Современные и перспективные космические аппараты

Форум о новинках и разрабатываемых образцах военной техники

Re: Современные и перспективные космические аппараты

Сообщение Южанин » 23 дек 2014, 23:40

Andreas писал(а): С точностью до наоборот - все существующие на момент ракетоносители созданы с нуля. Обратное пока что наблюдается только на бумаге в ТТЗ на будущие РН - сферокони по Вашему определению

Ну далеко не все, кто-то уже имел до этого другие модели. Вы же не будете утверждать, что к примеру Атлас-5 создавался с нуля? Или "Атлас-3". Самый первый "Атлас" - МБР - да, тот создавался с нуля. Но остальные так или иначе имели предшественников. У "Атлас-Центравра" были в предшественниках "Атлас-Аджена". То же самое и с "Дельтами". SLS же создается на базе уже существующих технических решений, двигателей. с МАКСИМАЛЬНО ВОЗМОЖНЫМ использованием наработок.

Andreas писал(а): Компоновка пакета из любого количества модулей может быть симмметрична, если крепить полезную нагрузку по оси симметрии пакета. Как пример составления сложных пакетов см. различные конфигурации модулей РД-270 ракетоносителя УР-700 разработки КБ Челомея

Речь идет о модульной схеме, а не о пакетной. То, что вы предлагали - соединенные в пару 1 и 2 ступень и затем объединенные в центральную ступень, на которой сверху сидит третья или полезная нагрузка (как на "Сатурне-5)"- это именно пакетная схема. А не модульная. Вы не можете их этого пакета выбросить блоки. Особенно если они у вас скомпонованы как на "Сатурне". У модульной сземы вы совершенно безболезненно можете менять число боковых блоков. Да, при этом мы получаем линейку носителей, когда к примеру вообще без ББ носитель имеет грузоподъемность 8,25 тонны, с 1 -11-12,5 тонны, с 2 -13,5 с 4- 17,5, с 5 - 18,5. Это модификации одной и той же ракеты-носителя. И в зависимости от количество ББ получаем носители разной грузоподъемности. У пакетной схемы они закреплены НАМЕРТВО. Кстати ваша схема связки 1 и 2 ступени в свое время не прошла. ЕМНИП это был полиблочный вариант "Протона". Но решили делать ее стандартной.

Andreas писал(а): Теперь таких не делают: УР-900 КБ Челомея

И слава богу. Страшно было бы представить, что было бы при аварии такой махины.
Я никогда не вру. Но если правда может повредить мне - я просто утаиваю ее (с)
Южанин
 
Сообщения: 371
Зарегистрирован: 14 ноя 2014, 16:12
Откуда: Южные рубежи России. Ставропольский край

Re: Современные и перспективные космические аппараты

Сообщение Andreas » 24 дек 2014, 00:22

Одноступенчатый многоразовый ракето-носитель "Корона" (ОАО "ГРЦ Макеева", Миасс), проект 2012 года



Длина, м 30
Диаметр, м 10
Стартовый вес, т 300
Вес полезной нагрузки, выводимой на НОО, т 7
Двигатель, тип водородный ЖРД с соплом внешнего расширения
Удельный импульс в вакууме 4500 м/с
Тяга двигателя:
на уровне моря, тс 400
в вакууме, тс 450
Старт - вертикальный
Торможение при спуске с орбиты - аэродинамическое
Приземление - вертикальное на амортизаторы

Характеристическая скорость выхода на низкую опорную орбиту высотой 200 км и углом наклонения 0 градусов с учетом гравитационных и аэродинамических потерь составляет 8500 - 9100 м/с. Сухой вес конструкции ракето-носителя с полезной нагрузкой равен 8 -10 процентам от стартового веса ракето-носителя при удельном импульсе 4000 м/с.
"Всё будет так, как мы хотим. На случай разных бед, У нас есть пулемёт Максим, У них Максима нет"
Hilaire Belloc, "The Modern Traveller" (C)
Аватара пользователя
Andreas
 
Сообщения: 10965
Зарегистрирован: 22 май 2012, 16:31

Re: Современные и перспективные космические аппараты

Сообщение Andreas » 24 дек 2014, 02:24

Американская программа Single Stage To Orbit (SSTO) https://en.wikipedia.org/wiki/Single-stage-to-orbit

1. Проект одноступенчатого многоразового ракето-носителя Vertical Take Off and Landing (VTOL)
http://www.spacefuture.com/archive/sing ... nges.shtml



