Новые российские РН для нового российского ПК

[Salo]

ОКР «Двигатель-2015»

http://www.zakupki.gov.ru/Tender/ViewPurchase.aspx?PurchaseId=728845

2. Цель и задачи ОКР
   2.1.  Создание маршевого многоразового жидкостного ракетного двигателя для первой ступени многоразовой ракетной космической системы, создание эффективной системы диагностики и аварийной защиты двигателя, выбор оптимального облика маршевого многоразового жидкостного ракетного двигателя перспективных ракет-носителей для пилотируемых космических комплексов и сверхтяжелой ракеты-носителя, в части работ 2010-2012 г.
   Работы проводятся на основе задела созданного в процессе выполнения ОКР в 2006-2009 гг. Информация о заделе предоставляется потенциальному участнику размещения заказа по его запросу.
2.2. Для достижения поставленных целей ОКР в 2010-2012 г. должны быть решены следующие задачи.
2.2.1. Корректировка технических требований на маршевый многоразовый жидкостной ракетный двигатель (далее - двигатель).
2.2.2. Разработка программы испытаний, адаптация стендовых систем измерения и управления для испытаний, испытание и дефектация двигателя демонстратора на топливе кислород-метан.
2.2.3. Разработка дополнений к эскизному проекту и разработка технического проекта на двигатель.
2.2.4. Разработка конструкторской документации на элементы двигателя.
2.2.5. Разработка технологической документации и изготовление элементов двигателя.
2.2.6. Разработка программы испытаний, адаптация стендовых систем измерения и управления под программу испытаний элементов двигателя.
2.2.7. Проведение расчетно-экспериментальных работ, испытание элементов двигателя, их дефектация с целью подтверждения технических решений и заявленных характеристик двигателя, в части исследования напряженно-деформированного состояния, усталостных характеристик, оптимизации параметров рабочих процессов в двигателе.
2.2.8. Выбор оптимального облика двигателя в обеспечение создания многоразовой ракетной космической системы, перспективных ракет-носителей для пилотируемых космических комплексов и сверхтяжелой ракеты-носителя.
2.2.9. Разработка рабочей документации, изготовление и  проведение автономных испытаний опытного образца системы диагностирования и аварийной защиты двигателя, а также проведение испытаний оптико-электронной системы диагностирования возгорания конструкционных материалов двигателя.

[color=yellow:53a6c11890]3. Тактико-технические требования

3.1. Назначение двигателя.
Двигатель предназначен для использования в качестве маршевого многоразового двигателя для многоразовой ракетной космической системы, перспективных ракет-носителей для пилотируемых космических комплексов и сверхтяжелой ракеты-носителя.
Задачей, выполняемыми ракетно-космическими транспортными системами являются доставка космических аппаратов (полезной нагрузки) на различные орбиты:
­   низкие опорные орбиты;
­   высокоэллиптические орбиты, включая геопереходные к геостационарной;
­   высокие круговые орбиты, включая геостационарную и геосинхронные орбиты;
­   отлетные от Земли траектории.

3.1.1.  Двигатель выполняется с турбонасосной системой подачи компонентов топлива.

3.1.2.  Двигатель должен обеспечивать:
- многократное использование в составе двигательной установки;
- запуск и останов по команде системы управления РН;
- создание тяги по оси изделия на номинальном и форсированном режиме работы;
- создание управляющих усилий в плоскостях тангажа и рыскания по командам системы управления РН;
- изменение вектора тяги качанием камеры сгорания в двух плоскостях для создания управляющих усилий;
- включение с обеспечением режима предварительной ступени тяги;
- выключение с режима конечной ступени тяги и без перехода на нее, а также при окончании одного из компонентов топлива;
- регулирование по тяге и соотношению расходов компонентов топлива.

3.2  Технические требования

3.2.1. Тяга двигателя на Земле, тс
предварительная ступень тяги   120,0 ... 180,0   
номинальный режим тяги   200,0 ... 300,0   
форсированный режим тяги   240,0 ... 360.0   
конечная ступень тяги   70,0 ... 105,0
   
3.2.2.  Удельный импульс тяги в пустоте
на номинальном режиме тяги, м/с не менее 3286 (335с) для керосина
не менее 3532 (350с) для метана

3.2.3.  Время работы двигателя в полете, с   не менее 150

3.2.4.  Число включений двигателя в полете   1
   
3.2.5.  Кратность использования двигателя при номинальном режиме тяги    25

3.2.6.  Параметры компонентов топлива на входе в ЖРД
максимальное статическое давление на запуске и работе, МПа
кислород   0,20
горючее (РГ-1, метан) 0,20
температура компонентов топлива, К
кислород  85-90   
горючее:
РГ-1    273-288
метан   100-110

3.2.7.  Диапазон регулирования двигателя
по тяге на установившемся режиме, % ном.    - 50  ...  +20
по соотношению расходов компонентов топлива, %    

[Salo]

РД-0162 и РД-0163 вполне могут участвовать.

