Семейство разгонных блоков ДМ

Автор mescalito, 11.12.2006 12:23:38

« назад - далее »

0 Пользователи и 1 гость просматривают эту тему.

Дмитрий В.

ЦитироватьBell написал:
 
ЦитироватьДмитрий В. написал:
Интересен отсутствием отдельного ракетного блока - снижение стоимости и повышение надёжности.
С одной стороны вроде как да, но с другой - на МДУ ЛОКа ложиться дополнительная нагрузка по коррекции траектории туда и выдаче тормозного импульса. Это УТРОЕНИЕ времени работы. Очевидным образом это повлияет на надежность двигательной системы. А она, между прочим должна вернуть космонавтов к Земле. Не придется ли из-за этого её дублировать?...

Если помнишь, одна из ключевых претензий к лендеру на базе Фрегата-СБ - выполнение одним двигателем двух функций, посадочного и взлетного. Один отказ - и всё, герои остаются на поверхности.


 
ЦитироватьДмитрий В. написал:
ятиступенчатый полёт на орбиту Луны - это как-то не слишком красиво.
Тю! Это как раз легко решается :)

 
ЦитироватьДмитрий В. написал:
Ещё один вариант - это выведение на отлётную к Луне и на ОИСЛ одним блоком - КВСТК.
Это потянет за собой увеличение теплозащиты (то есть сухой массы), значительное увеличение РЗТ с расчетом на испарение компонентов за 3 дня полете под открытым солнцем, соответственно опять дополнительные объемы баков, потребность в увеличении тяги (и расхода) двигателей. И умножаем все это на уменьшение ступенчатости.

А что взамен? Оно того будет стоить? Сомнительно. Совсем не очевидно...

Ну, дык, "ещё деды завещали"! Блок Ср так и планировалось использовать. У него срок существования расчётный был до 11 суток, и не сказать, что весовое совершенство было сильно хуже, чем, скажем, у КВСТК. С учётом современных материалов, переохлаждения компонентов, можно сделать достаточно вменяемый блок.

Взамен - снижение стоимости повышение надёжности.
Lingua latina non penis canina
StarShip - аналоговнет!

Leonar

ЦитироватьДмитрий В. написал:
 
ЦитироватьСтарый написал:
ДМа. Использовать его не только для торможения у Луны  (или где там?) но и для довыведения к Луне.
А смысл? Гораздо интереснее было бы вообще отказаться от тормозного блока, увеличив РЗТ в ПАО корабля (как на Аполлоне).
Это хонечно хорошо, а для ЛВПК что? А для нагрузки в виде модуля оло? Еще одну разновидность грузового птк? Или рб дм?

Дмитрий В.

ЦитироватьLeonar написал:
 
ЦитироватьДмитрий В. написал:
 
ЦитироватьСтарый  написал:
ДМа. Использовать его не только для торможения у Луны  (или где там?) но и для довыведения к Луне.
А смысл? Гораздо интереснее было бы вообще отказаться от тормозного блока, увеличив РЗТ в ПАО корабля (как на Аполлоне).
Это хонечно хорошо, а для ЛВПК что? А для нагрузки в виде модуля оло? Еще одну разновидность грузового птк? Или рб дм?

В данном случае вариант ПАО корабля.
Lingua latina non penis canina
StarShip - аналоговнет!

Bell

#923
ЦитироватьДмитрий В. написал:
 
ЦитироватьBell написал:
 
ЦитироватьSalo  написал:
Масса орбитального блока уменьшается на массу ДУ ДМ как минимум да ещё и сама ДУ упрощается.
Но это отбрасываемая масса ступени, а увеличенный ПАО с хотя бы еще одним С5.92 (который придется ставить ради надежности и ресурса) надо будет тащить обратно до Земли.То есть ступенчатость будет меньше. В результате такой ЛОК будет весить больше, чем ДМ+ЛОК сейчас. Со всеми вытекающими последствиями для носителя.

Американцев это не смутило ;-)
У них ДМа не было!  :D  ;) 
Иногда мне кажется что мы черти, которые штурмуют небеса (с) фон Браун

Bell

ЦитироватьДмитрий В. написал:
Блок Ср так и планировалось использовать. У него срок существования расчётный был до 11 суток, и не сказать, что весовое совершенство было сильно хуже, чем, скажем, у КВСТК.
Ср не завязался по массе. Прямо пишут, что на защите мухлевали с ПхО.

