РН для ПТК НП с диаметром баков 5-6 метров

[ratte07]

Какое резервирование? Он весит меньше 5 т (это первая ступень). А тут ПН меньше на 5 т.

У нас теперь новое соревнование - сделаем ракету как можно хуже?

Согласно требованиям Роскосмоса РН должна иметь возможность продолжения полета при отказе одного двигателя. К тому же учтите, что в пилотируемом варианте ЖРД работают на режиме 80% номинала. Не говоря уже о таких "мелочах", как траекторные ограничения, наличие САС и т.д.

А то неясно, откуда эти требования. Чтобы исключить из кандидатов Ангару. После конкурса на Клипер все стали ученые.

[Старый]

Вообще-то грузовых низкопланов полным полно. Тот же 747 создавался по конкурсу на тяжелый транспортник, конкурируя с С-5.

Создавался но не создался...

Грузовым модификациям пассажирских авиалайнеров несть числа

Это не то. Им не приходится возить тяжёлые компактные грузы которые к тому же должны заезжать внутрь своим ходом.

У большинства транспортников-высокопланов центроплан входит внуть отсека, чем снижает его используемую высоту.

Нет. Это хорошо заметно особенно на Ил-76 - у него центроплан образует явно видимый горб над фюзеляжем. У Руслана такого горба нет потому что у него поверх силовой балки сделаны каюты спереди центроплана и пассажирский салон сзади. Центропдан отделяет их друг от друга. И кабина тоже стоит на этой балке.
 Но зато у высокопланов есть другая проблема - передача нагрузки от пола к центроплану. Поэтому под ценропланом по бокам фюзеляжа идут вниз к полу мощные конструкции которые выпирают внутрь и уменьшают ширину кабины. Особенно это заметно у Ан-12. Руслан этой проблемы лишён т.к. у него пол крепится не к центроплану а равномерно подвешен по всей длине к упомянутой балке.

[Старый]

С новым шасси.

Зачем? Шассям то всё равно к чему их привинтят.

Правда, при в два раза большем диаметре фюзеляжа неизвестно, как будут работать внутренние двигатели.

Счас у него ширина грузовой кабины 6 метров. Если увеличить до 8-ми то это не в два раза а всего на треть.

[Старый]

А то неясно, откуда эти требования. Чтобы исключить из кандидатов Ангару.

Скорее всего в Роскосмосе так напуганы продолжающимися отказами наших двигателей что решили перестраховаться. Ну и как конспирологический вариант - чтоб иметь повод отменить результаты конкурса за невыполнение требований.

[Bell]

А то неясно, откуда эти требования. Чтобы исключить из кандидатов Ангару.

Скорее всего в Роскосмосе так напуганы продолжающимися отказами наших двигателей что решили перестраховаться.

Это все Старый со своими "перенапряженными РД-171"!  :twisted:

[ratte07]

Тогда не надо выбирать РД-180. Это странно по многим причинам. Скажем, если новая ракета дублер Ангары (как пара EELV) то в случае аварии одной с высокой вероятностью из-за двигателей вторая тоде не будет летать - ждать результатов расследования.

[Дмитрий В.]

Вообще-то грузовых низкопланов полным полно. Тот же 747 создавался по конкурсу на тяжелый транспортник, конкурируя с С-5.

Создавался но не создался...

Грузовым модификациям пассажирских авиалайнеров несть числа

Это не то. Им не приходится возить тяжёлые компактные грузы которые к тому же должны заезжать внутрь своим ходом.

У большинства транспортников-высокопланов центроплан входит внуть отсека, чем снижает его используемую высоту.

Нет. Это хорошо заметно особенно на Ил-76 - у него центроплан образует явно видимый горб над фюзеляжем. У Руслана такого горба нет потому что у него поверх силовой балки сделаны каюты спереди центроплана и пассажирский салон сзади. Центропдан отделяет их друг от друга. И кабина тоже стоит на этой балке.
 Но зато у высокопланов есть другая проблема - передача нагрузки от пола к центроплану. Поэтому под ценропланом по бокам фюзеляжа идут вниз к полу мощные конструкции которые выпирают внутрь и уменьшают ширину кабины. Особенно это заметно у Ан-12. Руслан этой проблемы лишён т.к. у него пол крепится не к центроплану а равномерно подвешен по всей длине к упомянутой балке.

Так никто и не спорит, что компоновка высокоплана наилучшим образом подходит для грузовых самолетов, но большинство транспортников гражданского назначения - низкопланы, конверсированные из гражданских машин, либо их модификации.
Что касается конструкции центропланов, то у БОЛЬШИНСТВА военно-транспортных самолетов, выполненных, по высокопланной схеме, центроплан разрезает фюзеляж и "съедает" часть высоты грузоотсека. Исключениями здесь являются Ан-124 и С-5. Даже "горбатый" Ил-76 страдает таким недостатком (его центроплан не полностью выведен за контуры фюзеляжа, впрочем, это можно уточнить). Например, у С-17 высота отсека под центропланом сантиметров на 60 меньше, чем в остальных местах.

[Старый]

Это все Старый со своими "перенапряженными РД-171"!  :twisted:

Да и Союз не так давно падал...

[Yegor]

Где такое требование?

Кое что нашёл:
http://www.trade.su/view/4750164
http://www.alltenders.ru/tender_podrob_new.asp?KodTendera=798089

Самое интересное здесь:
http://www.gostorgi.ru/tender/7-278495.html
в файле:
http://doc.gostorgi.ru/7/2009-02-13/278495/1.zip/

2.2.1.1. Обоснование основных характеристик, технических и технологических решений по космическому ракетному комплексу среднего класса повышенной грузоподъемности для запусков различных КА на различные орбиты и траектории полета, приоритетная задача которого – обеспечение условий для развития программы пилотируемых полетов, в т.ч. осуществления в перспективе экспедиций к планетам Солнечной системы;
2.2.1.2. Эскизный проект должен содержать проектно-конструкторские проработки КРК. КРК включает двухступенчатую ракету-носитель тандемной схемы с кислородно-керосиновыми ракетными блоками первой ступени и кислородно-водородным моноблоком второй ступени. На РН используются двигатели РД-180 разработки НПО «Энергомаш» и РД0146 разработки КБХА.
2.2.1.3. В ЭП должны быть проработаны альтернативные варианты РН, в т.ч. моноблочной конструкции и с применением двигателей типа РД0163 и водородных двигателей.
2.2.1.4. Варианты РН должны отвечать следующим требованиям:
-ДУ первой ступени должна обеспечивать аварийный увод изделия от ПУ при отказе одного двигателя на начальном участке полета;
-первая ступень представляет собой ракетный блок или неразделяемую в полете «связку» автономных ракетных блоков;
-ракетные блоки, образующие первую ступень, должны служить основой для создания первой ступени РН тяжелого (масса ПГ на низкой опорной орбите не менее 50 т) и РН сверхтяжелого класса (масса ПГ на опорной орбите более 100 т);
-ракетные блоки, образующие первую ступень, должны допускать железнодорожную транспортировку;
-конструктивно-силовая схема силовых связей боковых и центрального ракетных блоков должна обеспечивать передачу продольных сил в нижнем поясе;
3. Тактико-технические требования к КРК среднего класса повышенной грузоподъемности
3.1. Состав КРК
3.1.1. Космический ракетный комплекс-это комплекс, включающий ракету-носитель конкретного типа с ее возможными модификациями и совокупность технических средств, сооружений и коммуникаций, предназначенных для проведения заданной технологии работ с ракетой-носителем и (или) ракетами космического назначения, собранными на базе данной ракеты-носителя, по их подготовке к пуску, содержанию в установленных готовностях, пуску и управлению на активном участке траектории полета ракеты космического назначения.
Примечание.
Основными составными частями КРК являются РН, ТК КРК, СК КРК, АСУ ПП, КСИСО.

3.1.2. Облик и основные характеристики «пилотируемой» модификации КРК формируются техническими решениями, определяемыми требованиями со стороны пилотируемых кораблей нового поколения и спецификой их подготовки и выведения.
3.1.3. КРК с ракетами-носителями (в т.ч. с разгонными блоками), предназначенными для запусков автоматических космических аппаратов, представляет собой «грузовую» модификацию комплекса.
3.2. Требования назначения
3.2.1. КРК предназначен для решения задач в интересах федеральных ведомств России, в первую очередь, по программе исследования и освоения околоземного космического пространства, а в последующем и небесных тел пилотируемыми средствами, а также в интересах международного сотрудничества и коммерческих заказчиков.
3.2.2. КРК должен обеспечивать:
-запуски пилотируемых и грузовых транспортных кораблей нового поколения, модулей орбитальных станций и платформ на низкие орбиты и автоматических космических аппаратов на орбиты различных высот и наклонений, включая ГПО и ГСО, а также на отлётные траектории к планетам Солнечной системы;
-хранение, приведение и содержание РН в установленных готовностях, техническое обслуживание и сборку на базе РН ракет космического назначения (с привлечением объектов и сооружений других комплексов), подготовку к пуску и пуски РКН;
-исключение ручных операций при подготовке к пуску РКН с момента начала заправки ракеты-носителя за исключением технологических операций, предусматривающих посадку (эвакуацию) экипажа;
-безударный выход РН из стартового сооружения и минимизацию газодинамических, в том числе ударно-волновых нагрузок, тепловых и акустических воздействий струй двигателей на СК и его оборудование;
-пожаровзрывобезопасность на всех этапах эксплуатации;
-возможность группового и попутного выведения КА;
-запуски КА на опорные орбиты с базовыми наклонениями 51,7°, 63°, 72°, 83° и 98°.
3.2.3. Конструктивные и организационные решения по КРК, зоны расположения рабочих мест должны обеспечивать участие минимально необходимого количества номеров расчета для обеспечения всех видов работ на КРК и безопасность персонала при выполнении опасных работ и в аварийных ситуациях.
3.2.4. КРК должен быть оснащен средствами надежной и быстрой эвакуации личного состава в аварийных ситуациях.
3.2.5. Для обеспечения спасания экипажа при возникновении аварийных ситуаций на старте КРК должен быть оснащен:
-средствами экстренной эвакуации экипажа из пилотируемого транспортного корабля;
-средствами контроля аварийных ситуаций на стартовом сооружении и РКН;
-средствами передачи команды «Авария» с наземного пункта управления на ПТК НП.
3.2.6. При разработке КРК должны быть рассмотрены и представлены в эскизном проекте:
-вопросы подготовки и пусков РКН с различными КГЧ на характерные орбиты;
-конструктивные и схемные решения по составным частям комплекса, в максимальной степени предотвращающие возникновение аварийных ситуаций при возможных ошибках обслуживающего персонала на всех этапах создания и эксплуатации;
-технические решения и организационные мероприятия, исключающие нештатное подключение и стыковку соединений и магистралей, возможность попадания посторонних предметов при сборке и заправке РКН компонентами топлива;
-мероприятия, обеспечивающие максимальную подготовку ракетных блоков на заводах-изготовителях с целью минимизации операций по обслуживанию на ТК и СК, удобство обслуживания, а также возможность оперативной замены отказавших элементов и агрегатов;
-выбор экспериментальной базы для проведения огневых испытаний блоков ступеней РН с проработкой целесообразности создания универсального стенда-старта на космодроме;
-перечень возможных аварийных и нештатных ситуаций с указанием мероприятий по их предупреждению, локализации и ликвидации последствий;
3.2.7. Среднегодовая производительность КРК должна составлять 15-20 пусков.



3.3. Требования к составным частям комплекса
3.3.1. Требования к РН
3.3.1.1. Ракета-носитель среднего класса повышенной грузоподъемности оснащается космическими головными частями различного назначения.
3.3.1.2. В ЭП должны быть рассмотрены РН со следующими вариантами КГЧ:
-с пилотируемым транспортным кораблем нового поколения;
-с грузовым кораблем или орбитальным модулем;
-с автоматическими космическими аппаратами и, при необходимости, с разгонными блоками.
3.3.1.3. Энергетические возможности РН должны обеспечивать выведение:
-пилотируемых и грузовых транспортных кораблей нового поколения, орбитальных модулей массой не менее 20 т на околоземную круговую орбиту высотой 200 км с наклонением i = 51,7

[Yegor]

Согласно требованиям Роскосмоса РН должна иметь возможность продолжения полета при отказе одного двигателя. К тому же учтите, что в пилотируемом варианте ЖРД работают на режиме 80% номинала. Не говоря уже о таких "мелочах", как траекторные ограничения, наличие САС и т.д.

Где такое требование?

2.2.1.4. Варианты РН должны отвечать следующим требованиям:
-ДУ первой ступени должна обеспечивать аварийный увод изделия от ПУ при отказе одного двигателя на начальном участке полета;

[Старый]

Ну, блин, и требование! Нет бы потребовать "ПУ должна без существенных повреждений выдерживать взрыв РН на стартовом столе".

[vekazak]

Только увода, а не выедения ПГ на орбиту.
А то многие толковали именно так.

[Дмитрий В.]

Только увода, а не выедения ПГ на орбиту.
А то многие толковали именно так.

Ну, так трактовали немногие. Если Вы заметили, в требованиях есть пункт о том, что при отказе одного ЖРД 1-й или 2-й ступени РН должна продолжить полет для выведения на одновитковую орбиту (при достаточной энергетике), либо для выполнения маневра приведения. Ясен пень, что для первой ступени достаточная энергетика будет, если двигатель откажет не позднее чем за несколько секунд до отсечки тяги. Вот если бы система топливоподачи была закольцована, то диапазон допустимого времени отказа ЖРД 1-й ступени был бы пошире.

[Shestoper]

Вот если бы система топливоподачи была закольцована, то диапазон допустимого времени отказа ЖРД 1-й ступени был бы пошире.

Это легко и изящно решается в случае моноблока.

[Дмитрий В.]

Вот если бы система топливоподачи была закольцована, то диапазон допустимого времени отказа ЖРД 1-й ступени был бы пошире.

Это легко и изящно решается в случае моноблока.

Разумеется. При этом вполне достаточным был бы диаметр 5-5,5 м.

[Shestoper]

Разумеется. При этом вполне достаточным был бы диаметр 5-5,5 м.

Лучше 6 - чтобы удлинением баков получить в том же диаметре 50-тонник. И чтобы было куда впихнуть достаточно двигателей для 50-тонника, нужно иметь достаточно "широкий зад", пардон за выражение.

[ratte07]

Разумеется. При этом вполне достаточным был бы диаметр 5-5,5 м.

Лучше 6 - чтобы удлинением баков получить в том же диаметре 50-тонник. И чтобы было куда впихнуть достаточно двигателей для 50-тонника, нужно иметь достаточно "широкий зад", пардон за выражение.

А чего не 65 т? Вы не в курсе последних новаций? Вам бы, наверное, понравилось.

[Shestoper]

А чего не 65 т? Вы не в курсе последних новаций? Вам бы, наверное, понравилось.

Иде эти новации?
Это интересно.
Пилотируемый носитель можно выводить четыремя РД-0163 (ну не по душе мне на РД-180 людей возить). С водородом на второй ступени при стартовой массе тонн 700 можно и со старта уйти при отказе одного двигателя, и потребную ПН вытянуть.
А 60-тонник тогда изящно получается с двумя двигателями, сделанными на основе счетверивания РД-0163, и с удлиненными 6-метровыми баками.

[mistermuscle]

Согласно требованиям Роскосмоса РН должна иметь возможность продолжения полета при отказе одного двигателя. К тому же учтите, что в пилотируемом варианте ЖРД работают на режиме 80% номинала. Не говоря уже о таких "мелочах", как траекторные ограничения, наличие САС и т.д.

Где такое требование?

В конкурсной документации Роскосмоса, которая широко цитировалась на форуме.

Наличие требования по третьему двигателю от Роскомоса бред!!!
Отказал движок - какое нахрен продолжение полета - катапультировать космонавтов и на землю их!

Это же сильно снижает характеристики ракеты в целом, а также дросселирование, и ограничение перегрузок итп!
Похоже мы действительно стремимся сделать ракету как можно хуже!

[Дмитрий В.]

Согласно требованиям Роскосмоса РН должна иметь возможность продолжения полета при отказе одного двигателя. К тому же учтите, что в пилотируемом варианте ЖРД работают на режиме 80% номинала. Не говоря уже о таких "мелочах", как траекторные ограничения, наличие САС и т.д.

Где такое требование?

В конкурсной документации Роскосмоса, которая широко цитировалась на форуме.

Наличие требования по третьему двигателю от Роскомоса бред!!!
Отказал движок - какое нахрен продолжение полета - катапультировать космонавтов и на землю их!

Это же сильно снижает характеристики ракеты в целом, а также дросселирование, и ограничение перегрузок итп!
Похоже мы действительно стремимся сделать ракету как можно хуже!

Читайте внимательно требования, там явно указано для чего требуется продолжение полета - для БЕЗОПАСНОСТИ и КОМФОРТНОГО спасения космонавтов в случае аварии. Насчет снижения характеристик ракеты - рост начальной тяговооруженности первой ступени примерно до 2,0 ведет к увеличению массовой отдачи (ну, это так, к сведению) :wink: