Союз-5

Автор Salo, 28.03.2013 14:18:15

« назад - далее »

0 Пользователи и 3 гостей просматривают эту тему.

Дмитрий В.

ЦитироватьБольшой написал:
Двигатель должен иметь тягу на 80 т больше чем у РД0124МС. Т.е. 140 тс. Где такой взять? НК-43? Он в пустоте 179 тс. Дефорсировать?

На самом деле варианты есть: немного дефорсированный РД-191В, немного форсированный РД-120+РД-0110Р (как предлагает Старый).
Lingua latina non penis canina
StarShip - аналоговнет!

Старый

ЦитироватьДмитрий В. написал:
На самом деле варианты есть: немного дефорсированный РД-191В, немного форсированный РД-120+РД-0110Р (как предлагает Старый).
Второй вариант оптимальнее. Длина двигателя меньше. Наличие рулевого двигателя позволяет растягивать активный участок и без блока довыведения выводить ПН на средневысотные орбиты.
1. Ангара - единственная в мире новая РН которая хуже старой (с) Старый Ламер
2. Назначение Роскосмоса - не летать в космос а выкачивать из бюджета деньги
3. У Маска ракета длиннее и толще чем у Роскосмоса
4. Чем мрачнее реальность тем ярче бред (с) Старый Ламер

Старый

Ещё одно существенное достоинство всей затеи - большая вторая ступень позволит практически без изменений использовать её на трёхмодульном варианте.
1. Ангара - единственная в мире новая РН которая хуже старой (с) Старый Ламер
2. Назначение Роскосмоса - не летать в космос а выкачивать из бюджета деньги
3. У Маска ракета длиннее и толще чем у Роскосмоса
4. Чем мрачнее реальность тем ярче бред (с) Старый Ламер

Большой

Освежим в памяти. Была такая Энергия-5К с РД-191В на 3-й ступени. Мрзт 3 ст.=152 т.
Я верю тому кто ищет истину, и не верю тому, который говорит, что нашёл её...

Дмитрий В.

ЦитироватьБольшой написал:
Освежим в памяти. Была такая Энергия-5К с РД-191В на 3-й ступени. Мрзт 3 ст.=152 т.
 

Да, и Энергия-1К была с РД-191 на 2-й ступени с Мпг=15 т.
Lingua latina non penis canina
StarShip - аналоговнет!

Большой

Да, нашёл:
Я верю тому кто ищет истину, и не верю тому, который говорит, что нашёл её...

Bell

#9006
ЦитироватьСтарый написал:
Ещё одно существенное достоинство всей затеи - большая вторая ступень позволит практически без изменений использовать её на трёхмодульном варианте.
На "трехмодульном варианте" центральный блок работал бы как вторая ступень, с дросселированем на манер Ангары,

В таком виде сам по себе 1,5-ступечатый пакет выводил бы 35 т на ЛЕО.
А верхняя ступень от МоноСоюза становилась бы типа третьей сатурновской - для ГСО, Луны и пр. Например, к Луне уходило бы порядка 13-14 т, на ГПО 8 т.
Тогда не было бы чрезмерной нагрузки на конструкцию ступени и ее можно было бы использовать практически без изменений.


А по поводу очередной перекройки - хрень какая-то.
Масса двигателя тягой 140 тс сожрет всю прибавку ПН.
Иногда мне кажется что мы черти, которые штурмуют небеса (с) фон Браун

Salo

http://www.buran.ru/htm/gud%2029.htm
ЦитироватьНа основании проведенных исследований по возможным вариантам (более десяти) комплекса НПО "Энергия" предложило создать двухступенчатую ракету-носитель с компонентами топлива "кислород-керосин" (условное обозначение ГК-6). 1 ступень ракеты-носителя состояла из трёх блоков, каждый из них имел один двухкомпонентный двигатель РД-180 тягой 390 т на Земле, разрабатываемый НПО "Энергомаш" на базе двигателя 11Д521. 2 ступень - моноблочная - имела двигатель РД-146 (11Д123) тягой 90 т на Земле, применяемый на 2 ступени РН "Зенит", и четырёхкамерный рулевой двигатель РД-134Р разработки НПО "Энергомаш" или РД-451 разработки КБ "Химавтоматика" тягой 35 т. Особенностью блока 2 ступени была возможность его повторного включения, чем исключалось необходимость разгонного блока при выведении космических аппаратов на средние, в том числе круговые орбиты, с высотой до 1500...2000 км.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

Как вариант можно вернуться к РД0124Р в качестве рулевого.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Старый

Так, так... А когда я сам додумался до столь очевидной идеи - РД-191 - как на меня все набросились?  :evil: 
1. Ангара - единственная в мире новая РН которая хуже старой (с) Старый Ламер
2. Назначение Роскосмоса - не летать в космос а выкачивать из бюджета деньги
3. У Маска ракета длиннее и толще чем у Роскосмоса
4. Чем мрачнее реальность тем ярче бред (с) Старый Ламер

Старый

ЦитироватьSalo написал:
Как вариант можно вернуться к РД0124Р в качестве рулевого.
Что сильно усложнит и удорожит всю затею но даст мало толка.
1. Ангара - единственная в мире новая РН которая хуже старой (с) Старый Ламер
2. Назначение Роскосмоса - не летать в космос а выкачивать из бюджета деньги
3. У Маска ракета длиннее и толще чем у Роскосмоса
4. Чем мрачнее реальность тем ярче бред (с) Старый Ламер

Bell

ЦитироватьСтарый написал:
Так, так... А когда я сам додумался до столь очевидной идеи - РД-191 - как на меня все набросились?    
Ага, значит на Ангару нельзя, а сюда можно??  :D 
Иногда мне кажется что мы черти, которые штурмуют небеса (с) фон Браун

Bell

ЦитироватьСтарый написал:
 
ЦитироватьSalo написал:
Как вариант можно вернуться к РД0124Р в качестве рулевого.
Что сильно усложнит и удорожит всю затею но даст мало толка.
3хНК-39! :)
Иногда мне кажется что мы черти, которые штурмуют небеса (с) фон Браун

Старый

ЦитироватьBell написал:
  Ага, значит на Ангару нельзя, а сюда можно??    
На верхнюю то ступень? А как приделать РД-191 на УРМ-2?  :o

Если мы применяем РД-171 то мы тем же автоматом применяем и РД-191. А когда это всё уже будет летать разрабатываем аналоги с меньшим давлением.
1. Ангара - единственная в мире новая РН которая хуже старой (с) Старый Ламер
2. Назначение Роскосмоса - не летать в космос а выкачивать из бюджета деньги
3. У Маска ракета длиннее и толще чем у Роскосмоса
4. Чем мрачнее реальность тем ярче бред (с) Старый Ламер

Salo

#9014
http://korolevspace.ru/sites/default/files/uploads/Abstracts_K44_V1_site.pdf
ЦитироватьПОВЫШЕНИЕ ЭНЕРГОМАССОВЫХ ХАРАКТЕРИСТИК  РН «СОЮЗ-5» ЗА СЧЕТ ОПТИМИЗАЦИИ ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ ВТОРОЙ СТУПЕНИ
А.Д. Бычков abychkov@ro.ru
Д.А. Попов danii-popov@yandex.ru
В.М. Филин vyacheslav.filin@rsce.ru

Ракетно-космическая корпорация «Энергия»В работе рассматривается возможность увеличения массы полезного груза (ПГ), выводимого ракетой-носителем (РН) «Союз-5» путем оптимизации проектных параметров второй ступени. Решается пространственная задача баллистики выведения в центральном поле притяжения с учетом гравитационных возмущений и аэродинамических сил. Путем изменения массы рабочего запаса топлива и тяги второй ступени (с учетом соответствующего изменения массы конструкции) найден максимум выводимого полезного груза.

Объектом исследования является перспективная РН среднего класса «Союз-5» [1].
При проектировании РН «Союз-5» АО «РКЦ «Прогресс» были заданы следующие требования:
– выводимая масса ПГ — 18 т;
– транспортировка железнодорожным транспортом;
– двигатели на базе РД-170;
– использование наземной инфраструктуры комплекса «Зенит» [2];
– ограничение на максимальную массу заправленной РН по максимальной несущей способности стартового стола;
– использование первой ступени РН «Союз-5» для создания ракеты-носителя сверхтяжелого класса.
Проектный облик первой ступени РН «Союз-5» практически полностью определился заданными требованиями.
В эскизном проекте РН «Союз-5» на второй ступени определено применение связки из двух двухкамерных двигателей РД-0124МС на базе задела по двигателю РД-0124 с камерой сгорания новой разработки. Это позволяет сократить сроки создания двигателя, однако тяга данного двигателя не позволяет увеличивать массу топлива ступени.
В результате учета всех ограничений соотношение запасов топлива первой и второй ступеней стало неоптимальным. Фактическое соотношение характеристических скоростей ступеней РН «Союз-5» существенно ограничивает ее грузоподъемность. Поэтому поиск оптимальных проектных характеристик (массы топлива и тяги) второй ступени является актуальной научно-практической задачей, результатом решения которой станет повышение массы выводимого ПГ.
Для решения этой задачи необходимо определить зависимость массы ПГ от массы топлива и тяги второй ступени РН. Необходимо провести моделирование полета ракеты-носителя, решить пространственную задачу баллистики выведения с учетом основных возмущающих факторов [3] для некоторого дискретного множества соче-таний массы топлива и тяги второй ступени РН. Также необходимо учитывать ограничения по максимальной продольной перегрузке, максимальному скоростному напору и районам падения отделившихся частей (РПОЧ).
Для сравнения вариантов принято, что ПГ выводится на квазикруговую орбиту высотой 200 км, наклонением 51,7° с кос-модрома Байконур, и учитываются заданные для РН «Союз-5» ограничения на параметры траектории движения и районы падения первой ступени.
При определении массы ПГ принято, что на каждую 1 т массы топлива второй ступени приходится 40 кг массы конструкции, а на каждую 1 тс тяги — 20 кг массы конструкции двигателя.Основными варьируемыми параметрами являются:
– максимальный угол атаки: на этапе полета первой ступени;
– максимальный угол тангажа: на этапе полета второй ступени;
– скорость разворота по тангажу: на этапе полета второй ступени.
Чтобы обеспечить требуемые параметры орбиты, решается краевая задача с двумя входными параметрами — коэффициенты линейно-временной программы тангажа второй ступени РН, и двумя выходными параметрами — высота перигея и высота апогея.
Зависимость массы ПГ от массы топлива и тяги второй ступени РН для всего множества сочетаний массы и тяги строится без учета районов падения. Максимальный угол атаки во время работы первой ступени используется как свободный параметр для оптимизации траектории выведения по массе ПГ. После этого из множества со-четаний массы и тяги выбирается то, которое соответствует максимальной массе ПГ. Для этого сочетания выполняется прицеливание первой ступени в ближайший район падения. Краевая задача становится трехпараметрической: входные параметры есть все основные варьируемые параметры, а выходные — высоты апогея и перигея, а так-же дальность РПОЧ от места старта РН
.В процессе поиска оптимального сочетания тяги и массы рабочего запаса топли-ва второй ступени для случая, не учитывающего РПОЧ, найден максимум массы ПГ: при увеличении массы заправки на 60 т и тяги на 80 тс масса выводимого полезного груза равна 20,1 т (масса ПГ РН «Союз-5» на данной орбите — 18,2 т [1]).
Для этого сочетания массы и тяги, координаты точки падения первой ступени, без прицеливания в конкретный район, оказались очень близки к одному из существую-щих районов падения. Поэтому при использовании существующего района падения масса ПГ уменьшилась незначительно.
Исследование показало, что, используя задел по первой ступени РН «Союз-5», может быть создана ракета-носитель с лучшими на 10 % энергомассовыми характе-ристиками, при выполнении ограничений на параметры траектории движения, за-данные для РН «Союз-5» и использовании существующих районов падения первой ступени. Условиями создания такой РН является разработка маршево-управляющего двигателя второй ступени тягой 140 тс и модернизация пускового стола в части увели-чения его несущей способности. Результаты проведенного исследования могут быть использованы в качестве исходных данных для ее разработки.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Дмитрий В.

ЦитироватьСтарый написал:
 
Цитироватьsychbird написал:
  Ну вроде у Энергомаша был для корейцев прототип РД  191 на 150 т. Правда не высотный.  
Ставить на вторую ступень клоны РД-191 это ко мне. Мой копирайт ставь.

Хренушки! Энергия тебя опередила. :D
Lingua latina non penis canina
StarShip - аналоговнет!

Raul

Цитироватьhttp://korolevspace.ru/sites/default/files/uploads/Abstracts_K44_V1_site.pdf стр. 677

Для сравнения вариантов принято, что ПГ выводится на квазикруговую орбиту высотой 200 км, наклонением 51,7° с космодрома Байконур, и учитываются заданные для РН «Союз-5» ограничения на параметры траектории движения и районы падения первой ступени. 

В процессе поиска оптимального сочетания тяги и массы рабочего запаса топлива второй ступени для случая, не учитывающего РПОЧ, найден максимум массы ПГ: при увеличении массы заправки на 60 т и тяги на 80 тс масса выводимого полезного груза равна 20,1 т (масса ПГ РН «Союз-5» на данной орбите — 18,2 т [1])
Интересно придумано. Коли речь зашла об увеличении ПН, то есть вопрос. Почему не считают запуск с Байконура на орбиту с наклонением 45.6 град? При выводе на ГСО? На Китай ничего не падает.
Земля не может, не может не вращаться,
А мур не может, не может не мурчать!

Salo

Филин снова в РККЭ?
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Дмитрий В.

ЦитироватьSalo написал:
 http://korolevspace.ru/sites/default/files/uploads/Abstracts_K44_V1_site.pdf
 
ЦитироватьПОВЫШЕНИЕ ЭНЕРГОМАССОВЫХ ХАРАКТЕРИСТИК  РН «СОЮЗ-5» ЗА СЧЕТ ОПТИМИЗАЦИИ ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ ВТОРОЙ СТУПЕНИ
А.Д. Бычков  abychkov@ro.ru
Д.А. Поповdanii-popov@yandex.ru
В.М. Филин  vyacheslav.filin@rsce.ru

 Ракетно-космическая корпорация «Энергия»В работе рассматривается возможность увеличения массы полезного груза (ПГ), выводимого ракетой-носителем (РН) «Союз-5» путем оптимизации проектных параметров второй ступени. Решается пространственная задача баллистики выведения в центральном поле притяжения с учетом гравитационных возмущений и аэродинамических сил. Путем изменения массы рабочего запаса топлива и тяги второй ступени (с учетом соответствующего изменения массы конструкции) найден максимум выводимого полезного груза.

Объектом исследования является перспективная РН среднего класса «Союз-5» [1].
При проектировании РН «Союз-5» АО «РКЦ «Прогресс» были заданы следующие требования:
– выводимая масса ПГ — 18 т;
– транспортировка железнодорожным транспортом;
– двигатели на базе РД-170;
– использование наземной инфраструктуры комплекса «Зенит» [2];
– ограничение на максимальную массу заправленной РН по максимальной несущей способности стартового стола;
– использование первой ступени РН «Союз-5» для создания ракеты-носителя сверхтяжелого класса.
Проектный облик первой ступени РН «Союз-5» практически полностью определился заданными требованиями.
В эскизном проекте РН «Союз-5» на второй ступени определено применение связки из двух двухкамерных двигателей РД-0124МС на базе задела по двигателю РД-0124 с камерой сгорания новой разработки. Это позволяет сократить сроки создания двигателя, однако тяга данного двигателя не позволяет увеличивать массу топлива ступени.
В результате учета всех ограничений соотношение запасов топлива первой и второй ступеней стало неоптимальным. Фактическое соотношение характеристических скоростей ступеней РН «Союз-5» существенно ограничивает ее грузоподъемность. Поэтому поиск оптимальных проектных характеристик (массы топлива и тяги) второй ступени является актуальной научно-практической задачей, результатом решения которой станет повышение массы выводимого ПГ.
Для решения этой задачи необходимо определить зависимость массы ПГ от массы топлива и тяги второй ступени РН. Необходимо провести моделирование полета ракеты-носителя, решить пространственную задачу баллистики выведения с учетом основных возмущающих факторов [3] для некоторого дискретного множества соче-таний массы топлива и тяги второй ступени РН. Также необходимо учитывать ограничения по максимальной продольной перегрузке, максимальному скоростному напору и районам падения отделившихся частей (РПОЧ).
Для сравнения вариантов принято, что ПГ выводится на квазикруговую орбиту высотой 200 км, наклонением 51,7° с кос-модрома Байконур, и учитываются заданные для РН «Союз-5» ограничения на параметры траектории движения и районы падения первой ступени.
При определении массы ПГ принято, что на каждую 1 т массы топлива второй ступени приходится 40 кг массы конструкции, а на каждую 1 тс тяги — 20 кг массы конструкции двигателя.Основными варьируемыми параметрами являются:
– максимальный угол атаки: на этапе полета первой ступени;
– максимальный угол тангажа: на этапе полета второй ступени;
– скорость разворота по тангажу: на этапе полета второй ступени.
Чтобы обеспечить требуемые параметры орбиты, решается краевая задача с двумя входными параметрами — коэффициенты линейно-временной программы тангажа второй ступени РН, и двумя выходными параметрами — высота перигея и высота апогея.
Зависимость массы ПГ от массы топлива и тяги второй ступени РН для всего множества сочетаний массы и тяги строится без учета районов падения. Максимальный угол атаки во время работы первой ступени используется как свободный параметр для оптимизации траектории выведения по массе ПГ. После этого из множества со-четаний массы и тяги выбирается то, которое соответствует максимальной массе ПГ. Для этого сочетания выполняется прицеливание первой ступени в ближайший район падения. Краевая задача становится трехпараметрической: входные параметры есть все основные варьируемые параметры, а выходные — высоты апогея и перигея, а так-же дальность РПОЧ от места старта РН
.В процессе поиска оптимального сочетания тяги и массы рабочего запаса топли-ва второй ступени для случая, не учитывающего РПОЧ, найден максимум массы ПГ: при увеличении массы заправки на 60 т и тяги на 80 тс масса выводимого полезного груза равна 20,1 т (масса ПГ РН «Союз-5» на данной орбите — 18,2 т [1]).
Для этого сочетания массы и тяги, координаты точки падения первой ступени, без прицеливания в конкретный район, оказались очень близки к одному из существую-щих районов падения. Поэтому при использовании существующего района падения масса ПГ уменьшилась незначительно.
Исследование показало, что, используя задел по первой ступени РН «Союз-5», может быть создана ракета-носитель с лучшими на 10 % энергомассовыми характе-ристиками, при выполнении ограничений на параметры траектории движения, за-данные для РН «Союз-5» и использовании существующих районов падения первой ступени. Условиями создания такой РН является разработка маршево-управляющего двигателя второй ступени тягой 140 тс и модернизация пускового стола в части увели-чения его несущей способности. Результаты проведенного исследования могут быть использованы в качестве исходных данных для ее разработки.

Уффф... Это всего лишь доклад на Королёвских, а не предложение по доработке.
У меня получилось 20135 кг с Восточного. Но при условии, что УИ второй ступени в районе 360 с. Т.е., нужен новый ЖРД.
Lingua latina non penis canina
StarShip - аналоговнет!

Старый

ЦитироватьДмитрий В. написал:
В результате учета всех ограничений соотношение запасов топлива первой и второй ступеней стало неоптимальным.
Саныч, когда я тебе это рассказывал ты что мне говорил?  :evil: 
1. Ангара - единственная в мире новая РН которая хуже старой (с) Старый Ламер
2. Назначение Роскосмоса - не летать в космос а выкачивать из бюджета деньги
3. У Маска ракета длиннее и толще чем у Роскосмоса
4. Чем мрачнее реальность тем ярче бред (с) Старый Ламер