Короче, там уровень проработки был настолько низкий,что ссылаться на него нет оснований.
Иногда мне кажется что мы черти, которые штурмуют небеса (с) фон Браун

Bell

ЦитироватьДмитрий В. написал:
В данном случае вариант ПАО корабля.
Нет, погоди! Что делать с лендером?

Тоже уменьшать ступенчатость?

И вы уже там посчитали, насколько увеличиться масса ЛОКа из-за уменьшения ступенчатости и удельного импульса?
Иногда мне кажется что мы черти, которые штурмуют небеса (с) фон Браун

Salo

ЦитироватьBell написал:
 
ЦитироватьSalo написал:
Масса орбитального блока уменьшается на массу ДУ ДМ как минимум да ещё и сама ДУ упрощается.
Но это отбрасываемая масса ступени, а увеличенный ПАО с хотя бы еще одним С5.92 (который придется ставить ради надежности и ресурса) надо будет тащить обратно до Земли.То есть ступенчатость будет меньше. В результате такой ЛОК будет весить больше, чем ДМ+ЛОК сейчас. Со всеми вытекающими последствиями для носителя.
Два С5.92 стоят в ДУ ПТК НП с момента начала его разработки. Зачем третий? Увеличить можно СБ. Если в ДМ РЗТ10,5 т, то с учётом разницы в УИ потребуется СБ на ~12 т. Это столько же, сколько в СБ Бриза-М. Поскольку вырабатываться будет двумя С5.92, то и с ресурсом проблем не будет.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

#927
ЦитироватьBell написал:
 
ЦитироватьДмитрий В. написал:
В данном случае вариант ПАО корабля.
Нет, погоди! Что делать с лендером?

Тоже уменьшать ступенчатость?

И вы уже там посчитали, насколько увеличиться масса ЛОКа из-за уменьшения ступенчатости и удельного импульса?
Снабдить Фрегатом-СБУ или ПАО от ПТК НП.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

Первоначально планировался РБ на вонючке:
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Bell

#929
ЦитироватьSalo написал:
Два С5.92 стоят в ДУ ПТК НП с момента начала его разработки. Зачем третий?
Потому что для всех операций ресурса и надежности двух может не хватить. У вас УТРОЕНИЕ запаса топлива, не забывай.

ЦитироватьSalo написал:
Если в ДМ РЗТ10,5 т, то с учётом разницы в УИ потребуется СБ на ~12 т.
Больше. С ДМом 2 ступени и 10,8 т РЗТ с керосиновым УИ, а у вас одна ступень на вонючке. Баки и сопутствующие конструкции ПАО придется тащить до Земли. Получиться порядка 15 т.

ЦитироватьSalo написал:
Снабдить Фрегатом-СБУ или ПАО от ПТК НП.
Ну короче все равно отдельный РБ...
Иногда мне кажется что мы черти, которые штурмуют небеса (с) фон Браун

Leonar

ЦитироватьBell написал:
Ну короче все равно отдельный РБ...
во во

zandr

https://tass.ru/kosmos/7782461
ЦитироватьИсточник: "Союз-5" получит такой же разгонный блок, как у "Ангары"
МОСКВА, 18 февраля. /ТАСС/. Новый разгонный блок, созданный на базе блоков серии ДМ для тяжелой ракеты-носителя "Ангара-А5", будет использоваться также при выведении полезной нагрузки на ракете "Союз-5". Об этом сообщил ТАСС во вторник источник в ракетно-космической отрасли.
"Для "Союза-5" будет использоваться такой же разгонный блок, как и для "Ангары", - отметил собеседник агентства.
Разработкой занимается Ракетно-космическая корпорация (РКК) "Энергия". В 2017 году в качестве вариантов для эксплуатации с ракетой "Союз-5" рассматривались созданные в рамках программ "Морской старт" и "Наземный старт" разгонные блоки ДМ-SL и ДМ-SLБ.
Ранее гендиректор РКК "Энергия" Николай Севастьянов сообщил ТАСС, что первый разгонный блок, созданный для "Ангары-А5", доставлен в ноябре на космодром Плесецк. Он уже прошел наземную экспериментальную отработку.
О создании нового разгонного блока на базе блоков серии ДМ для "Ангары-А5" стало известно в 2015 году. Разгонные блоки семейства ДМ предназначены для перевода спутников с опорной на целевую околоземную орбиту, а также на отлетные траектории.

avmich

ЦитироватьBell написал:
Ну короче все равно отдельный РБ...
Белл, по-моему, эти кубики какие-то уж слишком вчерашние. Надо бы на более высоком технологическом уровне искать решения, на большую перспективу. Скажем, лёгкий водородник с активным охлаждением, может быть, более лёгкий одноступенчатый лэндер...

ZOOR

Не помню, было или нет. Но освежить склероз никогда не помешает. Тем более что данные наработки наверняка остались в 14С48

Ракетный разгонный блок
Я зуб даю за то что в первом пуске Ангары с Восточного полетит ГВМ Пингвина. © Старый
Если болит сердце за народные деньги - можно пойти в депутаты. © Neru - Старому

Старый

ЦитироватьZOOR написал:
Не помню, было или нет. Но освежить склероз никогда не помешает. Тем более что данные наработки наверняка остались в 14С48

 Ракетный разгонный блок
Это чего, запатентовали ДМ-СЛ, чтоль? 
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

ЦитироватьZOOR написал:
Не помню, было или нет. Но освежить склероз никогда не помешает. Тем более что данные наработки наверняка остались в 14С48

 Ракетный разгонный блок
Ещё один https://findpatent.ru/patent/241/2412088.html
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

С 27 страницы темы:
https://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/messages/forum13/topic4533/message1030623/#message1030623
ЦитироватьАлександр Хороших написал:
Товарищи, патенты с картинками-схемами были?
1) Разгонный блок с хотя бы одним тороидальным баком:  http://www.findpatent.ru/patent/209/2095294.html
2) Ракетный разгонный блок:  http://www.findpatent.ru/patent/215/2153447.html
3) Ракетный разгонный блок:  http://www.findpatent.ru/patent/216/2165379.html
4) Ракетный разгонный блок:  http://www.findpatent.ru/patent/220/2205138.html
5) Ракетный разгонный блок:  http://www.findpatent.ru/patent/221/2212361.html

Если кто-то сможет их идентифицировать, то будет замечательно.
П. С. привёл картинку как пример, она открывается в полный размер по клику мыши...
 
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Schwalbe

ЦитироватьДмитрий В. написал:
Блок Ср так и планировалось использовать. У него срок существования расчётный был до 11 суток, и не сказать, что весовое совершенство было сильно хуже, чем, скажем, у КВСТК.
Он реально не был завязан. Все уже понимали к защите ЭП, что Л3М не будет.
Я с детства не любил овал - я с детства угол рисовал.
В конце концов, повторное использование имеет мало смысла для носителя, который, кажется, никто не хочет использовать в первый раз.

Salo

#938
Цитата: Salo от 05.02.2020 15:03:57https://elibrary.ru/item.asp?id=38486156
Цитата: undefinedИССЛЕДОВАНИЕ ВОЗМОЖНОСТИ СОЗДАНИЯ НА БАЗЕ КИСЛОРОДНОУГЛЕВОДОРОДНОГО ДВИГАТЕЛЯ 11Д58М ВЫСОКОЭКОНОМИЧНОГО МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНОГО БЕЗГАЗОГЕНЕРАТОРНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ С КИСЛОРОДНЫМ ОХЛАЖДЕНИЕМ
 СОКОЛОВ БОРИС АЛЕКСАНДРОВИЧ1, ТУПИЦЫН НИКОЛАЙ НИКОЛАЕВИЧ
РКК «Энергия»
Тип: статья в журнале - научная статья Язык: русский
Номер: 2 (25) Год: 2019 Страницы: 67-80
    УДК: 629.78.036.54 - 63.063.6:621.694
ЖУРНАЛ:
 
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ
Издательство: Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П.Королёва" (Королев)
ISSN: 2308-7625

КЛЮЧЕВЫЕ СЛОВА:
МНОГОФУНКЦИОНАЛЬНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ, КИСЛОРОДНОЕ ОХЛАЖДЕНИЕ, БЕЗГАЗОГЕНЕРАТОРНАЯ СХЕМА, РАЗГОННЫЙ БЛОК, MULTIFUNCTIONAL ROCKET ENGINE, OXYGEN COOLING, GAS-GENERATORLESS DESIGN, UPPER STAGE

АННОТАЦИЯ:
В статье представлены результаты проектно-исследовательских и опытно-конструкторских работ РКК «Энергия» по анализу и подтверждению возможности создания на базе серийного кислородно-углеводородного ракетного двигателя 11Д58М тягой 8,5 тс высокоэкономичного многофункционального двигателя с кислородным охлаждением и оптимальной для разгонных блоков (РБ) тягой 5 тс, выполненного по безгазогенераторной схеме. Многофункциональность двигателя предусматривает введение в его состав дополнительных блоков, обеспечивающих выполнение ряда важных для РБ функций, таких как обеспечение питания двигателя топливом из баков РБ после полета в условиях невесомости, создание управляющих моментов для ориентации и стабилизации РБ на пассивных участках полета, а также автономное управление автоматикой двигателя для его запуска, останова, регулирования при работе и аварийной защиты при нештатном функционировании и др. Замена традиционного охлаждения камеры двигателя высококипящим углеводородным горючим на инновационное кислородное охлаждение позволяет отказаться от колец завесного внутреннего охлаждения и исключить соответствующие потери горючего, а использование газифицированного кислорода в охлаждающем тракте камеры кислорода для привода турбонасосного агрегата - реализовать безгазогенераторную схему двигателя.


Цитата: undefinedБезгазогенераторная схема двигателя

Для безгазогенераторной схемы и соответствующей модификации двигателя 11Д58МФ проблемы, приводящей к возникновению при запуске недопустимых забросов температуры в ГГ, просто не существует ввиду отсутствия самого ГГ.
Именно в связи с этим было решено разрабатывать двигатель по безгазогенераторной схеме.
До настоящего времени по безгазогенераторной схеме выполнялись (или испытывались) только кислородно-водородные и кислородно-метановые двигатели. Как показывает опыт создания этих двигателей [10], всем им присущи следующие преимущества по сравнению с газогенераторными:
• отсутствие в составе двигателя «лишнего» огневого агрегата — газогенератора с его клапанами и средствами запуска и регулирования режимов работы;
• низкая рабочая температура и равномерное температурное поле газа на входе в турбину ТНА;
• низкие термические напряжения в конструкции ТНА;
• исключение возможности перегрева подшипника и уплотнений, расположенных у турбины, после очередных выключений двигателя;
• отсутствие влаги в полостях турбины (из-за отсутствия в газогенераторном газе паров воды), замерзание которой может приводить к отказам двигателя, особенно при наземных испытаниях.
Для кислородных двигателей с высококипящим углеводородным горючим использование безгазогенераторной схемы дает еще одно важное преимущество — исключение опасности возгорания турбины и газового тракта между ТНА и КС в среде высокотемпературного окислительного газа.
Двигатель 11Д58МФ — первый кислородно-углеводородный двигатель, выполняемый по инновационной для этой топливной пары безгазогенераторной схеме.
Схема потоков в блоке тяги безгазогенераторного двигателя 11Д58МФ представлена на рис. 2. На нем показан вариант конструкционного объединения в автономный турбонасосный блок (ТНБ) нового ТНА с пускорегулирующей арматурой, включающей в себя клапан предпускового дренажа кислорода на входе в насос окислителя и кавитирующие сопла Вентури с подвижным центральным телом игольчатого типа с приводами для регулирования расходов окислителя и горючего, устанавливаемые на выходе из укороченных диффузоров соответствующих насосов ТНА и другой арматуры. Объединение ТНА и его арматуры в ТНБ позволит провести их опережающую совместную автономную отработку (без использования камеры), так как для привода турбиныТНА можно будет использовать сжатый газобаллонный кислород с обычной «комнатной» температурой. Возможность полноценной отработки ТНА с пускорегулирующей арматурой до начала огневых испытаний блока тяги является важным преимуществом безгазогенераторной модификации двигателя 11Д58МФ.
Переход в кислородно-углеводородном двигателе 11Д58МФ на безгазогенераторную схему существенно упрощает его пневмогидравлическую схему (рис. 3, обозначения элементов — по работе [11]).
На рис. 3 красным цветом показаны многочисленные узлы, агрегаты и трубопроводы, исключаемые из состава двигателя при таком переходе. Из вновь вводимых элементов основным является ТНБ, являющийся новой разработкой.
Необходимо отметить, что турбина ТНА блока тяги безгазогенераторного двигателя 11Д58МФ для обеспечения увязки его энергетического баланса должна иметь значительно бóльшие КПД и срабатываемый на ней перепад давления газа по сравнению с КПД и перепадом турбины газогенераторного варианта двигателя. Это обусловлено тем, что абсолютная температура газифицированного кислорода на выходе из тракта охлаждения камеры блока тяги ниже температуры газа на выходе из огневого ГГ в 2–2,5 раза (в зависимости от суммарного теплосъема от камеры, определяемого при выбранной конфигурации сопла длиной цилиндрической части КС).
В результате проведенных в РКК «Энергия» инициативных комплексных проектноконструкторских проработок энергетического цикла многофункционального двигателя 11Д58МФ (с учетом отборов газифицированного кислорода на привод турбины БТНА БПО, на кислородный поднаддув бака окислителя РБ, перетечек через уплотнения в ТНА и прочих влияющих факторов) было установлено, что при переходе к безгазогенераторной модификации двигателя 11Д58МФ необходимо увеличить подогрев кислорода на выходе из тракта охлаждения камеры блока тяги до уровня 350–400 К, а также увеличить относительный перепад давления на турбине.
Вы не можете просматривать это вложение.
Вы не можете просматривать это вложение.
С этой целью длина цилиндрической части КС должна быть увеличена со 105 до 200 мм (т. е. до значения, используемого в КС двигателя-прототипа 11Д58), а давление на выходе из насоса окислителя — до 300 кгс/см2, т. е. до максимально допустимого значения для камеры по соображениям прочности. Дополнительный анализ показал, что указанная величина давления требует небольшого (на 0,5 мм) утолщения ребер тракта охлаждения вблизи коллектора подвода к камере жидкого кислорода с плавным уменьшением этого утолщения до нуля на расстоянии 30 мм от коллектора и практически не скажется на гидропотерях в тракте охлаждения.
Разработку нового ТНА для безгазогенераторного варианта двигателя 11Д58МФ предполагалось вести на базе ТНА двигателя-прототипа 11Д58М. Поэтому она целенаправленно велась с обеспечением максимального заимствования основных деталей и узлов роторной части ТНА двигателя 11Д58М, оказавшихся наиболее сложными в отработке — упорного «трехточечного» подшипника 36-126207ЮП ТУ 3709 с разрезным внутренним кольцом, манжет, уплотнительных «плавающих» колец насосов окислителя и горючего, импеллера горючего, узла фторопластового уплотнения между турбиной и насосом окислителя и проч.
Общее количество этих небольших, но важных для отработки надежности ТНА его узлов и деталей составило 75% от общего количества деталей (54 из 72 шт. — рис. 4), что даже при переиспытаниях их на новые режимы работы (в т. ч. на увеличенную в 1,5 раза частоту вращения ротора) сократит затраты времени и средств на создание нового ТНА.
Корпусные детали и рабочие колеса насосов и турбины будут новыми.
Были проведены прочностные расчеты спроектированного ТНА, расчет критической частоты вращений ротора ТНА, а также расчет баланса осевых сил на роторах окислителя и горючего, которые подтвердили наличие необходимых запасов прочности конструкции ТНА и отсутствие необходимости применения в нем (как и в двигателе 11Д58М) автомата разгрузки осевых сил.
При увязке энергетического баланса двигателя особое внимание было уделено обоснованию возможности требуемого повышения КПД турбины ТНА с 0,6 (значение для осевой активной газовой турбины ТНА разработки КБХА для газогенераторного варианта двигателя 11Д58МФ) до 0,82–0,83 для центростремительной реактивной газовой турбины радиально-осевого типа, спроектированной РКК «Энергия».
Центростремительные реактивные турбины радиально-осевого типа имеют значительные преимущества по достижимому КПД (особенно при их малых размерах) перед осевыми турбинами, обычно используемыми в ТНА ракетных двигателей.
Вы не можете просматривать это вложение.
При проектировании ТНА безгазогенераторного двигателя 11Д58МФ специалистами и молодыми сотрудниками РКК «Энергия» был изучен и учтен опыт проектирования и расчета высокоэкономичных промышленных турбодетандеров для холодильной техники [12–15], а также турбин для судовых энергоустановок средней и малой мощности [16].
В связи с этим проектируемый ТНА получил следующие особенности и отличия от принятого за прототип ТНА двигателя 11Д58М, имеющего низкоперепадную активную центростремительную радиальноосевую турбину:
• относительный перепад давления газа в турбине Пт увеличен с 1,4 до оптимального для двигателя 11Д58МФ значения 2,8 (при этом такое увеличение Пт сделало ненужным использование за турбиной газодинамического сопла для исключения заброса оборотов ТНА при запуске из-за малого противодавления в КС и, как следствие, улучшило энергетический баланс двигателя из-за снижения гидропотерь в газовом тракте);
• доля теплоперепада рабочего тела, срабатываемого в колесе турбины, увеличена до оптимального значения 40% от общего теплоперепада в ней (это ведет к снижению потерь давления в соплах направляющего аппарата турбины и, следовательно, к росту ее КПД по сравнению с осевыми турбинами);
• полуоткрытое колесо турбины заменено колесом закрытого типа (колесом, снабженным покрывным диском с лабиринтным уплотнением), что повышает КПД турбины за счет уменьшения потерь в колесе из-за перетечек газа;
• оптимизировано по критерию КПД значение степени радиальности колеса — отношения эффективного значения выходного диаметра рабочего колеса турбины к его входному диаметру (0,35 вместо 0,7 у двигателя 11Д58М);
• оптимизирована конфигурация лопаток рабочего колеса путем введения закрутки выходной части их не только на периферии, но и у втулки, а также укорочение половины из 16 лопаток на выходе из колеса, что снизит потери в турбине и повысит ее КПД.
Математическое моделирование течения газообразного кислорода в спроектированной турбине двигателя 11Д58МФ, проведенное ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша» по предварительным исходным данным РКК «Энергия», подтвердило достижимость требуемого значения КПД и возможность дальнейшего усовершенствования проточной части турбины для повышения ее экономичности за счет устранения выявленных застойных и вихревых зон в потоке газа.
Для проектной оценки массы нового ТНА был использован предложенный в работе [17] метод, основанный на использовании общей теоретической функциональной зависимости массы произвольной лопаточной машины (ЛМ) от ее гидромеханических параметров, понятия массинварианта различных типов ЛМ, а также — на статическом определении их значений для основных типов ЛМ, применяемых в ТНА ракетных двигателей.
В соответствии с работой [17], масса нового ТНА в незалитом состоянии определялась по полуэмпирической формуле, вытекающей из общей функциональной зависимости:

Вы не можете просматривать это вложение.
Это позволило надежно оценить массу ТНА еще до разработки рабочих чертежей
его узлов и деталей.

заключение

1. Инициативные проектно-исследовательские и опытно-конструкторские работы РКК «Энергия» показали техническую возможность создания на базе серийного кислородно-углеводородного двигателя 11Д58М тягой 8,5 тс высокоэкономичного многофункционального безгазогенераторного двигателя 11Д58МФ тягой 5 тс с кислородным охлаждением и определили его оптимальный состав.
2. Для двигателя 11Д58МФ была разработана и успешно начала огневую отработку камера со щелевой смесительной головкой диаметром 105 мм, показавшая устойчивую работу и требуемую экономичность.
3. Для создания безгазогенераторного двигателя 11Д58МФ необходимы разработка и отработка нового высокоэкономичного турбонасосного агрегата. Показано, что такой ТНА может быть создан на базе ТНА двигателя 11Д58М путем проведения оптимизации газовой турбины и других узлов ТНА.
4. Безгазогенераторная схема двигателя 11Д58МФ позволит упростить конструкцию двигателя и ускорить отработку процессов его запуска.
5. Результатом реализации предложенной КС со щелевой головкой и нового высокоэкономичного ТНА станет создание инновационного многофункционального кислородно-углеводородного жидкостного ракетного двигателя безгазогенераторной схемы, энергетические и эксплуатационные характеристики которого при использовании высококалорийных синтетических горючих (таких как Синтин, Боктан и др.) позволят отказаться от применения в РБ не только кислородно-метановых, но и кислородно-водородных двигателей, требующих существенного утяжеления баков РБ, введения теплых зон для бортовых систем и обеспечения их искрозащищенности, а также большого повышения затрат на создание двигателей, РБ, наземной инфраструктуры и космического ракетного комплекса в целом.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Старый

Не пойму - к чему это они? Чисто бабла попилить или ещё какие резоны есть?
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