Поиск  Пользователи  Правила 
Закрыть
Логин:
Пароль:
Забыли свой пароль?
Регистрация
Войти
 
Страницы: 1 2 3 4 След.
RSS
5НМ, 4НМ, 5М, 4М
 
Цитата
Цитата
В свое время под проект доставки грунта с Марса (5М) разрабатывался головной обтекатель диаметром 4,7 метра.

Hence I surmise that the umbrella-like design, described by Perminov [1], was not the final design for the 5M descent apparatus. Is that right?

--------------------
[1] In this stage, the headlight was replaced with a conical aeroshield cover, which was like an umbrella and had a diameter of 11.35 meters. The center was a solid part of the cover with a diameter of 3 meters, into which the thick, tube-like beryllium spokes were installed. The spokes were covered with fiberglass. Before the spacecraft was launched, the spokes were folded along the lander's axis. After the spacecraft would be injected into an interplanetary trajectory, the spokes would be opened to create the aeroshield cover. [p.73][Perminov, 1999][/size:7baba0a0fa]
"Были когда-то и мы рысаками!!!"
 
Вот ссылки на "Трудную дорогу к Марсу" в хорошем качестве:

http://history.nasa.gov/monograph15a.pdf

http://history.nasa.gov/monograph15b.pdf
"Были когда-то и мы рысаками!!!"
 
Я только что ответил на этот же вопрос чуть выше в http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=11283
На всякий случай повторю ответ.
Торможение КА 5М в атмосфере Марса обеспечивалось тормозным зонтичным устройст-вом, только диаметр центральной жесткой части составлял 4,26 м, а с раскрытым зонти-ком диаметр экрана - 11,7 м. Не воспринимайте книгу Перминова как истину в последней инстанции, так как он сам непосредственно этой темой не занимался.
 




"Были когда-то и мы рысаками!!!"
 
Цитата
Цитата
Цитата
Цитата
Цитата
[...]
С5.70, С5.71 - РДМТ на гидразине для АМС "Фобос 1-2";
[...]

Why do you believe that the two engines S5.70 and S5.71 belong to "Fobos"?
I presume you refer to this paragraph:
[list:7a02139b07]1979 - Научно-экспериментальный отдел 104 - Огневые испытания двигателей С5.71 и С5.70 для космических аппаратов «Марс-84» и «Марс-86».[/size:7a02139b07][/list:u:7a02139b07]
But the draft design [эскизный проект] for 1F was released only at the end of 1980 [1]. Is it common that static-firing tests take place before or during development of the draft design?

Also interesting in this context are the following entries in Chapter 6 of the same book [2]:
[list:7a02139b07]1976 - Научно-экспериментальный отдел 104 - Огневые испытания двигателей С5.71, С5.70 Главно­го конструктора А.М. Исаева.

1977 - Научно-экспериментальный отдел 104 - Огневые испытания корректирующей двигательной установки автоматической межпланетной станции «Марс-79».

1978 - Научно-экспериментальный отдел 104 - Огневые испытания двигательной установки космического аппарата «Марс».[/size:7a02139b07][/list:u:7a02139b07]
So I guess the above paragraphs refer to the development work on project 5M.
Первоначально видимо для 5М.
Однако испытания С5.70 продолжались и в 1979 году, а С5.71 в 1981. Огневые испытания ДУ 1Ф в 1985-1986 гг..
А вот и разрешение того старого спора:
Цитата
Двигатели С5.221 каталитического разложения гидразина тягой 5кгс, ранее успешно использовавшиеся вместе с двигателем С5.216 тягой 1 кгс в составе космических аппаратов «Фобос-1» и «Фобос-2», нашли свое применение в разгонном блоке «Фрегат» разработки НПО им. С. А. Лавочкина.


I stumbled across an interesting commentary published by Novosti Kosmonavtiki magazine in 1998. Well, better later than never! ;)
Цитата
ЖРД для Марса - не новость, с точки зрения российских двигателистов. Дело в том, что еще двадцать пять лет назад КБ Химического машиностроения проектировало двигатели для КА возвращения грунта с Марса (проект 5М разработки ОКБ имени С.А.Лавочкина). В результате была создана целая гамма превосходных по своим характеристикам ЖРД, использующих в качестве горючего гидразин. В их числе двухкомпонентные двигатели (азотный тетроксид - гидразин) для коррекции траектории и взлета возвращаемой ракеты с Марса и однокомпонентный термокаталитический двигатель для посадочной ступени, имеющий максимально возможную радиопрозрачность огневого факела. По отзывам сотрудников КБХМ, «первый опыт работы с гидразином породил массу проблем. Однако после длительной кропотливой работы конструкторов, технологов, химиков, металлургов гидразин как ракетное топливо был освоен». Великолепные, не имеющие аналогов в мире двигатели были полностью отработаны на стенде, но в связи с закрытием темы не использовались. Приобретенный опыт пригодился в дальнейшем при создании новых ЖРД. [НК 1998/14]


Furthermore, some technical features and gas-dynamic peculiarities of the descent apparatus for project 5M are briefly described in a report by A.A. Bachin et al.
Цитата
Interaction of the jets with oncoming flow […] Pressure level on the screen surface is significantly higher in case of 4 jets, comparing with single central jet, and this causes increase of the screen drag coefficient Cx. It was a reason to choose 4-jet configuration of Martian probe 5M […] Peculiarities of gasdynamic aspects of soft landing […] This vehicle has four twin nozzles, which exits are flush-mounted on the nose screen surface, and the screen is blunted cone with vertex angle 140°. [Bachin, 2002]


Principal scheme of a vacuum chamber test model for project 5M[/size:7a02139b07]


Thus, I want to propose that the S5.70 and S5.71 engines were to be used for deceleration and landing of the 5M descent apparatus; although, if we take the mass of the 5M descent apparatus to be 7455 kg [Perminov, 1999] and assume a thrust-to-weight ratio of 2 (Mars), each of the four two-engine units has to produce a thrust of almost 14 kN. This is quite large if we take into account that the largest reported monopropellant hydrazine engine, the Viking-derived MR-80B, has a thrust of about 3 kN.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"
 
До кучи...


может мы те кого коснулся тот (еще) энтузиазм...
 
Цитата
Я только что ответил на этот же вопрос чуть выше в http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=11283
На всякий случай повторю ответ.
Торможение КА 5М в атмосфере Марса обеспечивалось тормозным зонтичным устройст-вом, только диаметр центральной жесткой части составлял 4,26 м, а с раскрытым зонти-ком диаметр экрана - 11,7 м. Не воспринимайте книгу Перминова как истину в последней инстанции, так как он сам непосредственно этой темой не занимался.

This approach made it possible to forgo a complex control system for a guided lifting entry. Nevertheless, an efficient supersonic decelerator would be necessary. According to Bachin (2002), the second deceleration phase is accomplished using rocket engines. Is the braking-umbrella device (ТЗУ) discarded during propulsive deceleration?
«Вперед, на Марс!»
 
Посадка КА 5М должна была происходить следующим образом.
На расстоянии ~55 тысяч км от Марса включается сеанс автономной навигации, по результатам которой проводится автономная коррекция, обеспечивающая необходимые условия для входа посадочного блока в атмосферу Марса. После коррекции происходит разделение траекторного и посадочного блоков, при этом траекторный блок спустя 45 минут после разделения проводит маневр увода (импульс ~200 м/с) на пролетную траекторию. Минимальное расстояние во время пролета до поверхности Марса составляет 2500 км. В это время траекторный блок ретранслирует информацию с посадочного блока на Землю. Длительность радиосвязи ПБ-ТБ ~38 минут.
Сам посадочный блок после отделения от траекторного блока разворачивается в положение для входа в атмосферу и далее стабилизируется с помощью микрореактивных двигателей. Угол входа в атмосферу составляет –11,5±2,5°, а скорость входа – от 5,7 до 6,35 км/с в зависимости от года запуска. Спуск в атмосфере происходит по баллистической траектории, при этом торможение на начальном этапе обеспечивается с помощью тормозного зонтичного устройства.
После снижения скорости происходит отстрел крышки доплеровской аппаратуры и ее включение. Она обеспечивает измерение скорости снижения посадочного блока и расстояния до поверхности. Слежение за расчетным направлением гравитационной вертикали обеспечивается приводами ДА.
На высоте 2-3,3 км при вертикальной скорости 290 м/с отстреливаются крышки четырех двигателей ТДУ, и начинается этап активного торможения. После включения ТДУ производится сброс тормозного зонтичного устройства, при этом для исключения соударения КА с ТЗУ и затенения ДА производится боковой маневр КА на 150-200 метров. Основное торможение – погашение скорости идет по информации от доплеровской аппаратуры ДА 028, гироприборов и инерциальной системы счисления.
При скорости снижения 30-40 м/с начинается этап прецизионного торможения с вертикализацией посадочного блока. Непосредственно перед посадкой, за 10 секунд до касания поверхности выпускаются посадочные опоры.
По сигналу касания поверхности опорами посадочного устройства производится выключение ТДУ, при этом вертикальная скорость в момент посадки не превышает 2 м/с. Время посадки выбирается с условием, чтобы до наступления марсианской ночи оставалось не менее 1,5–4,5 часов (в зависимости от года), а до окончания зоны радиовидимости – не менее двух часов.
В качестве районе посадки планировалась область Аполлоний (2 град. ю.ш. и 180,5 град. з.д.).
 
Vladimir, а какие двигатели стояли на посадочном блоке?
Судя по-всему однокомпонентный термокаталитический гидразиновый С5.71. На СА стояло четыре двухсопловых блока. Это восемь двигателей или четыре двухкамерных?

И ещё вопрос: на взлётной ракете видимо использовался двухкомпонентный С5.70?
"Были когда-то и мы рысаками!!!"
 
Цитата
Посадка КА 5М должна была происходить следующим образом. [...]

Большое спасибо за столь ценную информацию! Please, if you don't mind, I would like to ask you just two more questions. - At what height above the surface begins the stage of precise braking (velocity: 30-40 m/s) and what thrust does the rocket engine assembly provide?
«Вперед, на Марс!»
 
По графику к проекту параметры посадки видны так:
Высота 20 км: Переворот на 180 град. Н=18,1 км, V=4,75 км/с.
Высота 10 км: Максимальная перегрузка 17,77 H=10,5 км, V=3,56 км/с.
Высота 5 км: Минимальная просадка H=5,5 км, V=1,6 км/с.
Высота 10 км: Включение доплеровской аппаратуры. H=9,4 км, V=700 м/с. Горизонтальный полет 100 м.
Высота 3 км: Вкл. Двигателей прецизионного торможения. H=3,03 км, V=355 м/с.
Высота 2 км: Вкл. Двигателя основного торможения. H=2,13 км, V=338 м/с.
Высота 1 км: Сброс камеры двигателя. H=1,85 км, V=50,8 м/с.
Высота 10 метров: Снижение с постоянной скоростью. H=10…30 м, Выпуск шасси и сброс защитного колпака.
Посадка: V вертикальная = 3 м/с. V горизонтальная = 1 м/с.

Прошу поправить неточности.
 
Получается, что по проекту 4М двигатели прецизионного торможения включались раньше основного двигателя торможения при H=3,03 км, V=355 м/с. И уже не выключались до посадки.
Основной двигатель торможения включался через 3 секунды после включения двигателей прецизионного торможения и выключался со сбросом камеры двигателя при H=1,85 км, V=50,8 м/с.

Или все не так?
 
Цитата
Или все не так?

Так или не так, надо проверять по документации. Хочу только обратить внимание, что картинка относится к проекту 4М, в котором посадочный аппарат обладал аэродинамическим качеством и осуществлял управляемый спуск в атмосфере, для чего и проводилась перекладка качества, т.е. переворот на 180 градусов.
Посадочный аппарат 5М с его почти 12-метровым зонтиком совершал баллистический спуск.
 
Цитата
По графику к проекту 4М параметры посадки видны так:
...
Вкл. Двигателя основного торможения. H=2,13 км, V=338 м/с.
Сброс камеры двигателя. H=1,85 км , V=50,8 м/с.
...

What is remarkable about the 4M descent scheme is that during the main braking phase [from 338 m/s to 50,8 m/s] the altitude decreases only by 280 metres. I think that such rapid deceleration requires a quite large rocket engine.
«Вперед, на Марс!»
 
Цитата


Снимок с плаката КА 5М.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"
 
WOW! :shock: Спасибо большое!
It is confusing that the drawing does not fit the description given by Bachin (2002). I mean the shape of the solid center of the heatshield and configuration of the braking engine assembly. [1]

--------------------
[1] This vehicle [5M] has four twin nozzles, which exits are flush-mounted on the nose screen surface, and the screen is blunted cone with vertex angle 140°. [Bachin, 2002][/size:018d4f2646]
«Вперед, на Марс!»
 
А как выглядел ОА проекта 5М?
А ведь так иногда хочется надеть розовые очки...
 
Цитата
А как выглядел ОА проекта 5М?

Траекторный блок на крайней картинке?
Go MSL!
 
Проект 4М предусматривал высадку на Марс марсохода. В НК №21 за 1996 год указывается: ...но работы по проекту 4М быстро были свернуты в пользу аппарата 5М...
Когда началась разработка? Как выглядела АМС и Марсоход? На каком этапе проект был остановлен?
Хотелось бы узнать подробно. :P
А ведь так иногда хочется надеть розовые очки...
 
может мы те кого коснулся тот (еще) энтузиазм...
Страницы: 1 2 3 4 След.
Читают тему (гостей: 1)
Журнал Новости Форум Фото Подписка Рекламодателям Контакты