Блок И и УРМ-2 с многократным включением

[Salo]

Попалась такая статья:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/209/41.shtml

Высотный сорокатонник НК-31

   Этот снабженный карданным подвесом двигатель разработан в начале 1970-х годов для четвертой ступени РКК Н-1–Л-3. Как следует из сопровождающей таблички, НК-31 имеет ресурс 1200 сек. Представленный экземпляр (№ М11501) проработал на стенде 1500 сек. Суммарная наработка ЖРД и его прототипа – 60350 сек. Двигатель обладает весьма современными параметрами и свойством «горячего» (без захолаживания) запуска.
   Неожиданностью стало высказанное на «Двигателях-2000» предложение об использовании НК-31 в качестве маршевого двигателя третьей ступени перспективного РКК «Ямал». До последнего времени в качестве безальтернативного варианта всех «союзовских» блоков «И» рассматривался четырехкамерный ЖРД разработки КБ химической автоматики (КБХА, г.Воронеж). Однако некоторые трудности, связанные с отработкой сравнительно миниатюрной камеры сгорания воронежского РД-0124, вынуждают рассмотреть возможность перехода на однокамерный вариант.
   Сейчас, на стадии окончания эскизного проектирования «Ямала», предложения по однокамерному ЖРД выглядят несвоевременными: «ЦСКБ-Прогресс» уже сориентировано на «четырехкамерник». «Однокамерность» подразумевает иную компоновку ступени, с возможным введением торового бака и установкой в его нише маршевого ЖРД. «Плывет» весь проект РКК, что требует серьезной переделки стартового комплекса.
   Однако в свете сложившегося положения, чтобы не топтаться на месте, КБХА предложило четыре варианта компоновки блока «И» с однокамерным двигателем. Наибольшего внимания заслуживает модификация с ВСН. В «сложенном» положении ЖРД выше четырехкамерного собрата лишь на 250–300 мм, что позволяет не делать торовый бак, а ограничиться удлинением блока «И» на соответствующую величину. Это не ведет к коренной ломке наземной инфрастуруктуры – можно лишь слегка изменить заправочные шланги да немного (и то, если потребуется) нарастить площадки обслуживания на стартовом сооружении. Добавим: в России выдвижной насадок пока применялся лишь на твердотопливных ступенях МБР.
   Интересен способ развертывания ВСН. Нынешний вариант «горячего» разделения ступеней «Ямала» позволяет ввести насадок только после включения ЖРД, что сложно и небезопасно с точки зрения динамики. Теперь предлагается несколько перекомпоновать двигательный отсек, жестко установив маршевый ЖРД и введя автономный рулевой двигатель с отдельным ТНА. Тяга «рулевика» невелика (4х300 кгс), но этого вполне достаточно для отработки программы тангажа – сильных возмущений на участке работы блока «И» практически нет...
   Сначала включается рулевой ЖРД, обеспечивающий отход от второй ступени и устойчивый и управляемый полет. Затем, через 6–7 сек, разворачивается ВСН, проверяется герметичность и запускается маршевый двигатель. После выхода его на режим сбрасывается хвостовой отсек. Получается «полугорячая» схема разделения, используемая сейчас на «Зените» и «Протоне».
   Все это позволяет перейти на однокамерный маршевый ЖРД оптимальной размерности, уйти от применения на нем кардана (облегчение конструкции) и решить задачу дросселирования (55–60% по ТЗ). «Рулевики» дают «дроссель» на 96% и глубже.
   Сейчас необходимо убедить ракетчиков, которые считают слишком сложным иметь на ступени два автономных ЖРД. Однако в принципе неважно, сколько используется двигателей и ка-ких – важно выполнить задачу. И камеры для «рулевиков», и подходящий ТНА можно подобрать из имеющейся номенклатуры.
КБХА уже демонстрировало на международных салонах однокамерный вариант РД-0124М с ТНА от четырехкамерного двигателя и камерой, взятой от ЖРД баллистической ракеты с подводным стартом. Однако он пока существует лишь в «полумакетном» исполнении.



