Поиск  Пользователи  Правила 
Закрыть
Логин:
Пароль:
Забыли свой пароль?
Войти
 
Страницы: 1 2 3 4 5 ... 11 След.
RSS
Двигатели КБ Южное
 
presentation.7z - 7.31MB
Цитата
Ярослав пишет:

презентация от кбю





Цитата
Цитата
Цитата
Цитата
Цитата
Цитата
hecata пишет:

Обычно у таких движков проблемы с охлаждением центрального тела. Сколько времени здесь займут НИИОКРы?

Uriy пишет:

А пониже похоже на композит.

hecata пишет:

Ну понятно, что композит. Такую площадь керосином в любом случае не охладить.

С водородом и не очень высокими Рк такие схемы работаю, правда не знаю, насколько надежно. Показательно - что только на стендах.

Конечно к интегральному Уи определенная добавка есть, но видимо дороговата получается.

sychbird пишет:

А это что, голимый проект в чистом виде или есть какое-то железо?

Гость 22 пишет:

Ни сколько не займут. Это презентационная химера конца 1990-х, не получившая никакого продолжения. Приведенный здесь текст и картинки слово в слово и пиксел в пиксел совпадают с содержимым старой презентации с рекламного диска КБЮ 2003 года. Скорее всего, это (т.е. презентация) и было высшей точкой данного "проекта".

SpaceR пишет:

Да, проект. Точнее - концепция. И ей ЕМНИП больше 10 лет уже.
В идее предполагалось использование готовых КС от РД-8 (правда, немного форсированных) и ТНА на базе блока с РД-120.

Дальше первых прикидок и предварительной оценки параметров, НЯЗ, дело пока не пошло, хотя возможно, что понемногу копаются на свои средства в свободное время. По финансам весь НИОКР, конечно, самостоятельно не потянуть...

Цитата
Цитата
Цитата
октоген пишет:

Если не вышло у аэроспайковцев с водородом, то с керосином и центральным телом будет геморрой на геморрое.

SpaceR пишет:

Судя по их огневым испытаниям и победным рапортам, движок Linear Aerospike XRS-2200 тогда всё же создали и отработали в целом успешно, даже характеристики вышли чуть получше чем планировалось.
Затык произошел у Локхид-Мартин в основном с технологией криогенных баков из ПКМ для Х-33, ну и по массово-стоимостным показателям. Из-за них финансирование Х-33 и закрыли, в том числе и доводку XRS-2200.

октоген пишет:

Движок-то почти отработали, однако УИ его уступал заметно оптимизированным колоколообразным соплам.

Кстати, схема нашего РД-0126 мне видится лучше. У аэроспайка вроде клин является "паразитно омываемой" поверхностью, это при наличии газогенераторов, которую нужно охлаждать.
Изменено: Salo - 28.11.2012 17:23:45
"Были когда-то и мы рысаками!!!"
 
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=29076#29076
Цитата
Цитата
Цитата
Старый пишет:

Так может всётаки РД-866?
Он какраз от РТ-23/SS-24

[AP] пишет:
Цитата
In 1997, FIAT Avio presented two new versions in collaboration with the Ukranian firm NPO Yuzhnoe : Vega K0 and Vega K. Vega K0 comprised four stages of which the two first were P16 Zefiros while the two upper stages were equipped with Yuzhnoe storable propellants (NTO-UDMH) engines. The 3rd stage was to use an engine derived from the RD-861 (Thrust=78 kN; ISp=314 sec) used in the Tsyklon 3 upper stage, and the 4th stage a RD-869 (Thrust=2 kN; ISp=320 sec) engine. This launcher was to place a 300 kg payload in a 700 km polar orbit. In the Vega K variant, the Zefiro first stage being replaced by a P85 motor (shortened version of the Ariane 5 solid booster, 3 m in diameter) the launch capacity reached 1.6 t in polar orbit.

ужеСтудент пишет:

Это уже история. На сегодняшний день существует только одна конфигурация ВЕГИ как она описана в НК 11/2003. Для AVUM (4-я ступень) КБ Ю поставляет камеру РД-869 с входными топливными фильтрами и отсечными клапанами. Всю остальную арматуру включая вытеснительную систему, автоматику и ДМТ на холодном газе поставляет ФИАТ Авио. Следует отметить, что топливные баки и газобаллоны поставляются НПО Лавочкина.
В описании ВЕГИ указано:
Двигатель РД-869 с 2,45 kN, 315,5 с номинал (минимум гарантируемый 312,5 с). Вытеснительная система подачи и 5 включений. Что особо интересно, двигатель представлен как уже отработанный (с полки – как они говорят).
Мне кажется, что КБЮ немного мутит воду представляя этот двигатель уже существующим. На мой взгляд, это доработка (возможно не глубокая) существующего РД-869 где используется низкий режим тяги двигателя и добавлена многостартовость. Обманывают бедных иностранцев. :lol:
Цитата
Гость 22 пишет:

Нечто "на базе агрегатов серийных двигателей", с вытеснительной подачей.
Вот что раздавали на выставке:


Изменено: Salo - 28.11.2012 17:28:35
"Были когда-то и мы рысаками!!!"
 
Цитата
Гость 22 пишет:

А вот это, кстати, показывали 2 года назад:

Изменено: Salo - 28.11.2012 17:31:51
"Были когда-то и мы рысаками!!!"
 
Цитата
Shin пишет:




Цитата
The Vega 4th stage engine, a slightly modified version of the Ukrainian RD-869, has alreadysuccessfully undergone several test campaigns with two qualification models.The firing test campaign at subsystems level (complete Liquid propulsion subsystem in the flightconfiguration) started in September 2008 in the P2 test stand inLampoldshausen(Germany). The manufacturing, assembly and integration of the units for theVega qualification flight hasalready started, according to their qualification status.
Картинки с выставки 2009 года в Ле-Бурже:





Изменено: Salo - 28.11.2012 17:35:45
"Были когда-то и мы рысаками!!!"
 
Цитата
Цитата
Цитата
yos пишет:

И всё-же, у меня лежит "инструкция пользователя" Веги, датированная 2006 г. Там написано РД-869, подача топлива "на давлении", т.е. вытеснительная(?). Кто врёт?

Друп пишет:

Это ошибка камеры сгорания у РД-866 и РД869 похожи, разница состоит в креплении на РД-866 она не качается, а на РД-869 имеется особый узел качания сбоку. А вега качается заголовку камеры так, что по логике используется камера сгорания РД-866.

Salo пишет:

Кстати на Веге стоит камера от РД-866. :shock:
http://www.yuzhnoye.com/?id=62&path=Aerospace%20Technology/aerospace_systems_and_components/propulsion_components/combustion_chambers/combustion_chambers


КС РД-866_____________________________КС РД-869
Изменено: Salo - 28.11.2012 17:38:49
"Были когда-то и мы рысаками!!!"
 
http://www.yuzhmash.com/production/index/rengines?id=12
Цитата
Блок маршевого двигателя европейской РН «Вега»


Блок маршевого двигателя входит в жидкостную двигательную установку управляемого модуля четвертой ступени европейской ракеты-носителя «Вега». Разработан по контракту с компанией АВИО (ЕКА), на базе агрегатов серийных двигателей.

Блок маршевого двигателя предназначен для:
- создания тяги
- управления по каналам тангажа и рыскания
- маневрирования управляемого модуля
- схода с орбиты управляемого модуля

Система подачи – вытеснительная.

Основные характеристики:
Характеристика Значение
Компоненты топлива:
- окислитель АТ
- горючее НДМГ
Тяга в пустоте, кгс 250
Удельный импульс тяги в пустоте, с 315,5
Масса блока маршевого двигателя (без плиты и приводов), кг 15,93
Число включений 5
Время работы, с 667
Изменено: Salo - 28.11.2012 17:48:54
"Были когда-то и мы рысаками!!!"
 
Рулевики ракеты Р-16 в КБЮ создал Иванов И.И.

Байконур надолго - навсегда
 
Цитата
Цитата
презентация от кбю
presentation.7z - 7.31MB


Ссылка не работает... :(
 
Из Wikipedia (Украйна) :

Цитата
У лютому 2004 КБ Південне підписало контракт з італійською компанією Avio на поставку 6 розгінних блоків РД-868Р для європейського ракетоносія Vega. КБ Південне протягом чотирьох років працювало над створенням унікального розгінного блоку — рідинного ракетного двигуна 4-ї ступені РД-868Р з тягою 250 кг.

У рамках контракту з компанією Avio (Італія) «КБ Південне» веде розробку маршового двигуна VG 143, що входить до складу рідинної рухової установки розгінного блоку ракети-носія. Він призначений для створення тяги, управління вектором тяги, здійснення маневрування розгінного блоку, відведення розгінного блоку з орбіти.


"РД-868Р", это ощибка ?
 
http://www.yuzhnoye.com/?idD=36&id=124&path=News/News
Цитата
Испытания маршевого двигателя третьей ступени РКН «Циклон-4»
2007-01-29

23 января 2007 года состоялось первое огневое испытание маршевого двигателя РД861К третьей ступени РКН «Циклон-4». Программа испытаний полностью выполнена.
24 января 2007 года состоялось повторное огневое испытание маршевого двигателя РД861К третьей ступени РКН «Циклон-4». Программа испытаний полностью выполнена. Так же как и на первом испытании, двигатель работал на основном режиме.

http://www.yuzhnoye.com/?idD=47&id=124&path=News/News
Цитата
Ход отработки маршевого двигателя третьей ступени РН «Циклон-4» РД861К
2007-12-24

Как сообщалась ранее (2007-01-29), ГП «КБ «Южное» и ГП ПО ЮМЗ приступили к огневым конструкторским испытаниям маршевого двигателя многократного включения третьей ступени РН «Циклон-4» РД861К.

В целях отработки запуска и останова двигателя, а также проверки работоспособности двигателя и его агрегатов при различных режимах работы, проведены испытания трех экземпляров двигателя. Особенность сборки двигателей заключалась в установке вместо штатного соплового насадка водоохлаждаемого технологического насадка с системой замеров температур и давлений, обеспечивающего безотрывное истечение.


Двигатель РД861К во время огневых испытаний

По результатам испытаний подтверждены расчётные параметры запуска и работоспособность двигателя при крайних сочетаниях входных условий, выбрана окончательная циклограмма запуска, а также наработан суммарный ресурс, превышающий полетный (725с при полетном ресурсе 470c).

В настоящее время готовится испытание следующего экземпляра двигателя, повторно собранного из узлов и агрегатов двигателя, уже прошедшего испытания, но со штатным сопловым насадком из углерод-углеродного композиционного материала.

http://www.yuzhnoye.com/?idD=58&id=124&path=News/News
Цитата
Ход отработки маршевого двигателя третьей ступени РН "Циклон-4" РД861К
2009-01-29

Как сообщалась ранее, начиняя с января 2007 года, ГП "КБ "Южное" и ГП ПО ЮМЗ проводят огневые конструкторские испытания маршевого двигателя многократного включения РД861К третьей ступени РН "Циклон-4".

В прошедшем 2008 году были проведены испытания трех двигателей в том числе со штатным сопловым насадком из углерод-углеродного композиционного материала. В ходе испытаний был проверен запуск двигателя при различных сочетаниями входных давлений компонентов топлива, получена сходимость характеристик повторных включений, отработана циклограмма выключения двигателя, которая позволяет значительно снизить величины гидроударов. Подтверждена работоспособность агрегатов автоматики и впервые разработанной системы поддержания соотношения расходов компонентов топлива в составе двигателя. На одном испытании продолжительностью 102 секунды экспериментально проверена эрозионная стойкость УУКМ в рабочих условиях, а также экспериментально подтверждена работоспособность узла стыка соплового насадка из УУКМ с корпусом камеры в более тяжелых условиях, по сравнению с рабочими, при работе без барокамеры с безотрывном истечении продуктов сгорания (работа с ГДТ). Подтверждена эффективность мероприятий по повышению контурной устойчивости процессов в паре газогенератор - стабилизатор. Выбрана конструкция ГГ обладающая большим запасом устойчивости к НЧ колебаниям. Проведено на одном двигателе до девяти включений (по техническому заданию требуется три).


Двигатель РД861К со штатным сопловым насадком из углерод-углеродного композиционного материала на стенде.

http://www.yuzhnoye.com/?idD=66&id=124&path=News/News
Цитата
Ход отработки маршевого двигателя третьей ступени РН "Циклон-4" РД861К
2009-08-31

Как сообщалась ранее, начиная с января 2007 года, ГП "КБ "Южное" и ГП ПО ЮМЗ проводят огневые конструкторские испытания маршевого двигателя многократного включения РД861К третьей ступени РН "Циклон-4".
В первом полугодии 2009 года была проведена серия доводочных испытаний. Испытания проводились на двух двигателях. Двигатели были укомплектованы штатными сопловыми насадками из углерод-углеродного композиционного материала.
Суммарно было наработано 2272с, из них 1053с с проведением 17 включений – на одном двигателе, 1219с с проведением 12 включений – на другом. По ТЗ требуется 3 включения при максимальной суммарной продолжительности работы ~ 450с.


http://www.yuzhnoye.com/?idD=73&id=124&path=News/News
Цитата
Ход отработки маршевого двигателя третьей ступени РН "Циклон-4" РД861К
2010-01-11

В четвёртом квартале 2009г. была проведена очередная серия доводочных испытаний маршевого двигателя многократного включения РД861К, предназначенного для третьей ступени РН «Циклон-4». Цикл испытания составил 1,5 месяца и проведен на одном двигателе без снятия его со стенда. Отработан более чем тройной ресурс по продолжительности работы и по количеству включений (1362с и 11 включений). При этом, проведено одно включение продолжительностью 450с (полный полетный ресурс).

В результате завершены предварительные испытания и завершен выбор основных определяющих элементов конструкции двигателя.

В дальнейшем планируется проведение испытаний двигателя с качанием, которое будет предшествовать переходу к завершающим доводочным испытаниям.

Изменено: Salo - 28.11.2012 17:56:25
"Были когда-то и мы рысаками!!!"
 
РД-861К на сайтах разработчика

http://www.yuzhnoye.com/?id=148&path=Aerospace%20Technology/Rocket%20Propulsion/Liquid%20Engines/Sustainers/RD-861K/RD-861K


и производителя:
http://www.yuzhmash.com/production/index/rengines?id=14
Изменено: Salo - 28.11.2012 18:00:33
"Были когда-то и мы рысаками!!!"
 
http://www.nkau.gov.ua/nsau/productnsau2.nsf/add1ac70e70ae1ddc2256c5a0048a80e/03026675944ba162c2256f400030da3b



http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=644444#644444
Цитата
Ярослав пишет:

РД861К


http://www.aviation.com.ua/forum/upload/6826.jpg


http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=223380#223380
Цитата
Цитата
mescalito пишет:

Не этот ли движок (РД-861К) КБЮ делало совместно с FiatAvio для разгонного блока РН Vega?

Гость 22 пишет:

Три картинки РД-861К:



Изменено: Salo - 28.11.2012 18:08:00
"Были когда-то и мы рысаками!!!"
 
Отработка соплового насадка РД-861К:
http://www.nbuv.gov.ua/portal/natural/AkTT/2009_9/Kirsanov.pdf
"Были когда-то и мы рысаками!!!"
 
Цитата
Nicolas пишет:

Из Wikipedia (Украйна) :

Цитата
У лютому 2004 КБ Південне підписало контракт з італійською компанією Avio на поставку 6 розгінних блоків РД-868Р для європейського ракетоносія Vega. КБ Південне протягом чотирьох років працювало над створенням унікального розгінного блоку — рідинного ракетного двигуна 4-ї ступені РД-868Р з тягою 250 кг.

У рамках контракту з компанією Avio (Італія) «КБ Південне» веде розробку маршового двигуна VG 143, що входить до складу рідинної рухової установки розгінного блоку ракети-носія. Він призначений для створення тяги, управління вектором тяги, здійснення маневрування розгінного блоку, відведення розгінного блоку з орбіти.

"РД-868Р", это ощибка ?

Да!

http://www.yuzhnoye.com/?id=152&path=Aerospace%20Technology/Rocket%20Propulsion/Liquid%20Engines/Sustainers/RD-868/RD-868
http://www.nkau.gov.ua/nsau/productnsau2.nsf/fda5cb13e1d9fc50c2256c610031a3cc/ba8d3467b70bf7fbc2256f2a0046fb94



http://www.yuzhnoye.com/?id=62&path=Aerospace%20Technology/aerospace_systems_and_components/propulsion_components/combustion_chambers/combustion_chambers
Цитата
Камера двигателя РД-868



Камера двигателя предназначена для преобразования химической энергии топлива в кинетическую энергию вытекающих продуктов сгорания, в результате чего образуется тяга.
Камера двигателя разработана для двигателя апогейной ступени РН, предназначенного для управления апогейной ступенью в полете по тангажу и рысканию качанием камеры двигателя в кардане.
Выпущены эскизный проект и конструкторская документация, проведена автономная отработка.
Камера двигателя имеет высокие энергетические характеристики.
Камера двигателя имеет радиационно охлаждаемый насадок сопла и эффективную систему внутреннего охлаждения.

Камера двигателя предназначена для работы на самовоспламеняющихся компонентах по схеме без дожигания генераторного газа.

Тяга в вакууме, кН (кгс) 22,867 (2331)

Удельный импульс тяги в вакууме, м/с (с) 3226,4 (329)

Абсолютное давление в камере сгорания, МПа (кгс/см2) 9,15 (93,3)

Абсолютное давление на срезе сопла, МПа (кгс/см2) 0,0027 (0,02

Компоненты топлива:
- окислитель тетраоксид диазота
- горючее несимметричный диметилгидразин

Соотношение компонентов 2,4

Абсолютное давление компонентов топлива на входе в камеру двигателя, МПа (кгс/см2):
- окислителя 12,09 (123,3)
- горючего 13,56 (138,313,56 (138,3)

Рабочий угол качания, град. ±8

Дисбаланс, кгЧм, не более 1,5

Ресурс камеры двигателя по техническому заданию и подтверждённый, с 1600

Масса камеры кг, не более 24,8
Изменено: Salo - 28.11.2012 18:17:32
"Были когда-то и мы рысаками!!!"
 
I have published some pictures I took in Ukrainian museums :

РД-861 :
http://www.kosmonavtika.com/lanceurs/tsiklone/tech/4.html

РД-854 :
http://www.kosmonavtika.com/satellites/ogtch/ogtch.html
 
http://www.yuzhmash.com/ru/product.php?page=du802
Цитата
Двигатель ДУ802


Орбитальная двигательная установка для украинско-российской ракеты-носителя «Днепр». В конструкции применена пневмонасосная система подачи компонентов, принципиально новая система подачи топлива с использованием насосного агрегата, позволяющего повысить энергомассовые характеристики, недостижимые для существующих двигательных установок.

Технические характеристики Значение
Масса заправляемого топлива, кг 250–500
Масса конструкции, кг 165,4
Соотношение компонентов топлива 2,25
Число включений МД 10

Цитата
Ярослав пишет:

кстати, кусочек "кречета":

И видимо его маршевый двигатель:
http://www.yuzhnoye.com/?id=146&path=Aerospace%20Technology/Rocket%20Propulsion/Liquid%20Engines/Sustainers/RD-860/RD-860
Изменено: Salo - 28.11.2012 18:21:36
"Были когда-то и мы рысаками!!!"
 
В своё время я смог удивить препода, доказав ему, что в СССР использовались ЖРД с КС, набранными из трубок.
Цитата
Конструктивно отсек управления 8Ф021 состоял из конического корпуса клепаной конструкции с продольным и поперечным силовым набором, двух торовых емкостей, расположенных одна над другой с общей смежной стенкой, и однокамерного ЖРД 8Д612, расположенного в центре торовых емкостей. Отсек управления имел собственную систему управления, разработанную ОКБ-692 и включавшую в себя инерциальную систему наведения с использованием радиовысотомерной коррекции от бортового радиолокатора, а также систему успокоения, ориентации и стабилизации.

Разработка двигателя 8Д612 была поручена специализированному двигательному КБ-4 ОКБ-586. К двигателю предъявлялись высокие требования по экономичности, массе и надежности, так как он предназначался для торможения и управления орбитальной головной частью по всем каналам стабилизации. При проектировании двигателя было применено смелое техническое решение: впервые в практике отечественного двигателестроения в содружестве с УкрНИТИ и лабораториями холодной штамповки и пайки завода № 586 было разработано и освоено в производстве трубчатое сопло камеры сгорания двигателя. Трубчатая конструкция камеры была замечательна и тем, что она была ремонтопригодной — в случае повреждения трубки не составляло особого труда ее запаять. Весомый вклад в успех этого дела внесли П. А. Плескановский (гидроформовка трубок), В. А. Сахнов (идеология пайки трубчатых оболочек), Л. В. Кухарь (конструкция трубчатой оболочки). Для внутренней стенки теплонапряженных участков камеры сгорания были применены медные сплавы, наружное охлаждение камеры осуществлялось двумя компонентами топлива. Благодаря указанным новшествам камера сгорания двигателя 8Д612 получилась примерно на 20 процентов легче камер своего класса. Двигатель имел достаточно высокий удельный импульс тяги — 312,2 кгс · с/кг и регулирование тяги в пределах ±7 процентов.

Предварительный наддув топливных баков производился еще перед пуском ракеты и сохранялся в полете до начала работы двигателя. При работе двигателя наддув баков осуществлялся горячим газом, получаемым в газогенераторе — для бака окислителя и в смесителе — для бака горючего. Газогенератор и смеситель работали на основных компонентах топлива, отбираемых от турбонасосного агрегата двигателя.

Специфические условия запуска двигателя потребовали создания и проверки эффективности топливозаборных устройств, работавших в невесомости. Турбонасосные агрегаты, газогенераторы и камера сгорания отрабатывались на стендах № 5А, 5Б, 5В отдела 49. Отработка систем наддува баков проводилась на стендах № 6 и 17 отдела 16 с сентября 1963 г. по август 1964 г. Завершающим этапом отработки были огневые стендовые испытания опытной конструкции ОК-2652, являвшейся специально доработанным вариантом отсека 8Ф021.

Комплексные испытания тормозной двигательной установки ОГЧ проводились совместно с ЛИИ МАП на летающей лаборатории ТУ-16 с запуском двигателя 8Д612 в условиях невесомости. Местом испытаний были выбраны расположенные в зоне ГЦП-4 войсковые части 15646 и 15650. Техническое руководство испытаниями осуществлял заместитель Главного конструктора ОКБ И. И. Купчинский. Всего испытывалось пять отсеков, с которыми в июле-ноябре 1964 г. было выполнено десять полетов. Из них в трех полетах производился запуск двигателя, а в остальных проверялись работоспособность сетчатых воздухоотделителей, вибропрочность конструкции, качество приема телеинформации, возможность аварийного слива топлива в полете и т. п.

В этих испытаниях участвовали В. А. Антонов, С. Т. Закаблук, Б. К. Григорьев, Ю. С. Палеев, К. А. Луарсабов, Б. А. Шевченко, В. В. Шепель.

Комплексные испытания прошли успешно, показав работоспособность системы питания даже при отрицательных (до -0,03 g) перегрузках, что позволило допустить орбитальный отсек к летным испытаниям в составе ракеты.

Цитата
На первой ступени (ракеты МР-УР-100 - прим.) устанавливался маршевый однокамерный двигатель разработки КБЭМ второй ступени ракеты Р-36М и управляющий четырехкамерный двигатель 15Д167, разработанный КБ-4 на базе серийных двигателей 8Д68 и 8Д612. ЖРД 15Д167, выполненный по открытой схеме без дожигания генераторного газа, обеспечивал для первой ступени, кроме своей основной функции также наддув бака горючего восстановительным газом, питание окислителем и горючим агрегата наддува бака окислителя и питание горючим системы гидроприводов, а для второй ступени — питание компонентами топлива систем предварительного наддува баков. Камера сгорания ЖРД 15Д167 с соплом трубчатой конструкции была спроектирована с максимальной степенью унификации с двигателем 8Д612 тормозной ДУ ОГЧ ракеты 8К69

ПРИЗВАНЫ ВРЕМЕНЕМ ОТ ПРОТИВОСТОЯНИЯ К МЕЖДУНАРОДНОМУ СОТРУДНИЧЕСТВУ Под общей редакцией Генерального конструктора, академика НАН Украины С. Н. Конюхова

С сайта КБЮ: http://www.yuzhnoye.com/?id=147&path=Aerospace%20Technology/Rocket%20Propulsion/Liquid%20Engines/Sustainers/RD-861/RD-861
 
Цитата
Nicolas пишет:

I have published some pictures I took in Ukrainian museums :

РД-861 :
http://www.kosmonavtika.com/lanceurs/tsiklone/tech/4.html

И ещё:

Изменено: Salo - 28.11.2012 18:26:29
"Были когда-то и мы рысаками!!!"
 
А вот ещё кое-что интересное у Николаса на сайте:
http://www.kosmonavtika.com/lanceurs/ariane/ariane.html
Гугль перевод с французского:
Цитата
РД-861K

С 2005 года основной версии Ariane 5 ECA (Evolution Cryotechnique Type A) служит версия, которая использует криогенную верхнюю ступень (ESC-A). Она оснащена ЖРД Snecma HM7B, взятый с третьей ступени Ariane 4.

Но в 1990-х годах Франция вступила в переговоры с КБ Южное (Днепропетровск, Украина) с целью купить с полки двигатель РД-861K (11Д25). Он является производным от РД-861 который использовался на третьей ступени ракеты-носителя Циклон-3. Он работает на топливе длительного хранения.

И хотя Южное предлагало цену за один двигатель меньше, чем $ 400 000, Франция предпочла снова использовать HM7B с криогенной ступени Ariane 4. Тем не менее, РД-861K будет использоваться в проекте Циклон-4, созданном в сотрудничестве с Бразилией.
Изменено: Salo - 28.11.2012 18:28:10
"Были когда-то и мы рысаками!!!"
 
И самое интересное там же:
Цитата
Замена СТУ

КБ Южное (Днепропетровск) представило на 62-м международном конгрессе по астронавтике, который состоялся в Кейптауне с 3 по 7 октября 2011 г., исследование о возможной замене СТУ Ariane 5 ECA на украинские жидкостные ускорители.


Рис. 3: Схема Ariane 5 ECA
оснащена двумя бустерами КБ Южное.
Кредит: КБ Южное / Air & Cosmos.

Эти ступени являются производными от первой ступени РН Зенит, которая уже была использована в качестве разгонной ступени для сверхтяжелой РН Энергия пусковой установки, в 1970е - 1980е годы.

Южное предлагает либо сохранить двигатели РД-171М НПО Энергомаш, которые в настоящее время в эксплуатации, или использовать новые двигатели РД-810, которые оно разработает самостоятельно. Оба двигателя работают на жидком кислороде и керосине.

Этот новый двигатель является однокамерным и способен развивать тягу в вакууме 1815 КН, что в четыре-раза меньше чем у РД-171М, который является четырёхкамерным и имеет тягу 7900 КН. В обоих случаях тяга будет выше, чем у СТУ Snecma (6700 КН).

Кроме того, РД-810 имеет удельный импульс 335 с, что по существу эквивалентно таковому у РД-171М (337 с), но выше, чем у СТУ (273 с). Карданный шарнир позволяет качать двигатели в двух разных плоскостях.


Рис. 4: Схема двигателя РД-810.
Кредит: КБ Южное.

Имея такие ускорители, Ariane 5 ECA со стартовой массой 940 т (против 777 т с СТУ) могла бы доставить на геопереходную орбиту 14т (против 9,5 т с СТУ).

Крайне маловероятно, что предложение может быть принято, так как это повредит европейской космической промышленности.
Изменено: Salo - 28.11.2012 18:29:54
"Были когда-то и мы рысаками!!!"
Страницы: 1 2 3 4 5 ... 11 След.
Читают тему (гостей: 1)
Журнал Новости Форум Фото Подписка Рекламодателям Контакты