2. Опытный функциональный прототип одноступенчатого многоразового ракето-носителя McDonnell Douglas DC-X (Delta Clipper Experimental)



Высота, м 12
Диаметр, м 4,1
Стартовый вес, т 18,9
Вес пустого, т 9,1
Тяга водородных двигателей RL-10A-5, кн 4х60
Общее число полетов 12 (1993-96 г.г.)
в т.ч. успешных 9
"Всё будет так, как мы хотим. На случай разных бед, У нас есть пулемёт Максим, У них Максима нет"
Hilaire Belloc, "The Modern Traveller" (C)
Аватара пользователя
Andreas
 
Сообщения: 10965
Зарегистрирован: 22 май 2012, 16:31

Re: Современные и перспективные космические аппараты

Сообщение Andreas » 24 дек 2014, 21:18

11 мая 2007 года на испытательном стенде ФГУП НИИХИММАШ было проведено успешное испытание жидкостного ракетного двигателя КВД-1.2 (модификации водородного КВД-1), работающего на компонентах топлива кислород – сжиженный природный газ (СПГ), разработки КБХМ. Давление в камере сгорания 55-62 кгс/кв.см. Продолжительность испытания составила 69 секунд.

Двигатель спроектирован по восстановительной схеме замкнутого типа с тягой около 10 тонн и является прототипом маршевого двигателя тягой 200 тонн.

Испытание проводилось в рамках Федеральной космической программы России по созданию ракетных двигателей для перспективных космических средств выведения, в т.ч. многоразовых, а также рамках российско-французской программы разработки перспективных средств выведения «УРАЛ».

Огневое ресурсное испытание двигателя-демонстратора С5.86.1000-0 №2 тягой 7,5 тс разработки КБХМ на топливе кислород – СПГ (сжиженный природный газ с содержанием метана от 90 до 98 процентов) было проведено 29 сентября 2010 года на стенде В2А ИС-106 ФКП «НИЦ РКП», г. Пересвет в рамках ОКР «Двигатель-2015-КБХМ» по заказу ГНЦ ФГУП «Центр Келдыша».

http://engine.aviaport.ru/issues/91/pics/pg28.pdf

Европейские носители : контуры будущего" 2010 год
Планы модернизации лёгкого европейского носителя направлены на увеличение энергетики при снижении числа ступеней. По программе Vega-E1 предполагается довести грузоподъёмность ракеты до 2т на полярной орбите. Для этого исходную первую ступень Р80 заменят на Р120, а вторую Z23 - на Z40. Вариант модернизации Vega-E2 более радикален: в рамках программы LYRA на ракете планируется заменить третью и четвёртую ступени одной, с кислородно-метановым ЖРД. Уже ведутся работы по созданию демонстрационного двигателярасширительного цикла Mira с тягой 10 тс (первое огневое испытание должно состояться в 2012 г.). Комбинация "Р120+Z40+ метановая ступень позволит выводить на полярную орбиту до 3 т. Кроме того для модификации "Веги" ЕКА по-прежнему изучает ступени Р100 и Aestus-2.



1 . Энергетические возможности кислородно-метановых ЖРД при умеренно напряженных параметрах (давление в КС 160...190 кгс/см2) обеспечивают удельный импульс тяги примерно на 20 с выше по
сравнению с кислородно-керосиновыми ЖРД с высоконапряженными параметрами (давление в КС до 260 кгс/см2).
2. Более низкая по сравнению с кислородно-керосиновыми ЖРД температура газов перед турбиной является предпосылкой для создания многоразового двигателя с большой кратностью применения, поскольку ресурс турбины обратно пропорционален температуре.
3. После останова двигателя остатки метанового топлива и жидкого кислорода газифицируются и удаляются полностью из магистралей
двигателя и баков на баллистическом участке траектории возвратного полета ВРБ, что существенно упрощает и удешевляет послеполетное обслуживание двигателя при его многоразовом использовании.
4. Из-за отсутствия коксаобразования при сгорании метанового горючего могут быть созданы высокоэффективные ЖРД с восстановительным газогенератором, аварийность работы которых по имеющимся оценкам в 4...8 раз ниже, чем у ЖРД, работающих по
окислительной схеме. Кроме того, стоимость двигателей, работающих по восстановительной схеме, значительно ниже, чем двигателей, работающих по окислительной схеме.
5 . Кислородно-метановые ЖР Д с умеренно напряженными параметрами (давление в КС 160...190 кгс/см2) позволяют реализовать форсирование тяги до уровня, обеспечивающего горячее резервирование ЖРД (33...35%).
6. Кислородно-метановые двигатели в полной мере отвечают требованиям самых строгих экологических стандартов.

езультаты технико-экономических расчетов, вьшолненных ИЦ им. М.В. Келдыша на основании обобщенных статистических данных по затратам на разработку и изготовление ЖРД, показывают, что трудоемкость и стоимость изготовления ЖРД существенно зависят от давления в камере сгорания, определяющего мощность ТНА. Понижение давления в КС метанового ЖРД до - 150 кг/см2 позволяет уменьшить стоимость его изготовления почти в 1 ,5 раза при сохранении существующей технологии производства [4] . Этого достаточно не только для компенсации некоторого увеличения стартовой массы РН (не более 10%) или снижения грузоподъемности РН из-за уменьшения удельного импульса ]ЖРД (на 11 . . . 14 с), но и
для сокращения затрат (стоимости пуска РН на 10 . . . 15% при оптимальном выборе ЖРД).
Кислородно-метановые двигатели находятся практически на начальной стадии создания. Однако, учитывая их очевидные преимущества по сравнению с кислороднокеросиновыми двигателями применительно к использованию в составе многоразовых средств выведения (потенциально более высокую степень безаварийности, исключение саже- и коксообразования), целесообразно провести дополнительные исследования по обоснованию выбора между кислороднокеросиновым двигателем (типа РД-191 М) и кислородно-метановым (разработка КБХА).
На текущем этапе предпочтение отдается ЖР Д на кислородно-метановом топливе.
Для возвращаемого блока немаловажно также то, что удаление остатков криогенного метана (так же, как и кислорода) будет осуществляться за счет его естественного испарения еще на этапе спуска ВРБ. Это значительно упрощает и удешевляет эксплуатацию
изделия.
По мнению специалистов ЦНИИмаш выбор кислородно-метанового двигателя для применения в составе многоразовой первой ступени МРКС-1 является вполне обоснованным.

двигатель РД0162 разработки КБХА обладает технико-эксплуатационными характеристиками, определяющими соответствие метанового ЖР Д для применения на первых многоразовых ступенях перспективных космических РН, в том числе:

• в основу двигателя положен принцип умеренного уровня прочностной напряженности и исключения проблемных вопросов,
в связи с чем выбрано давление в камере сгорания на уровне 175 кгс/см2;

• выбранная схема позволяет реализовать необходимую мощность на валу ТНА при низких температурах газов перед турбинами
(315°С), что создает хорошие предпосылки для достижения требуемой долговечности и одновременно позволяет исключить для
окислительного газового тракта опасность возгорания элементов конструкции, поскольку температура газа значительно ниже порога возгорания конструкционной стали (~450°С);

• отсутствие конденсированных продуктов сгорания по линии восстановительного газа практически полностью исключает вопросы, связанные с сажеобразованием, что определяет простоту очистки магистралей двигателя от остатков топлива и продуктов сгорания послеполетного использования ЖРД;

• наличие избыточного запаса мощности на валу ТНА позволяет уверенно реализовывать форсированные режимы двигателя
(вплоть до 135% тяги) без превышения допустимого уровня температур газов перед турбинами.

Стоимость разработки и стоимость товарного (серийного) кислородно-керосинового ЖРД (типа РД-191М) на -40% выше, чем соответствующие показатели для кислородно-метанового ЖРД (типа РД0162).



Последний раз редактировалось Andreas 24 дек 2014, 23:20, всего редактировалось 6 раз(а).
"Всё будет так, как мы хотим. На случай разных бед, У нас есть пулемёт Максим, У них Максима нет"
Hilaire Belloc, "The Modern Traveller" (C)
Аватара пользователя
Andreas
 
Сообщения: 10965
Зарегистрирован: 22 май 2012, 16:31

Re: Современные и перспективные космические аппараты

Сообщение Andreas » 24 дек 2014, 21:19

Федеральное космическое агентство согласовало с Министерством обороны и направило в правительство концепцию развития средств выведения космических аппаратов на период до 2030 года, сообщил «Известиям» высокопоставленный источник в Роскосмосе. По его словам, концепция разработана по поручению Совбеза.