Возможна альтернатива: применение на воронежском двигателе самарской камеры от НК-31. ТНА и газоподающий тракт с РД-0124 остается практически без изменений. Специалисты КБХА рассматривают этот вариант, хотя и он небезупречен: по удельному импульсу и удельной массе НК-31 уступает РД-0124.
   Это интересное решение имеет исторические корни. Так начинались все ЖРД третьих ступеней «семерки» – с камеры сгорания конструкции М.В.Мельникова (ОКБ-1) и ТНА конструкции С.А.Косберга (ОКБ-156). Четырехкамерный двигатель «Союза» возник путем сборки в блок четырех единичных (уже собственно воронежских) камер с общим ТНА.
  В принципе, предлагаемая схема позволяет в ряде случаев объединить третью ступень и разгонный блок. Все зависит от задач полета. Если требуется, например, вывести КА на солнечно-синхронную орбиту высотой порядка 1000 км, то основной участок можно пройти на маршевом двигателе, а высоту поднять на «рулевиках». Так работает «Зенит-2». При выходе на более высокую орбиту отрабатывается одно включение маршевого ЖРД, потом полет на «рулевиках», а затем – повторный запуск. Так работает «Циклон-3». На определенных орбитах такой режим дает выигрыш.
   Для достижения высоких орбит надо повторно включать маршевый ЖРД через
45 мин (в антиподной точке). Так долго тянуть на «рулевиках» нельзя – их обязательно надо выключать. Значит, для повторного включения нужны системы управления (СУ) и обеспечения запуска (СОЗ) – это уже прямая дорога к разгонному блоку. А ЖРД третьей ступени для него переразмерен...

НК-31 имеет карданный подвес. Пока он не нужен...

Вариант с повторным включением РД-0124А на УРМ-2 предполагался на Ангаре 1.2. Сейчас говорят, что от него отказались и придётся делать блок довыведения.

Получается, что обеспечить второе включение кислородно-керосинового двигателя очень сложно поскольку нужно ставить СОЗ на долгохранимых компонентах. Ставить второй рулевой двигатель как на Зените тоже не лучший выход, хотя таким образом можно обеспечить полугорячее разделение и холодное развёртывание выдвижного насадка с последующим запуском МД.

А если, учитывая что тяга рулевиков небольшая (4Х300 кгс) скрестить ужа с ежом?
Берём стационарный кислородно-керосиновый двигатель, к примеру НК-31 или РД-0124 без рулевых машин, а в качестве рулевого и апогейного  двигателя  используем ДУ с вытеснительной подачей на долгохранимых компонентах. Разделение ступеней осуществляем с помощью этого же двигателя.
Если нужно, то и насадок маршевого двигателя развёртываем во время работы рулевика.
Для четырёхкамерного РД-0124 можно использовать насадок в виде стакана, который в сложенном состоянии будет выполнять роль ХО.
Примерно так как описано здесь:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=8944&start=20



По завершении работы маршевый двигатель можно сбросить, а Блок И продолжает ориентированный полёт на двигателях малой тяги до достижения апогея.  После этого снова включаются рулевые двигатели и ПН вместе с блоком выходят на целевую орбиту.
По отделении ПН Блок И можно с помощью рулевиков затопить.

Конечно УИ двигателей на НДМГ/АТ с вытеснительной подачей пониже (300-310с), но зато никаких проблем с многократным включением в невесомости. Потерю веса  из-за баков высокого давления можно скомпенсировать засчёт отказа от рулевых машин на МД, использования гелия из системы наддува баков Блока И для подачи топлива. Кроме того можно задействовать аккумуляторы и СУ блока И для управления на участке довыведения на средневысокую орбиту.
Топливные баки вытеснительной подачи  и рулевые двигатели можно разместить в ХО.

[Bell]

Масса Рд-0124 всего 450 кг, рулевые машинки весят копейки - много на них не сэкономишь. Хотя конечно идея не в этом.


Интересно, сколько должен весит однокамерный РД-0124М? Я подозреваю, что за счет кардинально меньшей длины трубопроводов и меньшей площади КС и сопла - можно в 400 кг уложиться? Хотя УИ немного упадет и компановка ступени изменится.

[Salo]

На сайте КБХА по РД-0124 приводится масса 520 кг.
РД-0110 кстати имеет массу 408,5 кг.И думаю в этих 100 кг рулевые приводы играют не последнюю роль. По крайней мере в случае с  НК-33-1 кардан и рулевой привод привели к увеличению массы с 1393 до 1715 кг.
А УИ в однокамерном варианте наоборот проще поднять за счёт раздвижного соплового насадка.
Хотя, как показано выше, это возможно и в четырёхкамерном варианте.

[Bell]

На сайте КБХА по РД-0124 приводится масса 520 кг.

Угу, за время пути собачка могла подрасти...

