Двигатели Тураевского МКБ "Союз"

Автор Salo, 05.09.2009 22:44:56

« предыдущая - следующая »

0 Пользователей и 1 гость просматривают эту тему.

Salo

Возникает вопрос: неужели отличия РБ Д для 11А52 и 8К82К столь велики, что их ДУ СОЗ получили разные индексы? В первом случае он обеспечивал семь включений, а во втором два.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

"Ракетно-космическая корпорация Энергия им. С.П.Королёва. 1946-1996.": Многоцелевые унифицированные ракетные блоки Д и ДМ, двигатели и топлива для них.
ЦитатаДля создания перегрузки перед включением основного двигателя использовалась автономная двигательная установка системы обеспечения запуска с вытеснительной подачей высококипящих самовоспламеняющихся компонентов топлива, которую разработало ТМКБ "Союз" (В.Г. Степанов). 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 объема.
Бак ДУ СОЗ имел форму шара. В ее состав входили два двигателя (один резервный), тяга которых в процессе отработки постепенно снижалась с 10 до 2,5 кгс, что было обосновано результатами модельных испытаний, а величина начальной перегрузки была доведена до 10 при времени ее действия до 300 с. Форма перфорированных внутрибаковых устройств также была оптимизирована, На блоке устанавливались две ДУ СОЗ, прикрепленные к нижнему днищу бака горючего симметрично относительно продольной оси, которые должны были сбрасываться после запуска основного двигателя блока при его последнем включении.
В 1965 году началась разработка головного блока и орбитального пилотируемого комплекса для облета Луны ( комплекс Л1). В состав головного блока входил модифицированный разгонный блок Д (11С824). При разработке схемы полета комплекса Л1 было решено провести два запуска блока Д (для накопления опыта повторного запуска кислородно-керосиновой ДУ в космических условиях): первый - кратковременное включение двигателя для вывода на низкую круговую орбиту ИСЗ и второй - для разгона с опорной орбиты ИСЗ к Луне.
Блок Д комплекса Л1 стал родоначальником семейства разгонных блоков. При его разработке основные решения по конструкции топливного отсека и пневмогидравлической схеме были заимствованы с блока Д комплекса Н1-Л3 с изменением силовых отсеков (средний и нижний переходники, ферма крепления корабля 7К-Л1), а также облика и функционирования ДУ СОЗ. В схеме полета корабля 7К-Л1 на ДУ СОЗ дополнительно возлагались его ориентация и стабилизация перед довыведением на орбиту ИСЗ и при полете по этой орбите. Для ориентации и стабилизации в составе ДУ СОЗ использовались дополнительные двигатели, создающие управляющие моменты по крену, тангажу и рысканию. После запуска основного двигателя блока 11С824 при втором включении ДУ СОЗ сбрасывалась.
Наземная экспериментальная отработка блока 11С824 завершилась двумя огневыми испытаниями (18 ноября и 9 декабря 1966 года) на стенде НИИХИММАШ (В.А, Пухов), циклограмма которых предусматривала два запуска ДУ блока Д. Первый запуск блока Д в составе комплекса Л1 состоялся 10 марта 1967 года ("Космос-146"), Блок Д разогнал корабль 7К-Л1 № 2П до скорости выше второй космической при надежной работе всех его систем.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

