"Двина-ДМ"

[Salo]

Об испытаниях баков Блока ДМ-03 в АОЗТ Волжское конструкторское бюро РКК "Энергия" (г. Самара)

Разработка, 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

[frigate]

Для сравнения:

[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]

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

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.

[Дмитрий В.]

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

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.

[frigate]

Спасибо, Дмитрий В.

Ладно - если уж сравнивать яблоки с яблоками (а не апельсинами ) придётся привести тяговооружённость для каждого РБ и для Аполлона для TLI, коррекции и LOI маневров.

[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

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]

Однако 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  

[fagot]

У каждой конторы своя арифметика

Энергиевцы, конечно, лица заинтересованные, и время выведения зачем-то на час увеличили. А Бриз-М вроде скоро должен полететь с максимальной ПН.

[frigate]

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

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?

[Дмитрий В.]

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

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:

[frigate]

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

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.

[Дмитрий В.]

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

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.

[SpaceR]

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

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]

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

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).

[Туман Андромедов]

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:

Подготовка 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

2. 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.

[Salo]

Это 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"

2010
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