РД-0110 кстати имеет массу 408,5 кг.И думаю в этих 100 кг рулевые приводы играют не последнюю роль. По крайней мере в случае с  НК-33-1 кардан и рулевой привод привели к увеличению массы с 1393 до 1715 кг.

Это со сдвижным сопловым насадком! Ну дык у него и тяга в 4,5 раза больше...

А УИ в однокамерном варианте наоборот проще поднять за счёт раздвижного соплового насадка.
Хотя, как показано выше, это возможно и в четырёхкамерном варианте.

Это лишняя длина, все и/или механизация, что все вместе не есть гуд.

Ну хорошо, все это детали, главная-то идея - добавление на блок И автономной рулевой ДУ на вонючке, так? На этот случай есть ДМТ из Нижней Салды. Там же есть специальные автономные ДУ МТ со всеми баками, СУ и пр. Почему бы нет?

[Salo]

В принципе есть готовая ДУ от Янтаря, которую использовали в БВ "Икар" и собираются использовать в БВ "Волга".

[Salo]

http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/nk/1997/17/17-1997-2.html

1 — шар-баллоны; 2 — рама; 3 — топливные баки; 4 — блоки МЖРД; 5 — корректирующе-тормозной двигатель; 6 — гидроаккумулятор; 7 — шар-баллон азота; 8 — электропривод.

В состав комплексной двигательной установки "Янтаря-2К" входили:

• корректирующе-тормозной двигатель 11Д430 (КТД), закрываемый поворотной крышкой;

• система жидкостных управляющих двигателей малой тяги трех наименований, объединенных в два коллектора:

• топливные баки с устройством, обеспечивающим подачу компонентов топлива к двигателям;

• система наддува, состоящая из шар-баллонов высокого давления и арматуры подачи газа наддува и управления;

• сигнализаторы давления;  

• двухстепенной приводов для качания камеры КТД;

• средства обеспечения теплового режима КДУ;

• кабельная сеть;

• рама для размещения систем и агрегатов.

Компоненты топлива КДУ: горючее — несимметричный диметилгидразин, окислитель — азотный тетроксид. Масса заправляемого в баки КДУ окислителя составляла от 195 до 585 кг, горючего — от 105 до 315 кг. Система подачи топлива к двигателям была вытеснительная. Рабочим телом для наддува и управления пневмоавтоматикой двигателя являлся газообразный гелий (масса бортового запаса 3.65 кг при давлении в шар-баллонах от 3.5 до 5 МПа). Для управления гидроаккумуляторами использовался газообразный азот (0.34 кг при давлении от 1.05 до 1.35 МПа). Масса всей КДУ в незаправленном состоянии составляла 375 кг. Суммарный импульс, вырабатываемый всеми двигателями установки составлял 2060 кН·сек.

КТД 11Д430 имел тягу в диапазоне от 2.7 до 3.3 кН (средняя 2.943 кН) при удельном импульсе тяги 3015 Н·сек/кг. Давление в камере сгорания составляло 0.9 Мпа. За время 30-суточного полета могло проводиться до 50 включений двигателя.

Управляющие ракетные двигатели были объединены в четыре блока. УРД первого коллектора (УРД-1) 11Д431 ставились по два в каждый из блоков. Тяга этих малых ЖРД составляла 5.88 Н, число включений 150000, суммарное время работы 10000 сек.

Во второй коллектор входило два типа МЖРД. В каждом из четырех блоков МЖРД стояло по одному УРД-П 11Д446. Он имел тягу 52 Н, число включений 40000 и суммарное время работы 4000 сек. Также по одному в каждом из блоков стояли УРД-П 11Д428 с тягой 110 Н, числом включений 40000 и суммарным временем работы 2000 сек.

[Salo]

При тяге в 4Х300 кгс и УИ 307с, секундный расходтоплива составит 4 кг/с. Время работы МД Блока И 270с. Т.е. максимальный запас топлива при работе в качестве рулевого двигателя примерно 270сХ4х300 кгс/307с= 1055 кг.
На самом деле основной расход будет на отработку программы тангажа, а возмущения незначительны (если конечно не менять наклонение орбиты). Думаю можно вписаться в 900 кг НДМГ/АТ.
Ну и конечно нужно просчитать сколько топлива понадобится для скругления орбиты в апогее и затопление блока И. Мне кажется, что максимум ещё 900 кг.