— Решение подготовить концепцию было принято тогда же, когда на Совбезе решался вопрос о прекращении работ по созданию ракеты-носителя «Русь», — рассказал собеседник в Роскосмосе. — От «Руси» отказались, потому что этот носитель функционально дублировал разрабатываемую у нас «Ангару», а делать две похожие ракеты — слишком дорогое удовольствие. Когда обсуждали, почему так получилось, выяснилось, что общей концепции по ракетам у нас нет. И нам поручили ее написать.

Сегодняшнее положение России на глобальном рынке космических запусков нельзя назвать плохим: доля наших ракет-носителей в этом бизнесе держится на уровне 35–40%. Относительно дешевые и надежные ракеты «Протон», «Союз» и «Зенит» плюс конверсионные «Рокот» и «Днепр» — всё это наследие советского ракетостроения образует замечательную линейку носителей различного класса, конкурировать с которой в плане цены крайне трудно кому бы то ни было. Но время не стоит на месте, в других странах разрабатывают новые семейства ракет, которые рано или поздно подвинут с пьедестала советские машины, превзойдя их в соотношении цена-надежность. Россия, в свою очередь, уже почти 20 лет разрабатывает свой перспективный носитель «Ангара», попутно модернизируя имеющиеся.

И «Ангара», и модернизированные «Союзы» в концепции упомянуты, но ничего нового про них не сказано: стартовый стол для «Союзов 2» планируется построить на новом российском космодроме «Восточный» к 2015 году, а первая «Ангара» должна стартовать с военного космодрома в Плесецке уже через год.

Далее, со слов представителя Роскосмоса, с использованием конструкторского и технологического задела по «Ангаре» планируется приступить к созданию ракеты-носителя сверхтяжелого класса, способного выводить на низкую околоземную орбиту (высотой около 200 км) полезную нагрузку массой до 70 т. Главная цель создания такой ракеты — осуществить к 2028 году полет пилотируемого корабля нового поколения к Луне. Хотя речь идет не только об этой миссии — ракету планируется также использовать для доставки непилотируемых космических аппаратов к астероидам и другим небесным телам.

Носитель, способный выводить на опорную орбиту до 70 т, станет самой мощной ракетой в мире, если иметь в виду те машины, которые используются и создаются в настоящее время. Так, строящийся американской корпорацией SpaceX тяжелый вариант ракеты Falcon (летные испытания назначены на 2013 год) будет способен доставлять на низкую орбиту до 53 т. Самый мощный носитель Европейского космического агентства Arian 5 может выводить до 21 т, что на 1 т меньше того, что выводит российский «Протон-М». Самый мощный вариант китайского семейства ракет Chang Zheng сможет выводить до 25 т.

По своей грузоподъемности российская ракета-супертяжеловес будет уступать только носителям прошлого столетия: советской «Энергии», выводившей до 105 т, и построенной Вернером фон Брауном американской Saturn 5 с рекордным показателем 140 т — на этой ракете стартовали экспедиции к Луне на кораблях Apollo.

В концепции сказано, что разработка ракеты-носителя сверхтяжелого класса планируется на 2021–2025 годы, а стартовый комплекс для нее будет создан на космодроме Восточный, который начинают сейчас строить в Амурской области.

— Создание носителя сверхтяжелого класса отнесено к приоритетным направлениям, обозначенным в концепции, — подчеркнул собеседник в Роскосмосе. — Вместе с этим проектом к приоритетным отнесено создание космических буксиров на основе электроракетных двигателей.

Положения концепции развития средств выведения лягут в основу соответствующего раздела Федеральной космической программы на 2016–2025 годы, говорит источник «Известий».

— Реализуемая технически и имеющая научный смысл задача заключается в создании базы на Луне, — считает научный руководитель Института научной политики Иван Моисеев. — Но к решению этой задачи, я считаю, можно подойти после 2040 года, не раньше. Раньше просто ресурсов для этого не хватит. Если руководство страны начнет форсировать решение этой задачи, кто-то стукнет кулаком по столу и строго скажет: «Обеспечьте мне Луну к такой-то дате!», получится, как у американцев: туда прилетим и улетим. И более ничего. А чтобы там остаться, это нужно уже за 2030 год заглядывать и строить там базу, которая будет служить задачам освоения космоса.