[Lev]

А вот такой вопрос...
Можно ли вписать 4 НК-33 в диаметр СКПГ?
Если можно - возможна ли в таком случае "зенитоподобная" РН на 4-х НК которая при отказе одного движка не только уводится от СК, -но - и выполеняет целевую задачу - вывод ПН (13-14 тонн) на целевую орбиту?

[Salo]

ОКР «Ускорение-Б»

http://www.zakupki.gov.ru/Tender/ViewPurchase.aspx?PurchaseId=728933

3. Задачи работы на 2010 – 2012 г.
Для достижения поставленных целей в рамках ОКР должны быть решены следующие задачи:

   3.1. Выбор окончательных вариантов базовых элементов и опытных образцов двигате-лей, обеспечивающих их высокие энергомассовые характеристики. Проведение расчетно-теоретического обоснования принятых решений, разработка математических моделей опыт-ных образцов двигателей.

3.2. Разработка конструкторской документации на базовые элементы и опытный образец кислородно-водородного двигателя тягой до 10 тс (ЖРД):
-  камера сгорания в обеспечение работоспособности безгазогенераторной схемы ЖРД на различных режимах работы;
-  турбонасосный агрегат горючего в обеспечение необходимого ресурса работы высокооборотных подшипников выбранной конструкции;
-  сопло в обеспечение прироста удельного импульса тяги за счет соплового насадка большой степени расширения;
- система электроплазменного зажигания в обеспечение многократного запуска в условиях вакуума.

3.3. Разработка конструкторской документации на базовые элементы и  опытный образец кислородно-углеводородного (керосин) двигателя тягой 5 тс (ЖРД):
- камера сгорания в обеспечение высокой надежности охлаждения жидким кислородом и прироста удельного импульса за счет отказа от завесного охлаждения;
- газогенератор в обеспечение работы на керосине и газообразном кислороде.

3.4. Разработка конструкторской документации на оснастку, изготовление. Разработка технологий, необходимых для изготовления опытных образцов двигателей (в части ЖРД).

   3.5. Корректировка конструкторской документации, подготовка и испытание стендов. Выпуск программы испытаний опытных образцов двигателей (в части ЖРД)..

   3.6. Изготовление базовых элементов и опытных образцов двигателей (в части ЖРД).

3.7. Испытания образцов базовых элементов (в части ЖРД).с целью подтверждения заданных параметров.

3.8. Разработка программ и методик испытания сопла с сопловым насадком большой степени расширения (высотного сопла) в земных условиях.

   3.9. Проведение испытаний опытных образцов двигателей (в части ЖРД), подтвер-ждающих правильность принятых конструктивных решений.

   3.10. Изготовление базовых элементов, отработка и подтверждение принятых конст-руктивных решений  по гиперзвуковым прямоточным воздушно-реактивным двигателям, жидкостным воздушно-реактивным двигателям и обобщение результатов.

3.11. Выдача рекомендаций по дальнейшему использованию двигателей для перспек-тивных ракет-носителей, разгонных блоков и многоразовых транспортных космических сис-тем.

4. Тактико-технические требования

4.1. Назначение двигателя.
Двигатель предназначен для использования в перспективных разгонных блоках, верх-них ступенях ракет-носителей для решения задач доставки космических аппаратов (полезной нагрузки) на различные орбиты:
­   высокоэллиптические орбиты, включая геопереходные к геостационарной;
­   высокие круговые орбиты, включая геостационарную и геосинхронные орбиты;
­   отлетные от Земли траектории.

4.1.2.   Схема двигателя выбирается в процессе выполнения ОКР.

4.1.3.  Двигатель должен обеспечивать:
-   создание тяги по оси изделия на номинальном и форсированном режиме работы;
-   создание управляющих усилий по командам системы управления РН;
-   включение с обеспечением режима предварительной ступени тяги;
-   выключение с режима конечной ступени тяги и без перехода на нее, а также при оконча-нии одного из компонентов топлива;
-   регулирование по тяге.