[Salo]

Я тут подумал: а почему собственно с вытеснительной подачей? Можно ведь и маломощный двигатель с ТНА типа С5.92
 и четырьмя рулевыми камерами использовать.
У двигателей на вонючке проблем с многократным запуском при
 использовании двигателей малой тяги для осадки топлива быть не должно.

А по большому счёту можно сделать и кислородно керосиновый рулевик с многократным запуском.

[Дмитрий В.]

Я тут подумал: а почему собственно с вытеснительной подачей? Можно ведь и маломощный двигатель с ТНА типа С5.92
 и четырьмя рулевыми камерами использовать.
У двигателей на вонючке проблем с многократным запуском при
 использовании двигателей малой тяги для осадки топлива быть не должно.

А по большому счёту можно сделать и кислородно керосиновый рулевик с многократным запуском.

Или:
http://www.yuzhnoye.com/?id=143&path=Aerospace%20Technology/Rocket%20Propulsion/Liquid%20Engines/Sustainers/RD-809/RD-809

[GREMLIN]

Salo

А по большому счёту можно сделать и кислородно керосиновый рулевик с многократным запуском.
 
 

По большому счёту, система термостатирования кислорода, для обслуживания готовности криогенного компонента к запуску без которой о повторности пуска на орбите можно забыть.
Становится тяжело, по весу и дорого.
"Буран" если не изменяет память в его военном варианте мог продержаться 14 суток, как раз из за кислорода. :cry:

[Дмитрий В.]

Salo

А по большому счёту можно сделать и кислородно керосиновый рулевик с многократным запуском.
 
 

По большому счёту, система термостатирования кислорода, для обслуживания готовности криогенного компонента к запуску без которой о повторности пуска на орбите можно забыть.
Становится тяжело, по весу и дорого.
"Буран" если не изменяет память в его военном варианте мог продержаться 14 суток, как раз из за кислорода. :cry:

Учитывая сравнительно небольшой промежуток времени между включениями, можно было бы обойтись использованием переохлажденного кислорода и нанесение пенополиуретановой ТИ на бак О.

[Salo]

Вот подходящие варианты:
РД-161, РД-161П, РД-163
Особенно интересен перекисно-керосиновый РД-161П.
Только нужен четырёхкамерный вариант.

[Salo]

Я тут подумал: а почему собственно с вытеснительной подачей? Можно ведь и маломощный двигатель с ТНА типа С5.92
 и четырьмя рулевыми камерами использовать.
У двигателей на вонючке проблем с многократным запуском при
 использовании двигателей малой тяги для осадки топлива быть не должно.

А по большому счёту можно сделать и кислородно керосиновый рулевик с многократным запуском.

Или:
http://www.yuzhnoye.com/?id=143&path=Aerospace%20Technology/Rocket%20Propulsion/Liquid%20Engines/Sustainers/RD-809/RD-809

Этот идеально подошёл бы для новой версии Зенита-2. :wink:
Только вот выводить им нечего.

[Salo]

Появилась идея использовать наработки по ОДУ Бурана для создания кислородно-керосинового рулевого двигателя многократного запуска:
 
А. САНИН, Б. СОКОЛОВ "В одной упряжке мороз и пламя" Авиация и космонавтика № 1/1991

Чтобы читатели имели более полное представление о возможностях "Бурана", приведем несколько цифр в дополнение к тому, что уже было сказано в вышеупомянутой статье. Тяга каждого из двух двигателей орбитального маневрирования - 90 кН, их пустотный удельный импульс тяги - 362 с, число включений за полет - до 15. Любой из 38 двигателей управления имеет тягу 4 кН, удельный импульс тяги 275-295 с и число включений до 2000 за полет. Они не только управляют положением, но и обеспечивают перемещение центра масс орбитального корабля в пространстве. А установки прецизионной ориентации (их восемь), каждая с тягой 200 Н, только поддерживают его в определенном положении.

Что касается заправки и хранения компонентов топлива, контроля за их состоянием, управления потоками жидкостей и газов, включения и выключения, то все эти операции выполняются агрегатами пневмогидравлической системы, а также приборами и датчиками систем управления и измерений. Объединение их в конструктивные блоки облегчило условия монтажа и эксплуатации ОДУ.

В то же время применение криогенного окислителя в установке с большим числом двигателей управления, значительно удаленных от топливных баков, рассчитанной на продолжительность орбитального полета до 30 суток, потребовало прежде всего решить две весьма сложные задачи: обеспечить длительное хранение жидкого кислорода в баке при наличии теплопритока извне и постоянное присутствие окислителя (с соответствующими параметрами) на входе в двигатели управления с целью включения их в любой момент полета.