Разработчики проектов сверхтяжелых ракето-носителей:
ГКНПЦ имени Хруничева (РН "Амур", "Енисей", "Алдан")
РКК "Энергия (РН "Энергия-КВТ")
РКК "Энергия" и КБ "Южное" (РН "Содружество)







РН "Содружество" http://www.russianspaceweb.com/sodruzhestvo.html

РН "Союз" http://www.russianspaceweb.com/stk.html

РН "Энергия-К" http://www.russianspaceweb.com/energia5k.html
"Всё будет так, как мы хотим. На случай разных бед, У нас есть пулемёт Максим, У них Максима нет"
Hilaire Belloc, "The Modern Traveller" (C)
Аватара пользователя
Andreas
 
Сообщения: 10965
Зарегистрирован: 22 май 2012, 16:31

Re: Современные и перспективные космические аппараты

Сообщение Andreas » 24 дек 2014, 21:22

18.03.2014

По словам руководителя РКК "Энергия" В.Лопоты 1 триллион рублей планируется выделить на реализацию уже намеченного проекта, утвержденного еще в 2012 году, а именно покорения Луны космонавтами России к 2025 году. Отметим, что сумма в 1 триллион рублей это лишь только третья часть того, сколько готовы выделить на эти цели. Сообщается, что предоставленный триллион будет вложен в конструирование ракеты-носителя, которая будет обладать грузоподъемностью не менее, чем 90 тонн, а далее и в 120 тонн, и сможет поднять полезный груз в космос.

Роскосмос до настоящего времени не выдал заданий предприятиям. Тендер на постройку ракеты-носителя пока не был проведен. Тем не менее, некоторые компании все же уже занялись исследованиями по этому вопросу.

http://eer.ru/a/article/u146/18-03-2014/17282

СИМФЕРОПОЛЬ, 9 июня. /ИТАР-ТАСС/. В России ведется работа по созданию метановых ракетных двигателей для сверхтяжелых ракет-носителей. Об этом сообщил глава Роскосмоса Олег Остапенко в Таврическом национальном университете имени Вернадского.

Он напомнил, что в России ведутся работы по созданию тяжелой и сверхтяжелой ракет. По словам Остапенко, на первом этапе не будет создаваться ракета грузоподъемностью 120 тонн, так как для нее пока нет задач. "Мы сейчас ставим задачи до 80-85 тонн, этого пока достаточно для лунной программы", - пояснил он.

Остапенко отметил, что сверхтяжелая ракета будет модернизироваться "за счет замены двигателей, систем управления и так далее". На первом этапе создания ракеты двигатель будет работать на кислороде, керосине и водороде. В последующем планируется создать метановые двигатели, которые позволят ракете выводить на орбиту нагрузку до 190 тонн, рассказал Остапенко.

Предложение РКК «Энергия»

Одно из ведущих предприятий отрасли, специализирующееся на пилотируемых полетах, предложило достаточно консервативную концепцию сверхтяжелого носителя. Ракета РКК, условно названная «Энергия-5К», использует уже имеющиеся керосиновые двигатели семейства РД-170 и освоенный в прошлом для ракет «Зенит» диаметр баков 4,1 м. Лишь на третьей ступени предлагается установить для увеличения грузоподъемности водородные двигатели. По компоновке предложенная ракета напоминает масштабно увеличенную версию «Ангары-А5», т. е. она имеет одинаковый диаметр центрального и четырех боковых блоков. Компонуя по одному, три и пять таких модулей, можно будет получить ракеты-носители грузоподъемностью 16, 36 и 75 т соответственно. Установка водородной верхней ступени позволит поднять верхнюю планку полезной нагрузки до 93-95 т.

Несмотря на то, что предложенная ракета является технологически самым доступным вариантом для российской космической отрасли, она обладает важным недостатком. У «Энергии-5К» отсутствует потенциал для увеличения грузоподъемности на втором этапе модернизации.



Видение ЦНИИМаш и Роскосмоса

Предполагается широкое использование при создании ракеты технологий, разработанных для советской ракеты "Энергия". Это может означать как использование мощного водородного центрального блока, так и ракету из связки больших керосиновых модулей, сделанных по аналогии с ракетой "Зенит". Ракета-носитель первого этапа должна иметь грузоподъемность 80 тонн на низкую орбиту Земли при пуске с космодрома Восточный. Ракета второго этапа должна иметь грузоподъемность 100-160 тонн.

4 июня 2014 года первый заместитель руководителя ФКА Александр Николаевич Иванов на круглом столе МГУ и Роскосмоса упомянул, что диаметр центрального блока сверхтяжелой ракеты будет не менее 7 метров. Это может означать, что принято принципиальное решение использовать в ракете кислородно-водородные двигатели. Таким образом, проект очень сильно приближается к виду советской "Энергии" - по мнению некоторых специалистов, значительно сильнее, чем следовало бы.

После крымского интервью Остапенко проект сверхтяжелой ракеты первого этапа максимально приблизился к т. н. Энергии-80 или, иначе, Энергии-3 (слева на изображении ниже). Она предполагает использование большого кислородно-водородного центрального блока и трех керосиновых ускорителей в диаметре ракет "Зенит" (4,1 м). Увеличение количества ускорителей в два раза позволит поднять грузоподъемность до 120-130 тонн, как и предполагается на втором этапе. В дальнейшем же, если использовать метановые ускорители вместо керосиновых, массу полезной нагрузки можно поднять уже до упомянутых Остапенко 190 тонн.



Новости

В течение августа 2014 года в прессе публиковались выдержки из проекта Федеральной космической программы на 2016-2025 годы. На это десятилетие Роскосмос запросил из федерального бюджета 214,6 млрд рублей на разработку сверхтяжелой ракеты-носителя. Предполагается, что летные испытания носителя первого этапа начнутся только в 2028-2030 году, т. е. не в период действия следующей ФКП.

В октябре 2014 г. появилась неофициальная информация о том, что проектная масса перспективного космического корабля с кислородно-водородным разгонным блоком, который сможет совершить полет на орбиту Луны, составит 90 тонн. Грузоподъемность сверхтяжелой ракеты первого этапа должна быть не меньше, поскольку запуск на орбиту этой связки является ее основной задачей. С другой стороны, в последних предложениях по перспективным пилотируемым программам фигурируют миссии с использованием т. н. «многопусковой» схемы, т. е. выводящиеся в космос несколькими ракетами тяжелого класса «Ангара-А5» или, как для высадки на Луну, 1-2 ракетами грузоподъемностью 90 тонн. Носитель второго этапа грузоподъемностью более 120-130 тонн остается за горизонтом планирования. В связи с тем, что ключевая роль в будущей программе полетов к Луне, несомненно, достанется РКК «Энергия», можно предположить, что проект этой компании и будет принят за основу будущего носителя сверхтяжелого класса. В этом случае от второго этапа развития ракеты Роскосмос может отказаться – в конец концов, Федеральная космическая программа до 2025 года не предполагает завершения работ даже над 90-тонной ракетой.

23 октября Роскосмос выразил сомнения в том, насколько необходимо создание сверхтяжелой ракеты повышенной грузоподъемности. Начальник управления средств выведения и наземной инфраструктуры российского космического агентства Андрей Мазурин заявил в комментарии ТАСС: «Что касается носителя (грузоподъемностью) до 160 тонн, проработки начаты. Нужны технические предложения, в частности, облик, нужна глубина проработки, которая позволит экономически оценить этот проект и понять, нужен ли он вообще».

В комментарии газете «Известия» бывший директор РКК «Энергия» В. Лопота опроверг предположение о том, что Роскосмос склонен выбрать предложение корпорации по сверхтяжелой ракете-носителю. «Наши предложения не были услышаны», – заявил он. Согласно последнему и далеко не первому заявлению главы Роскосмоса Олега Остапенко, окончательный вариант проекта сверхтяжелой ракеты будет выбран до конца 2014 года.

12 декабря 2014 года глава РКЦ «Прогресс» Александр Кирилин признался, что его предприятие 15 декабря представит в Роскосмос аванпроект сверхтяжелого носителя грузоподъемностью до 90 тонн. По некоторым сведениям, именно РКЦ «Прогресс» может стать головным предприятием в проекте разработки сверхтяжелого носителя. 22 декабря замглавы ГКНПЦ им. Хруничева Александр Медведев в интервью «Российской газете» сказал, что его предприятие решило объединить усилия с РКЦ «Прогресс» в проекте сверхтяжелого носителя. Существуют также слухи, что ГКНПЦ займется разработкой разгонного блока. Проекты же самарского предприятия приведены выше.