4.2.  Технические требования

4.2.1.  Требования к основным параметрам и характеристикам ЖРД.
   кислород-УВГ    кислород-водород
Тяга двигателя в пустоте, тс    5,0...10,0
Горючее   Керосин   Водород
Окислитель   Кислород   Кислород
Удельный импульс тяги в пустоте на но-минальном режиме, с    не менее 360       не менее 475
Ресурс работы двигателя, с    не менее 1500   не менее 1500
Количество включений    не менее 6   не менее 6

4.2.2. Требования к основным параметрам и характеристикам ГПВРД и ЖВРД
   ГПВРД   ЖВРД
Диапазон скоростей  М   6

[Дмитрий В.]

А вот такой вопрос...
Можно ли вписать 4 НК-33 в диаметр СКПГ?
Если можно - возможна ли в таком случае "зенитоподобная" РН на 4-х НК которая при отказе одного движка не только уводится от СК, -но - и выполеняет целевую задачу - вывод ПН (13-14 тонн) на целевую орбиту?

Вписать в диаметр 3,8 м - можно. Увести РН с одним отказавшим ЖРД от СК возможно. Вывести 13 т - тоже возможно, но, вероятно, при "вылизовании" конструктивного совершенства второй ступени и некотором форсировании НК-33 (скажем, процентов на 10).

[Yra Napr]

Если можно - возможна ли в таком случае "зенитоподобная" РН на 4-х НК которая при отказе одного движка ... выполеняет целевую задачу - вывод ПН (13-14 тонн) на целевую орбиту?

Вывести 13 т - тоже возможно, но, вероятно, при "вылизовании" конструктивного совершенства второй ступени и некотором форсировании НК-33 (скажем, процентов на 10).

А эксцентриситет тяги чем компенсировать будете? Выключением противоположного движка?

[Дмитрий В.]

А эксцентриситет тяги чем компенсировать будете? Выключением противоположного движка?

К чему такие извращения в моноблоке небольшого диаметра? Отклонением в карданных шарнирах оставшихся двигателей.

[Бродяга]

А эксцентриситет тяги чем компенсировать будете? Выключением противоположного движка?

Что, простите, надо компенсировать?
  :shock: :shock: :shock: :shock:

[Yra Napr]

А эксцентриситет тяги чем компенсировать будете? Выключением противоположного движка?

К чему такие извращения в моноблоке небольшого диаметра? Отклонением в карданных шарнирах оставшихся двигателей.

С полной потерей управляемости IMXO (и вообще, надо считать, можно ли вообще компенсировать)

[Бродяга]

С полной потерей управляемости IMXO (и вообще, надо считать, можно ли вообще компенсировать)

Если вы про небольшой возмущающий момент, который возникнет от того, что тяга не направлена в центр масс, то этот момент компенсируется незначительным поворотом одного из работающих двигателей.

 Разумеется, я говорю про моноблок.

[Yra Napr]

Если вы про небольшой возмущающий момент, который возникнет от того, что тяга не направлена в центр масс, то этот момент компенсируется незначительным поворотом одного из работающих двигателей.

1. Прикиньте в числах значение "небольшого" момента от 170-и тонного двигателя на плече в 1,5 метра
2. Задумайтесь о том, что компенсироваться он будет повотором ДВУХ соседних движков
3. Посчитайте угол поворота

[Бродяга]

1. Прикиньте в числах значение "небольшого" момента от 170-и тонного двигателя на плече в 1,5 метра
2. Задумайтесь о том, что компенсироваться он будет повотором ДВУХ соседних движков
3. Посчитайте угол поворота

А вы не задумывались какое плечо до ЦМ ракеты?

 Кстати, можно просто повернуть все двигатели так, что тяга будет смотреть в ЦМ.

[Yra Napr]

Кстати, можно просто повернуть все двигатели так, что тяга будет смотреть в ЦМ.

Все, я поверил в переселение душ.
Все души ВЕЛИКИХ РАКЕТЧИКОВ, начиная с Кибальчича, вселились в Бродягу.
Давайте обсудим, как будет летать такая ракета в ЧД - заводите тему, жду с нетерпением

[Бродяга]

Кстати, можно просто повернуть все двигатели так, что тяга будет смотреть в ЦМ.

Все, я поверил в переселение душ.
Все души ВЕЛИКИХ РАКЕТЧИКОВ, начиная с Кибальчича, вселились в Бродягу.
Давайте обсудим, как будет летать такая ракета в ЧД - заводите тему, жду с нетерпением

Лапочка, ЦМ у ракеты, даже в том положении когда он ниже всего, — это где-то середина участка работы первой ступени, находится на расстоянии от двигателя раз в 10 больше, чем диаметр ракеты.

 Выводы делайте сами, деточка.

[Петр Зайцев]

Кстати, можно просто повернуть все двигатели так, что тяга будет смотреть в ЦМ.

Все, я поверил в переселение душ.
Все души ВЕЛИКИХ РАКЕТЧИКОВ, начиная с Кибальчича, вселились в Бродягу.
Давайте обсудим, как будет летать такая ракета в ЧД - заводите тему, жду с нетерпением

Бродяга прав, элементарная геометрия подсказываэт, что отклонениэ менее 7 градусов, даже когда почти все компоненты выгорели. Даже для Руси-М отклонениэ менее 10 градусов, а она насколько шире моноблока! Я же чертеж постил в ее теме, не видели?

Если не верите мне, поверьте хоть Фон Брауну. На Сатурне-5 оставшиеся двигатели отклонялись и ничего, все летало.

-- Pete

P.S. Кстати я тогда забыл добавить, что поскольку 8 градусов РД-180 недостаточно, можно с самого начала монтировать их в боковушках немного наискось, чтобы обеспечить 10 в случаэ аварии.

И еще. Мы обсуждаэм 4xНК моноблок с подачи Льва, а как мы знаэм у НК-33 не будет кардана. Надо говорить не об отклонении маршевого двигателя как на Руси, а о тяге верньерного двигателя в поперечной плоскости.

[Бродяга]

Если у полиблока "Русь-М" возникали вопросы в связи с тем, что ракета уходя со старта полетит вбок, то у моноблока вообще никаких проблем нет.

 Кстати, 8 градусов вполне хватит, если считать, что движение ракеты вбок не представляет опасности, — синус 8 градусов равен ~0.14 и боковой составляющей тяги вполне хватит для компенсации заваливающего момента.

[Yra Napr]

2 zaitcev
И Вам я верю, и Фону.
Как я уже и говорил, надо считать. Вы сами привели цифры, говорящие что без специально принятых мер управляемость теряется (Сатурн - хороший пример, там меры были приняты)
И еще я верю в то, что ни на одной нашей нынешней РКН с четырьмя ДУ на 1 ступени отказ одной ДУ не компенсируется. Почему-бы это?

[Бродяга]

И Вам я верю, и Фону.
Как я уже и говорил, надо считать. Вы сами привели цифры, говорящие что без специально принятых мер управляемость теряется (Сатурн - хороший пример, там меры были приняты)
И еще я верю в то, что ни на одной нашей нынешней РКН с четырьмя ДУ на 1 ступени отказ одной ДУ не компенсируется. Почему-бы это?

В каком смысле "не компенсируется"?

 Если вы о сохранении управляемости ракетой, то компенсируется, а если о выполнении полётного задания, то просто предпочитают не ставить "ДУ про запас", а делать достаточно надёжную ракету.

 РН "Союз" вообще разваливается при отказе ДУ боковушки.

[SpaceR]

2 zaitcev
И Вам я верю, и Фону.
Как я уже и говорил, надо считать. Вы сами привели цифры, говорящие что без специально принятых мер управляемость теряется (Сатурн - хороший пример, там меры были приняты)
И еще я верю в то, что ни на одной нашей нынешней РКН с четырьмя ДУ на 1 ступени отказ одной ДУ не компенсируется. Почему-бы это?

"Специальных мер" не так уж и много надо, по кр. мере для 4движкового моноблока. По крайней мере у "Энергии" они были, в том числе при отказе одного из РД-170.
А из современных (ближайших) РН - Ангара-А5.

[SpaceR]

И еще. Мы обсуждаэм 4xНК моноблок с подачи Льва, а как мы знаэм у НК-33 не будет кардана. Надо говорить не об отклонении маршевого двигателя как на Руси, а о тяге верньерного двигателя в поперечной плоскости.

Не-не, вопрос был достаточно гипотетическим, связывать себя не обозначенными пока конкретно планами по россиским НК-33 нам ни к чему.

Мне, кстати, в этом плане любопытна ситуация, возможен ли управляемый полёт на 3х из 4х, если они установлены с качанием только в одной плоскости?