Первая задача была решена за счет глубокого охлаждения (до -210 град. С) кислорода и заправки его в единый теплоизолированный бак, который снабжен средствами перемешивания для выравнивания температуры в полете. В таком состоянии хранится весь запас кислорода, предназначенный как для основных (маршевых), так и для двигателей управления. Все это позволяет избежать потерь в течение 15-20 суток, а более длительный полет будет обеспечиваться с помощью холодильной машины.

Для второй задачи найдено нетрадиционное решение. Питание двигателей управления осуществляется за счет газообразного кислорода, получаемого в специальном бортовом газификаторе путем сжигания в жидком кислороде небольшой доли горючего.

Несколько слов о других решениях, которые отличают ОДУ "Бурана" от существующих. К ним можно отнести: применение в двигателях управления электрического зажигания, охлаждение газообразным кислородом, использование капиллярных заборных устройств. Наличие мощной маршевой установки позволяет сегодня проводить ускоренную выработку топлива в нештатных ситуациях, а в перспективе - повысить общую эффективность системы "Буран-Энергия" за счет включения этих двигателей на активном участке.

Как же действует ОДУ? Напомним, что рабочим телом управления пневмогидравлической системы является гелий, который хранится в шаровых баллонах, погруженных в жидкий кислород. Последовательность и логика работы системы определяются программой и алгоритмами, заложенными в бортовой вычислительной машине и приборах систем управления и технической диагностики.

Перед запуском маршевого двигателя с помощью двух управляющих в течение 20-25 с создается предварительная осевая перегрузка, составляющая 0,001 земной. Под ее действием жидкости в топливных баках приливают к выходным клапанам и запускаются насосы предварительной подкачки, расположенные непосредственно на баках.

В процессе рабойы маршевого двигателя топливные емкости наддуваются гелием, который перед подачей в бак горючего подогревается в регенераторе тепла. После того как выдан заданный импульс тяги, он отключается, закрываются разделительные клапаны и прекращается наддув.

Двигатели же управления питаются окислителем от ресиверов, в которых находится газифицированный кислород при давлении 2,5-5,0 МПа. Его запаса хватает на работу в течение двух-трех секунд десяти таких двигателей. Когда же давление в ресиверах падает до 3,0- 2,5 МПа, по команде соответствующего сигнализатора в работу включаются один или два газификатора окислителя.

Горючее к двигателям управления подается от вспомогательных баков высокого давления, снабженных разделительной мембраной. Предусмотрена и их дозаправка из основной емкости с помощью специального насоса.

Берём четыре двигателя 17Д15 с удлинительными сопловыми насадками со степенью расширения 50, тягой по 400 кгс и УИ 295с.

Первый запуск рулевых двигателей происходит перед разделением второй и третьей ступеней, т.е.  в при наличии силы тяжести.
С помощью тяги рулевых двигателей выполняется разделение ступеней и обеспечивается запуск МД.
 
Питание рулевых двигателей осуществляется за счет газообразного кислорода, получаемого в специальном бортовом газификаторе путем сжигания в жидком кислороде небольшой доли горючего, а для его запуска достаточно давления наддува в основных баках.
 
Наддув основных баков и управление пневмогидравлической системой осуществляется гелием из шарбаллонов погружённых в бак ЖК.

ЖК переохлаждён до -193-200 град С. Бак ЖК покрыт Рипором или его аналогом.
 
Горячий кислород из газификатора используется для привода преднасоса подпитки газификатора ЖК, а также преднасоса подпитки керосином газификатора и бака высокого давления с керосином. Также горячий кислород служит для подогрева гелия в теплообменнике, наддува ресивера с газообразным кислородом и бака высокого давления с керосином.
 
Кстати на этапе работы маршевого двигателя подпитку бака высокого давления керосином можно осуществлять и от ТНА МД.

Второе и последующие включения выполняются следующим образом.

Для осадки топлива я думаю будет достаточно одного двигателя 17Д16 (РДМТ200К) с тягой 20 кгс.  Этот двигатель запитываем от ресивера с газообразным кислородом и бака высокого давления с керосином. Он работает  в течении нескольких секунд, осуществляя осадку топлива, после чего запускается газификатор и рулевые двигатели.

