"Двина-ДМ"

[SpaceR]

http://www.energia.ru/ru/news/news-2010/news_09-23.html

. . .
   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]

А 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?

[freinir]

А 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

[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.

[Salo]

https://www.energia.ru/ktt/abstracts/2021/02.html

05.07.02 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.

[Salo]

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.

Ну почему же. В статье это есть:

Например, 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.

[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.