http://www.astronaut.ru/bookcase/article/article11.htm?reload_coolmenus
ЦитатаЭкспедиция на Луну по Королевской программе «Н1-Л3» состояла из следующих этапов.
   РН «Н1» со стартовой массой около 2750 т стартует с космодрома Байконур (1) и после окончания работы ракетных блоков «А», «Б» и «В» выводит на промежуточную околоземную круговую орбиту высотой 220 км. Лунный ракетный комплекс «ЛРК» длиной 30 м, массой 91,5 т с двумя космонавтами в спускаемом аппарате лунного орбитального корабля. Космонавты должны были совершать полет в спортивных костюмах без спасательных скафандров. При выведении ЛРК находился под головным обтекателем массой 17,5 т, длина которого составляла 33 м. После прохождения плотных слоев атмосферы ГО по частям сбрасывается. Для спасения космонавтов, в случае аварии РН на стартовой позиции или во время выведения, использовалась САС, которая с помощью РДТТ должна была обеспечить увод СА лунного орбитального корабля на безопасное от РН расстояние. САС длиной около 10 метров имела массу до 4 тонн. В верхней части САС устанавливался балансировочный груз.
   На орбите ИСЗ, на 480 с после проведения с помощью двигателей ориентации комплекса (ДОК) ориентации ЛРК включается двигатель блока «Г» (2) и комплекс переводится на траекторию полета к Луне. Затем производится отделение отработавшего блока «Г», сброс нижнего и среднего переходников блока «Д». Космонавты приступают к выполнению программы полета, находясь в спускаемом аппарате и бытовом отсеке. В случае необходимости, с помощью двигателей блока «Д» производится одна (3) или несколько коррекций траектории движения ЛРК. При подлете к Луне включается двигатель блока «Д» (4) на торможение и ЛРК переходит орбиту ИСЛ высотой 110 км. После коррекции комплекс переходит на эллиптическую орбиту с минимальной высотой 16 км.
Затем оба космонавта переходят в БО ЛОКа, герметизируют его, надевают скафандры (пилот ЛОКа - «Орлан», пилот ЛК - «Кречет-94»), затем разгерметизируют БО и используют его в качестве шлюзовой камеры. Пилот ЛК переходит по поверхности БО, СА, ракетного блока «И» к лунному кораблю, размещенному в цилиндрическом переходнике. Для того чтобы космонавт мог попасть в ЛК, в оболочке был установлен люк напротив люка кабины ЛК. Для облегчения перемещения космонавта из БО в кабину ЛК дополнительно к поручням предполагалось использование специального манипулятора, который должен был устанавливаться на ПАО лунного орбитального корабля. В это время пилот ЛОКа в скафандре «Орлан» находился на обрезе люка БО, подстраховывал командира и был готов в любую минуту прийти к нему на помощь.
   После того как пилот ЛК занимал рабочее положение в кабине лунного корабля, производилось выталкивание ЛК из цилиндрической оболочки по специальным направляющим, которые после этого отстреливались от ЛК. Затем производился сброс верхнего переходника блока «Д» и раскрытие посадочных стоек ЛПУ лунного корабля. Пустая цилиндрическая оболочка ЛК отделялась от ЛОК.
   После ориентации ЛК с помощью двигателей ДО, размещенных между СУ и БО, на высоте 16 км. включается двигатель блока «Д» на торможение (6) и ЛК с блоком «Д» устремляется к Луне. Причем ЛК с блоком «Д» на высоте 3-4 км совершает «мертвую петлю» и в это время на высоте 1-3 км производится отделение блока «Д» от ЛК. Этот маневр был необходим, чтобы посадочный радиолокатор ЛК не принял отделившийся блок «Д» за Лунную поверхность и не сработало раньше времени автоматическое включение ракетного блока «Е».
   Блок «Д» падает на поверхность Луны, а пилот ЛК, использую автоматическое и ручное управление двигателями ориентации и регулируя тяге двигателя блока «Е», совершает посадочный маневр и мягкую посадку на поверхность Луны. Вся процедура от момента отделения блока «Д» до посадки занимала немногим более минуты и поэтому возможности по маневрированию лунного корабля над поверхностью для выбора места посадки были ограничены несколькими сотнями метров.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

Цитатаhttp://www.astronaut.ru/bookcase/article/article11.htm?reload_coolmenus
ЦитатаЭкспедиция на Луну по Королевской программе «Н1-Л3» состояла из следующих этапов.
   РН «Н1» со стартовой массой около 2750 т стартует с космодрома Байконур (1) и после окончания работы ракетных блоков «А», «Б» и «В» выводит на промежуточную околоземную круговую орбиту высотой 220 км. Лунный ракетный комплекс «ЛРК» длиной 30 м, массой 91,5 т с двумя космонавтами в спускаемом аппарате лунного орбитального корабля. Космонавты должны были совершать полет в спортивных костюмах без спасательных скафандров. При выведении ЛРК находился под головным обтекателем массой 17,5 т, длина которого составляла 33 м. После прохождения плотных слоев атмосферы ГО по частям сбрасывается. Для спасения космонавтов, в случае аварии РН на стартовой позиции или во время выведения, использовалась САС, которая с помощью РДТТ должна была обеспечить увод СА лунного орбитального корабля на безопасное от РН расстояние. САС длиной около 10 метров имела массу до 4 тонн. В верхней части САС устанавливался балансировочный груз.
   На орбите ИСЗ, на 480 с после проведения с помощью двигателей ориентации комплекса (ДОК) ориентации ЛРК включается двигатель блока «Г» (2) и комплекс переводится на траекторию полета к Луне. Затем производится отделение отработавшего блока «Г», сброс нижнего и среднего переходников блока «Д». Космонавты приступают к выполнению программы полета, находясь в спускаемом аппарате и бытовом отсеке. В случае необходимости, с помощью двигателей блока «Д» производится одна (3) или несколько коррекций траектории движения ЛРК. При подлете к Луне включается двигатель блока «Д» (4) на торможение и ЛРК переходит орбиту ИСЛ высотой 110 км. После коррекции комплекс переходит на эллиптическую орбиту с минимальной высотой 16 км.
Затем оба космонавта переходят в БО ЛОКа, герметизируют его, надевают скафандры (пилот ЛОКа - «Орлан», пилот ЛК - «Кречет-94»), затем разгерметизируют БО и используют его в качестве шлюзовой камеры. Пилот ЛК переходит по поверхности БО, СА, ракетного блока «И» к лунному кораблю, размещенному в цилиндрическом переходнике. Для того чтобы космонавт мог попасть в ЛК, в оболочке был установлен люк напротив люка кабины ЛК. Для облегчения перемещения космонавта из БО в кабину ЛК дополнительно к поручням предполагалось использование специального манипулятора, который должен был устанавливаться на ПАО лунного орбитального корабля. В это время пилот ЛОКа в скафандре «Орлан» находился на обрезе люка БО, подстраховывал командира и был готов в любую минуту прийти к нему на помощь.
   После того как пилот ЛК занимал рабочее положение в кабине лунного корабля, производилось выталкивание ЛК из цилиндрической оболочки по специальным направляющим, которые после этого отстреливались от ЛК. Затем производился сброс верхнего переходника блока «Д» и раскрытие посадочных стоек ЛПУ лунного корабля. Пустая цилиндрическая оболочка ЛК отделялась от ЛОК.
   После ориентации ЛК с помощью двигателей ДО, размещенных между СУ и БО, на высоте 16 км. включается двигатель блока «Д» на торможение (6) и ЛК с блоком «Д» устремляется к Луне. Причем ЛК с блоком «Д» на высоте 3-4 км совершает «мертвую петлю» и в это время на высоте 1-3 км производится отделение блока «Д» от ЛК. Этот маневр был необходим, чтобы посадочный радиолокатор ЛК не принял отделившийся блок «Д» за Лунную поверхность и не сработало раньше времени автоматическое включение ракетного блока «Е».
   Блок «Д» падает на поверхность Луны, а пилот ЛК, использую автоматическое и ручное управление двигателями ориентации и регулируя тяге двигателя блока «Е», совершает посадочный маневр и мягкую посадку на поверхность Луны. Вся процедура от момента отделения блока «Д» до посадки занимала немногим более минуты и поэтому возможности по маневрированию лунного корабля над поверхностью для выбора места посадки были ограничены несколькими сотнями метров.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

Значит Блоки СОЗ  11Д72 (Блок Д Н1-Л3) и 11Д74 (Блок Г Н1-Л3) были предназначены только для осадки топлива перед запуском маршевого двигателя. Функция стабилизации и ориентации ЛРК была возложена на ДОК ЛОК  и ДО ЛК.

Отличие Блока СОЗ 11Д79 Блока Д комплекса УР500К-Л1 состояло в том, что на него были возложены функции стабилизации и ориентации связки Блок Д-7КЛ1 в течении двух включений Блока Д.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

m-s Gelezniak

Сало, но ведь это вполне логично. Комплекс ЛОК-ЛК намного тяжелее Л1. Необходимая перегрузка для запуска дв блока Д в обоих случаях одинакова. Появляется резерв по топливу в СОЗ для Л1, в тоже время энергетика Л1 слабее ЛОКа её стоит поберечь.
Шли бы Вы все на Марс, что ли...

Salo

Цитата11Д73 - двигатели ориентации и коррекции КА 11Ф92
А вот здесь возникает вопрос. На 7КЛ1 использовалась КТДУ-53 разработанная КБ Исаева. Двигатели ориентации работали на перекиси водорода и были разработаны Князевым в ОКБ-1:
http://www.astronaut.ru/bookcase/article/article11.htm?reload_coolmenus
ЦитатаСА соединялся с ПАО с помощью ПхО, на котором располагались 10 двигателей системы ориентации тягой по 10 кгс, работающие на перекиси водорода. По диаметру ПхО размещалась многовибраторная антенна командной радиолинии.
   В герметичном ПО размещались буферные аккумуляторные батареи (основная и резервная) системы электропитания, приборы и аппаратура бортовых систем корабля.
   В негерметичном АО размещалась корректирующая тормозная двигательная установка КТДУ-53 (разработана в КБ ОХМ под руководством А.М.Исаева) с одним однокамерным ЖРД многократного включения тягой 411 кгс с рулевыми соплами. Резервного двигателя в КТДУ-53 не было. В качестве горючего использовался несимметричный диметилгидразин (НДМГ), в качестве окислителя - смесь окислов азота в азотной кислоте (АК-27И). Топливо общей массой около 400 кг размещалось в четырех сферических баках в АО. Кроме того, в АО размещались двигатели системы ориентации (4 двигателя тягой по 10 кгс и 2 комплекта по 8 двигателей тягой по 1-1,5 кгс), работающие на однокомпонентном топливе - перекиси водорода.
http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/energia46-96/07.html#28
Цитата31 декабря 1965 года в качестве проекта были утверждены "Исходные данные по головному блоку Л1 (изделие 11С824)", в соответствии с которыми предусматривалось:

По головному блоку Л1 (11С824):

"Были когда-то и мы рысаками!!!"

m-s Gelezniak

Варианты с подсадкой на орбите Земли и без.
Шли бы Вы все на Марс, что ли...

Salo

Аэрокосмический курьер 2004.03, стр. 46-47: "Союз" и его двигатели
ЦитатаСозданные в ТМКБ «Союз» двигатели и двигательные установки применялись в таких престижных программах, как:

•старт космических аппаратов с промежуточной орбиты искусственного спутника Земли к другим планетам Солнечной системы;

облет Луны с фотографированием ее обратной стороны;
Под это описание подходит только Зонды с четвёртого по восьмой.
Но как мы уже убедились двигателей ТМКБ там не было.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

В.А. Колмыков НАЗЕМНАЯ ОТРАБОТКА РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ И ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК НА ФГУП «КРАСМАШ»
ЦитатаВ 1968 году ТМКБ «Союз» г. Люберцы вышло предложением о проведении на Химзаводе испытаний двигательных установок с двигателями малой тяги (ДУ ДМТ) 11Д73.Эти работы были успешно проведены на реконструированном 1 рабочем месте стенда №2.

ТМКБ «Союз» предложил большой объем работ по испытаниям ДМТ и ДУ ДМТ. В то время в отрасли практически отсутствовала испытательная база по их испытаниям, а особенно условиях вакуума и низких температур. В короткое время на базе стенда №2 и корпуса 34 (бывшая лаборатория испытаний узлов автоматики для двигателя 8Д514) были созданы рабочие места для наземной (ресурсной) отработки ДМТ и ДУ ДМТ с имитацией космических условий: вакуума и низких температур в барокамере объемом ~ 30 м. куб. При испытаниях ДМТ с тягой от 10 до 50 г в высотных условиях измерялись тяга двигателей и расход компонентов через них. При испытаниях ДУ ДМТ определялись тепловые параметры в реальных условиях.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Старый

ЦитатаАэрокосмический курьер 2004.03, стр. 46-47: "Союз" и его двигатели
Цитатаоблет Луны с фотографированием ее обратной стороны;
Под это описание подходит только Зонды с четвёртого по восьмой.
Но как мы уже убедились двигателей ТМКБ там не было.
Я вот думаю: Луны-19/22 сюда никаким боком?
1. Ангара - единственный в истории мировой космонавтики случай когда новая ракета по всем параметрам хуже старой. (с) Старый Ламер
2. Всё что связано с Ангарой подчинено единственной задаче - выкачать из бюджета и распилить как можно больше денег.
3. Чем мрачнее реальность тем ярче бред.

Salo

Мне кажется, что скорее всего 11Д73 это ДОК ЛОК.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

David Lee Rickman

ЦитатаЭто видимо вариант, летавший под названием "Полёт-2":



In these images there are subtle differences ... but this is also «Полет-2»?





David L. Rickman

P.S. These are from http://www.popmech.ru/archive/2003/issue/12/ If there is someone here who has this issue and can scan these better, it would be appreciated :wink:

Salo

Цитата
ЦитатаАэрокосмический курьер 2004.03, стр. 46-47: "Союз" и его двигатели
Цитатаоблет Луны с фотографированием ее обратной стороны;
Под это описание подходит только Зонды с четвёртого по восьмой.
Но как мы уже убедились двигателей ТМКБ там не было.
Я вот думаю: Луны-19/22 сюда никаким боком?
Может быть.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

http://www.ktrv.ru/about/structure/388/389/
ЦитатаВ 1967 году появился блок 11Д79, используемый и сегодня для старта космического аппарата в условиях невесомости с промежуточной орбиты к планетам солнечной системы, а также ДУ 100, 101, 98, 113, предназначавшиеся для различных модулей лунной экспедиции.
А что это за классификация?
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

11Д79 у Вэйда, которые он перекрестил в 11Д68:


"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Сало. Техника это хорошо. Но Вы бы помимо Комиссарова вспомнили бы всех Главных, да и Грязнова не худо бы упомянуть. В 1972 году я распределен был туда. Был мелким винтиком, КБ было очень мощное, Кадры от Микулина, с особой тщательностью проработки изделий. Оновременно велось много тем. Та которую вы осветили, затем энергетические установки на радиоизотопных элементах (не стал бы писать, но наткнулся на открытый отчет в интернете, там все расписано, но это после того как подразделение (КБ) Грязнова-Сербина выделилось и уехало на Каширку.). А в КБ были И.Б. Кизельштейн, потом директор завода. В.М. Титов очень рано ушедший из жизни (в 50 лет) начальник КБ в 400 человек. Начальник перспективного отдела Гиллевич Д.Д., впоследствии Генеральный конструктор. Ну и конечно Владимир Георгиевич Степанов. Именно он и определил все лицо КБ и темы на многие годы. Жалко, что он неосмотрительно уехал потом в Питер на место умершего Изотова. Хотя с другой стороны он же был зять легендарного двигателиста Климова. Так, инет завис, потом допишу.
1.КРК Ангара -доказывает, что Россия на многое способна. А Рогозина я уважаю!
2. Доводы на сверх траты разбиваются  графиками финансирования
3. Экологичность и независимость от капризов Казахстана - железный аргумент
4. Не хватает  КВРБ, водородной ступени и самой "малости" - возвращаемых ступеней

Salo

По УС:
http://radar.boom.ru/rdr-hs.html
ЦитатаВ связи с ограничениями по выводимой ракетой-носителем массе КА в ОКБ-52 было принято решение о выводе КА на баллистическую траекторию с последующим собственным доразгоном с вершины баллистической траектории до орбиты ИСЗ.

В результате разрабатываемая сначала в ОКБ-300, а затем в Тураевском МКБ "Союз" двигательная установка должна была включать в свой состав сравнительно мощный двигатель доразгона, средние по тяге двигатели коррекции орбитального движения и очень экономичные двигатели стабилизации с малой тягой. В создании такой, не имеющей себе аналогов, двигательной установки ведущую роль сыграли главный конструктор В.Г. Степанов, его заместители И.Б. Кизельштейн и В.С. Титов, начальники отделов Д.Д. Гилевич и Н.В. Ульянов.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

http://engine.aviaport.ru/issues/61/page38.html
ЦитатаДмитрий Дмитриевич Гилевич (25.12.1929-13.05.2008) - выдающийся отечественный ученый, конструктор двигателей гиперзвуковых летательных аппаратов. Он являлся автором многочисленных научных и технических решений, связанных с совершенствованием конструкции мощных высокоскоростных ЖРД и ПВРД для крылатых ракет. Впервые в СССР под его руководством были разработаны микроЖРД на двухкомпонентном топливе для управления и стабилизации космических аппаратов, двигательные установки космических аппаратов для облета и посадки на Луну, двигатели малых тяг для коррекции орбиты и т.п. Он руководил созданием форсажных камер и регулируемых всережимных сопел турбореактивных двигателей для самолетов "МиГ".

Наиболее важными результатами его деятельности в качестве Главного конструктора в области перспективных летательных аппаратов были его разработки гиперзвуковых двигателей, предназначенных для работы на высоких числах Маха. Д.Д. Гилевич предложил оригинальную интегральную схему прямоточного двигателя для сверхзвуковой крылатой ракеты "Москит". Под его руководством были созданы и переданы на вооружение флота две модификации этой ракеты. Под непосредственным руководством Д.Д. Гилевича разрабатывался и проходил стендовые испытания двигатель с уникальными характеристиками по высоте и времени полета (М = 4,5). Дмитрий Дмитриевич руководил разработкой и летными испытаниями гиперзвукового двигателя на водороде (тема "Холод").

Д.Д. Гилевич являлся основателем гиперзвуковой лаборатории в Московском авиационном институте. С использованием изобретения Дмитрия Дмитриевича был спроектирован и построен стенд для испытаний мощных ЖРД в НПО "Энергомаш". Дмитрий Дмитриевич Гилевич имел ученую степень доктора технических наук, был профессором МАИ и заслуженным изобретателем. Он награждался орденами Ленина и Трудового Красного Знамени. За разработку двигателя ракеты "Москит" ему была присуждена Государственная премия СССР.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"