[GREMLIN]

Самое слабое место всей циклограммы работы ОДУ, находится в этом узле

Для второй задачи найдено нетрадиционное решение. Питание двигателей управления осуществляется за счет газообразного кислорода, получаемого в специальном бортовом газификаторе путем сжигания в жидком кислороде небольшой доли горючего.

Пуск газогенератора этой системы, вызывал много проблем ещё при наземных огневых испытаниях.
Отрабатывались различные режимы работы и не всегда был достигнут успех.
Электрическое зажигание, вело себя не всегда адыкватно, приводя при не срабатывании к полному замораживанию всей системы.
Вакуумирование магистралей кислорода и синтина, для полного заполнения компонентами магистралей до главных впускных клапанов форсуночной головки газогенератора производилось с помощью вакуумных насосов и двухступенчатой системы воздушных инжекторов , достигнутое разряжение должно было имитировать орбитальное.
Одно из испытаний закончилось крупной аварией на стенде АС-3,РМ-3
испытательной станции 27 отделения РКК "Энергия" начальником которого и был многоуважаемый Борис Александрович Соколов.
То ли пузырёк газа на входе , то ли временной интервал открытия клапанов компонентов, точно не скажу.
Работа над доводкой этой системы не была законченна после полёта "Бурана" и все вышеизложенные события произошли в 90 году.
Так что я думаю на проектируемых,новых кораблях, существование такой схемы под большим вопросом.

[Дмитрий В.]

Надо как-то проще.
1)Вариант 1. Ставим блоки СООЗ от ДМ.
2)Вариант 2. Оснащаем блок И СООЗ на основе микродвигателей на сжатом гелии (возможно, с электроподогревом). Благо, аккумуляторы давления в виде шарбаллонов системы наддува имеются. Вопрос только в достаточности такой системы :roll:

[Salo]

А каков был запас азота на Востоке?

[Salo]

Генерал космической верфи

Космический корабль «Восток» состоял из спускаемого аппарата массой 2,4 тонны и приборного отсека массой 2,3 тонны, в котором располагалась тормозная двигательная установка (ТДУ) с двигателем тягой 1600 кгс. Спускаемый аппарат (СА) крепился к двигательному отсеку стяжными лентами, на которых располагалась часть антенн радиосистем. После полета по орбите он возвращался на Землю вместе с оборудованием и космонавтом. При этом человек в течение всего полета находился в специальном скафандре, обеспечивающем при необходимости пребывание его в разгерметизированной кабине в течение четырех часов и защиту при катапультировании на высотах до 10 тысяч метров. Стартовая масса космического корабля «Восток» в варианте 3КА распределялась следующим образом: конструкция - 20%, теплозащита - 17,7%, бортовые системы - 21,5%, бортовая кабельная сеть - 8,6%, система электропитания - 12,5%, ТДУ - 8,4%, средства приземления - 3,2%, кресло с космонавтом - 7,1%, заправка газами - 1 %.

Получается что Восток заправляли примерно 50 кг газа, куда входил и газ для СЖО. И этого запаса хватало на примерно пять суток полёта.
Нам же нужно обеспечить стабилизацию максимум в течении 1,5-3 часов и осадку топлива в течении 200-300 секунд.

Тут другая проблема.
Цитирую Гудилина:

Для создания перегрузки перед включением основного двигателя использовалась автономная двигательная установка системы обеспечения запуска (ДУ СОЗ) с вытеснительной подачей высококипящих самовоспламеняющихся компонентов топлива, которую разработало КБТМ "Союз". Моделирование позволило создать ДУ СОЗ с применением весьма малых начальных перегрузок (2х10-4 - 5х10-3) и выбрать оптимальные внутрибаковые устройства, что обеспечило минимум массовых потерь, связанных с установкой СОЗ. На модельных установках был отработан многократный (до 7 раз) запуск блока "Д" с содержанием топлива в баках до 30% их объёма.
     Бак ДУ СОЗ имел шаровую форму. В её состав входили два двигателя (один резервный), тяга которых в процессе отработки постепенно снижалась с 10 кгс до 2,5 кгс, что было обосновано результатами модельных испытаний, а величина начальной перегрузки была доведена до 2х10-4 при времени её действия до 300 с. Форма перфорированных внутрибаковых устройств также была оптимизирована.

[Salo]

А вот двигатели на холодном газе производства НИИМаш Нижняя Салда:

[Дмитрий В.]

А вот двигатели на холодном газе:

А если давление 30МПа? Да еще и с электроподогревом? Наверное, и все 200 с можно получить :roll: