роскосмоса
4. Чем мрачнее реальность тем ярче бред (с) Старый Ламер

SpaceR

Ок, понял, спасибо. :)
Покопаю что найду про серию LR...

Т.е. получается, что это  благодаря низкому давлению...  
При этом в 11Д58МФ давление тоже снизили, но УИ нехило так возрос!

Старый

ЦитироватьТ.е. получается, что это  благодаря низкому давлению...  
Скорее всётаки благодаря трубчатой конструкции.
1. Ангара - единственная в мире новая РН которая хуже старой (с) Старый Ламер
2. Назначение Роскосмоса - не летать в космос а выкачивать из бюджета деньги
3. У Маска ракета длиннее и толще чем у Роскосмоса
4. Чем мрачнее реальность тем ярче бред (с) Старый Ламер

SpaceR

Цитировать
ЦитироватьТ.е. получается, что это  благодаря низкому давлению...  
Скорее всётаки благодаря трубчатой конструкции.
Разве у фрезерованной двухстеночной конструкции гарантированно ниже теплоотвод?  :?

Suzeren

Что-то я грешным делом подумал, что тут о Двине-ТМ речь... А тут...

Bell

ЦитироватьЧто-то я грешным делом подумал, что тут о Двине-ТМ речь... А тут...
Да, кстати, НПОЛ что-то по этой теме должен был изобразить?
Иногда мне кажется что мы черти, которые штурмуют небеса (с) фон Браун

Старый

ЦитироватьРазве у фрезерованной двухстеночной конструкции гарантированно ниже теплоотвод?  :?
Хрен её знает... Но вроде они везде применяют трубки и проблем с теплоотводом не было...
1. Ангара - единственная в мире новая РН которая хуже старой (с) Старый Ламер
2. Назначение Роскосмоса - не летать в космос а выкачивать из бюджета деньги
3. У Маска ракета длиннее и толще чем у Роскосмоса
4. Чем мрачнее реальность тем ярче бред (с) Старый Ламер

Suzeren

ЦитироватьДа, кстати, НПОЛ что-то по этой теме должен был изобразить?
Да. Это платформа с ЭРДУ.

SpaceR

Цитировать
ЦитироватьРазве у фрезерованной двухстеночной конструкции гарантированно ниже теплоотвод?  :?
Хрен её знает... Но вроде они везде применяют трубки и проблем с теплоотводом не было...
Вот попалось кой-чего:
ЦитироватьВ структуре стоимости LE-5A большое место занимает КС и сопло, изготовленные из профилированных бронзовых трубок трапециевидного сечения, которые весьма дороги в Японии. Для снижения затрат нам пришлось пойти на очередное изменение концепции ЖРД, применив медную камеру с фрезерованными каналами в рубашке охлаждения и сбросом «мятого» газа в общий выпускной коллектор. Такая КС тяжела и дорога, но оказалось, что у нас в стране ее изготовление обходится все же дешевле, чем из набора трубок. Кроме того, у нее лучше характеристики теплосъема.
(Из статьи "Как мы делали двигатели для Н-2А", подг. И.Афанасьевым по беседе с  K.Kishimoto)

frigate

ОТЧЕТ о результатах контрольного мероприятия «Проверка целевого и эффективного использования средств федерального бюджета, выделенных в 2006-2008 годах и истекший период 2009 года на реализацию Федеральной космической программы России на 2006-2015 годы
ЦитироватьРазгонные блоки
В проверяемом периоде проводились работы по модернизации разгонных блоков для ракеты-носителя среднего и тяжелого классов типа «ДМ» (ОКР «Двина-ДМ») и разгон­ного блока для ракеты-носителя среднего класса типа «Фрегат-СБ» (ОКР «Двина-Ф»).

Кроме того, велись перспективные разработки по созданию унифицированного транспортного модуля на основе солнечной электроракетной двигательной установки для ракет-носителей среднего и тяжелого классов (ОКР «Двина-ТМ») и по созданию кислородно-водородного разгонного блока для ракеты-носителя тяжелого класса (ОКР «Двина-КВТК»).

Изменениями, внесенными в Программу в 2008 году, перенесены сроки окончания работ по ОКР «Двина-ДМ» с 2008 года на 2015 год, по ОКР «Двина-Ф» - с 2008 года на 2010 год, по ОКР «Двина-КВТК» - с 2011 года на 2015 год.

Следует отметить, что в период с 2006 по 2008 год были произведены 43 запуска с использованием разгонных блоков (в среднем 14,3 пуска в год):

- ОАО «РКК «Энергия» - 18 «ДМ» (на РН «Протон-К», «Протон-М», «Зенит-SL», «Зенит-SLB»);

- ФГУП «ГКНПЦ им. М. В. Хруничева») -  16 «Бриз-М»  (на РН «Протон-М»)  и 2 «Бриз-КМ» (РН «Рокот»);

- ФГУП «НПО им. С. А. Лавочкина» - 7 «Фрегат» (на РН «Союз» и «Союз-2»). Таким образом, при достаточно ограниченном рынке разгонных блоков Роскосмосом

поддерживается конкуренция в указанном секторе между 3 крупными компаниями, в то время как унификация и серийность продукции в рамках одной компании могли бы по­зволить снизить себестоимость и, соответственно, повысить конкурентоспособность отечественных предприятий космической отрасли.
"Селена, луна. Селенгинск, старинный город в Сибири: город лунных ракет." Владимир Набоков

ZOOR

Очень хорошая табличка. Сразу видно - как платят, так и делают.
Во-всяком случае про неготовность Фрегата-СБ еще воплей не было  8)
Я зуб даю за то что в первом пуске Ангары с Восточного полетит ГВМ Пингвина. © Старый
Если болит сердце за народные деньги - можно пойти в депутаты. © Neru - Старому

SpaceR

ЦитироватьОчень хорошая табличка. Сразу видно - как платят, так и делают.
Во-всяком случае про неготовность Фрегата-СБ еще воплей не было  8)
А в Лавке могли, не долго напрягаясь, протащить затраты на его разработку через изготовление и подготовку к пуску Фобос-Грунта, Спекта и Электро. ;)
К примеру, в том же Ф-Г  Фрегата-СБ как такового нет, есть дополнительная ДУ. Это, по сути, тот же Ф-СБ, но без СУ и некоторых других систем.

chameleon

ЦитироватьДа, кстати, НПОЛ что-то по этой теме должен был изобразить?

Не вот это они должны были изобразить?  :shock:
http://www.russianspaceweb.com/dvina.html

Salo

http://armstass.su/?page=article&aid=87834&cid=125
ЦитироватьКрасмаш приступил к освоению производства нового двигателя для разгонных блоков ракет-носителей

КРАСНОЯРСК, 30 августа. (ИТАР-ТАСС). На Красноярском машиностроительном заводе приступили к освоению производства нового двигателя для разгонных блоков ракет-носителей, сообщили в пресс-службе предприятия.

Маршевый жидкостный ракетный двигатель, разработанный в РКК "Энергия", обладает улучшенными энергомассовыми характеристиками. В нем будет впервые применено кислородное охлаждение камеры сгорания и автономная система управления, обеспечивающая бесперебойную работу при нештатных ситуациях. Это позволит повысить энергетические возможности разгонного блока, увеличить массу полезных грузов, выводимых на высокие орбиты, а, значит, поднять эффективность ракет-носителей. Нововведения делают существенными конкурентные преимущества разгонных блоков типа ДМ, в которых к тому же используются экологически чистые компоненты топлива. Двигатель может быть использован и для ракет-носителей "Протон" и "Зенит".

Сейчас на Красмаше ведется разработка конструкторской документации и создание средств технологического оснащения производства, необходимых для изготовления и испытаний опытного образца двигателя. Он должен быть готов в 2012 г., испытания будут проводиться в РКК "Энергия".

Выпуск разгонных блоков для ракет-носителей на Красмаше начался в 1990 г. Изготовление коммерческих разгонных блоков ДМ1- ДМ4, предназначенных для выведения космических аппаратов типа "Астра", "Телстар", "Иридиум", "Панамсат", "Гаруда" началось спустя три года. С 1997 г. на предприятии также производятся коммерческие разгонные блоки проекта "Морской старт".
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

SpaceR

Цитировать
ЦитироватьДа, кстати, НПОЛ что-то по этой теме должен был изобразить?
Не вот это они должны были изобразить?  :shock:
http://www.russianspaceweb.com/dvina.html
Видимо, оно:


Salo

http://www.energia.ru/ru/news/news-2010/news_09-23.html
Цитировать23.09.2010. РКК "Энергия" им. С.П. Королёва,
г. Королёв Московской области

В Ракетно-космической корпорации "Энергия" имени С.П. Королёва состоялось заседание Государственной комиссии по проведению лётных испытаний средств выведения.

На заседании рассматривался вопрос "О готовности разгонного блока 11С861-03 к началу лётных испытаний".

На заседании были представлены доклады и сообщения о готовности разгонного блока (РБ) 11С861-03 №1Л, его систем и наземной инфраструктуры к началу лётных испытаний (ЛИ).

Заслушаны содоклады, сообщения и заключения ответственных представителей организаций и предприятий, участвующих в создании РБ, о результатах выполненных работ, плане-графике подготовки РБ к ЛИ, его соответствии техническому заданию и нормативной документации.

Государственная комиссия приняла решение одобрить предложения РКК "Энергия" по выполнению дальнейших работ на этапе подготовки РБ 11С861-03 №1Л к лётным испытаниям совместно с ракетой-носителем "Протон-М" и блоком космических аппаратов "Глонасс-М" №43. Принятое решение о начале лётных испытаний этого РБ открывает широкую перспективу его использования в составе существующих и создаваемых ракетно-космических комплексов в интересах решения научных и социально-значимых задач, обеспечения национальной безопасности России.

В работе комиссии участвовали: Президент РКК "Энергия", Генеральный конструктор В.А. Лопота, руководители и специалисты Роскосмоса, подразделений РКК "Энергия", организаций и предприятий ракетно-космической отрасли России.

Заседание вели сопредседатели Государственной комиссии: заместитель Руководителя Роскосмоса В.П. Ремишевский и заместитель Командующего космическими войсками РФ А.Н. Иванов.

 Для справки:

   1. РБ 11С861-03 - современная модификация разгонных блоков типа ДМ, предназначенная для использования совместно с ракетами-носителями среднего и тяжёлого классов. Цель новой модификации - увеличение массы полезного груза, доставляемого на геостационарную и геопереходную орбиты, а также расширение функциональных возможностей по реализации программы полёта.
   2. РБ 11С861-03 создан на основе технического и производственного заделов и опыта работ по РБ типа ДМ. Особенностью данной модификации является максимальная преемственность с другими модификациями РБ типа ДМ по конструкции, агрегатам, бортовым системам, что в сочетании с увеличенным запасом топлива и использованием современной, обеспечивающей повышенную точность, системы управления позволяет решать широкий спектр задач Федеральной космической программы России при сохранении достигнутого уровня надёжности, подтверждённой статистикой более чем в 300 успешных пусков.
   3. Лётные испытания РБ 11С861-03 №1Л совместно с ракетой-носителем "Протон-М" и блоком космических аппаратов "Глонасс-М" №43 намечены на декабрь 2010 года.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

SpaceR

Цитироватьhttp://www.energia.ru/ru/news/news-2010/news_09-23.html
Цитировать. . .
   3. Лётные испытания РБ 11С861-03 №1Л совместно с ракетой-носителем "Протон-М" и блоком космических аппаратов "Глонасс-М" №43 намечены на декабрь 2010 года.
Ну неужели наконец-то?

ЕМНИП ещё с начала 90-х его обещали ...

freinir

А какие там характеристики получились для ДМ-3. Сколько ПН для Протона?

Bell

ЦитироватьА какие там характеристики получились для ДМ-3. Сколько ПН для Протона?
Так вроде все четко было указано в ТЗ на тендер. Наверно как минимум выполнили. Или вопрос был - насколько перевыполнили?
Иногда мне кажется что мы черти, которые штурмуют небеса (с) фон Браун

freinir

Цитировать
ЦитироватьА какие там характеристики получились для ДМ-3. Сколько ПН для Протона?
Так вроде все четко было указано в ТЗ на тендер. Наверно как минимум выполнили. Или вопрос был - насколько перевыполнили?

Да, насколько перевыполнили?

Salo

Анализ возможности осаждения жидкого топлива в баках космической двигательной установки после полёта в невесомости с помощью сепарирующего разворота орбитального блока
© 2021 г. Тупицын Н.Н.
https://www.energia.ru/ktt/archive/2021/01-2021/01-06.pdf
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Штуцер

Занимательно.
Только я не увидел сравнительного анализа выгоды по сравнению с ДУ СОЗ, которая не только осаждает топливо , но и создает импульс в нужном направлении, только с меньшим УИ.
Но в виде обломков различных ракет
Останутся наши следы!

Salo

https://www.energia.ru/ktt/abstracts/2021/02.html
Цитировать05.07.02 ПРОЕКТИРОВАНИЕ, КОНСТРУКЦИЯ И ПРОИЗВОДСТВО ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
Соколов Б.А., Тупицын Н.Н., Туманин Е.Н., Крюков И.А., Киселев А.В., Фирстаев Д.С.
О возможности создания одноступенчатого разгонно-тормозного блока на основе кислородно-углеводородного двигателя 11Д58М для ракеты космического назначения сверхтяжёлого класса
В статье представлены результаты инициативных проектных проработок авторов по возможности создания для ракеты космического назначения сверхтяжёлого класса одноступенчатого кислородно-углеводородного разгонно-тормозного блока (РТБ) с двумя жидкостными ракетными двигателями 11Д58М разработки РКК «Энергия», предназначенного для выведения пилотируемых кораблей на орбиту вокруг Луны, а также для выведения сверхтяжёлых аппаратов на геостационарную орбиту (в т. ч. по высокоапогейной схеме перелёта орбитального блока с использованием гравитационного поля Луны).
Показано, что рассматриваемый одноступенчатый РТБ будет иметь ряд важных преимуществ как по сравнению с кислородно-водородным одноступенчатым РТБ, так и перед аналогичной по функциям двухступенчатой разгонно-тормозной системой орбитального блока в виде тандемной связки кислородно-водородных разгонного и корректирующе-тормозного блоков. Для обеспечения запусков маршевой жидкостной ракетной двигательной установки РТБ предложен новый способ инерционного разделения фаз компонентов топлива в баках в условиях невесомости с помощью предпускового программного сепарирующего разворота орбитального блока относительно его поперечной оси инерции.
Ключевые слова: ракета космического назначения, ракета-носитель, орбитальный блок, разгонный блок, межорбитальный буксир, разгонно-тормозной блок, сепарирующий разворот, жидкостная ракетная двигательная установка.
Список литературы
1. Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов. М.: БИНОМ. Лаборатория знаний, 2011.407с.
2. Луна — шаг к технологиям освоения Солнечной системы / Под научной редакцией В.П. Легостаева и В.А. Лопоты. М.: РКК «Энергия». 2011. 584 с.
3. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва. 1946–1996. М.: РКК «Энергия», 1996. 670 с.
4. Гневашев А.П., Гордеев В.А., Завадский В.К., Иванов В.П., Каблова Е.Б., Кленовая Л.Г. Минимизация затрат топлива на наддув баков и захолаживание магистралей в системе ПГСП водородной двигательной установки с многоразовым включением // Альтернативная энергетика и экология. 2008. № 3(59). С. 108–114.
5. Филин В.М. Ракета космического назначения «Зенит-3SL» для программы «Морской старт» // Космическая техника и технологии. 2014. № 2(5). С. 40–48.
6. Соколов Б.А., Тупицын Н.Н. Исследование возможности создания на базе кислородно-углеводородного двигателя 11Д58М высокоэкономичного многофункционального безгазогенераторного ракетного двигателя с кислородным охлаждением // Космическая техника и технологии. 2019. № 2(25). С. 67–80.
7. Аверин И.Н., Егоров А.М., Тупицын Н.Н. Особенности построения экспериментальной отработки и эксплуатации двигательной установки разгонного блока ДМ-SL комплекса «Морской старт» и пути её дальнейшего совершенствования // Космическая техника и технологии. 2014. № 2(5). С. 62–73.
8. ЖРД 11Д58М с улучшенными характеристиками для разгонного блока ДМ (1969–1973) / Под ред. Б.А. Соколова // Ракетно-космическая техника. Труды. Сер. XII. Королёв: РКК «Энергия», 2009. Вып. 1–2: Жидкостные ракетные двигатели, созданные ОКБ-1 – ЦКБЭМ – НПО «Энергия» – РКК «Энергия» им. С.П. Королёва (1957–2009). С. 49–54.
9. Катков Р.Э., Киселева О.В., Стриженко П.П., Тупицын Н.Н. Экспериментальные исследования струйного насоса-конденсатора в составе бустерного турбонасосного агрегата подачи жидкого кислорода // Космическая техника и технологии. 2017. № 1(16). С. 63–70.
10. Тупицын Н.Н. Анализ возможности осаждения топлива в баках космической двигательной установки после полёта в невесомости с помощью сепарирующего разворота орбитального блока // Космическая техника и технологии. 2021. № 1(32). С. 78–87.
11. Будаев Ю.А., Смоленцев А.А., Соколов Б.А., Туманин Е.Н., Тупицын Н.Н. Особенности двигательных установок на криогенных компонентах топлива разгонных блоков ракет-носителей «Протон», «Зенит» и «Ангара» // Известия РАН. Энергетика. 2016. № 3. С. 102–110.
12. Ивашкин В.В., Тупицын Н.Н. Об использовании гравитационного поля Луны для выведения космического аппарата на стационарную орбиту спутника Земли // Космические исследования. 1971. Т. 9. № 2. С. 163–172.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

Цитата: Штуцер от 02.01.2022 22:28:11Занимательно.
Только я не увидел сравнительного анализа выгоды по сравнению с ДУ СОЗ, которая не только осаждает топливо , но и создает импульс в нужном направлении, только с меньшим УИ.
Ну почему же. В статье это есть:

Цитата: undefinedНапример, для гипотетического ОБ с начальной массой 100 т и шестикратным запуском кислородно-керосиновой ЖРДУ с благоприятной центровкой ОБ суммарные затраты топлива ДУ СОЗ на создание начальной угловой скорости вращения ОБ для выполнения предпускового СР с угловой скоростью ω = 1,2 °/с и поддержания постоянными её значения и плоскости вращения ОБ до очередного запуска МД составят, по оценкам, 30 кг. При неблагоприятной центровке ОБ перед первым длительным включением МД для создания в течение первых 300 с СР компенсирующего осевого ускорения потребуется ещё 24 кг топлива ДУ СОЗ.
При использовании на том же ОБ для осаждения и сепарации газовых включений из жидких компонентов только предпускового осевого ускорения ОБ потребуется осевая тяга двигателя ДУ СОЗ не менее 30 кгс при продолжительности их работы перед каждым запуском МД по 300 с. Суммарные затраты топлива ДУ СОЗ на шести запусках МД составят при этом 270 кг.
Таким образом, использование сепарирующего разворота в зависимости от начальной центровки ОБ позволит получить при обеспечении шестикратного запуска МД ЖРДУ в космическом полёте экономию топлива ДУ СОЗ в 5–9 раз. Это указывает на высокую энергомассовую эффективность СР для осаждения жидких компонентов топлива космических ЖРДУ и сепарации из них газовых включений.
Кроме того, программный сепарирующий разворот ОБ позволит максимально точно корректировать с помощью МД траекторию полёта ОБ, что обусловлено отсутствием её возмущений от предпускового осевого ускорения ОБ.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

fagot

Т.е. при выведении ДМом на ГСО в три включения МД можно получить выигрыш в ПН порядка 25 кг, не густо.

Salo

Я так понял вся эта история для несостоявшегося РТБ лунного комплекса.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"