15 декабря глава Роскосмоса Олег Остапенко пообещал определиться с обликом сверхтяжелой ракеты в январе 2015-го. Аналогичные (за исключением срока) заявления от него неоднократно появлялись начиная со второго месяца его работы на этом посту.

http://kosmolenta.com/index.php/new-tech/superheavy
"Всё будет так, как мы хотим. На случай разных бед, У нас есть пулемёт Максим, У них Максима нет"
Hilaire Belloc, "The Modern Traveller" (C)
Аватара пользователя
Andreas
 
Сообщения: 10965
Зарегистрирован: 22 май 2012, 16:31

Re: Современные и перспективные космические аппараты

Сообщение Andreas » 24 дек 2014, 22:03



http://forums.airbase.ru/2014/12/t86226 ... e.163.html


Проект двигателя РД-185 на метане и кислороде (для второй ступени ракето-носителя "Рикша-1", ГРЦ им.Макеева) - тяга 18 тс, давление в камере сгорания 150 кгс/кв.см, удельный импульс 378 с, высота 3,3 метра, диаметр 1,5 метра

Последний раз редактировалось Andreas 25 дек 2014, 20:59, всего редактировалось 1 раз.
"Всё будет так, как мы хотим. На случай разных бед, У нас есть пулемёт Максим, У них Максима нет"
Hilaire Belloc, "The Modern Traveller" (C)
Аватара пользователя
Andreas
 
Сообщения: 10965
Зарегистрирован: 22 май 2012, 16:31

Re: Современные и перспективные космические аппараты

Сообщение Andreas » 25 дек 2014, 00:22

Двигатели Европейского космического агентства с двумя ТНА

"Всё будет так, как мы хотим. На случай разных бед, У нас есть пулемёт Максим, У них Максима нет"
Hilaire Belloc, "The Modern Traveller" (C)
Аватара пользователя
Andreas
 
Сообщения: 10965
Зарегистрирован: 22 май 2012, 16:31

Re: Современные и перспективные космические аппараты

Сообщение Andreas » 25 дек 2014, 01:19

Результаты расчетов энергетических схем с дожиганием:

- схемы с дожиганием окислительного генераторного газа замыкаются при более высоком давлении в камере, так:
- для двигателя РД-192 при дожигании окислительного генераторного газа при тяге 207,8 тс достигается давление в камере 250 кг/см2 , при удельном импульсе в пустоте 356 с;
- для двигателя РД-192 при дожигании восстановительного генераторного газа достигается давление в камере 150 кг/см2 , при удельном импульсе в пустоте 356,5 с; при охлаждении камеры частью горючего и при охлаждении окислителем давление в камере 200 кг/см2, удельный импульс 358 с;
для двигателей с дожиганием восстановительного генераторного газа предел давления в камере определяется не энергетическими возможностями, а прочностными ограничениями, в данном случае для камеры двигателя РД-170 имеется ограничение по давлению на входе в рубашку охлаждения камеры равное 500 кгс/см2.

"Всё будет так, как мы хотим. На случай разных бед, У нас есть пулемёт Максим, У них Максима нет"
Hilaire Belloc, "The Modern Traveller" (C)
Аватара пользователя
Andreas
 
Сообщения: 10965
Зарегистрирован: 22 май 2012, 16:31

Re: Современные и перспективные космические аппараты

Сообщение Andreas » 25 дек 2014, 05:08

Южанин писал(а):То, что вы предлагали - соединенные в пару 1 и 2 ступень и затем объединенные в центральную ступень, на которой сверху сидит третья или полезная нагрузка (как на "Сатурне-5)

Я имею в виду набор из двух типов модулей:
- метановый модуль диаметром 5 метра, длиной 25 метров и стартовым весом 500 тонн, оснащенный топливными баками и ЖРД на метане и кислороде с тягой 900 тс, давлением в камере сгорания 300 кгс/кв.см, степенью расширения сопла 300:1 и удельным импульсом 4000 м/с;
- водородный модуль диаметром 5 метра, длиной 25 метров и стартовым весом 120 тонн, оснащенный топливными баками и ЖРД на водороде и кислороде с тягой 200 тс, давлением в камере сгорания 300 кгс/кв.см, степенью расширения телескопического сопла 300:1 на уровне моря и 1200 в вакууме, удельным импульсом соответственно 4500 и 4750 м/с.

Метановый и водородный модули последовательно связываются в один блок, несущий полезную нагрузку или полезную нагрузку и разгонный блок общим весом в 30 тонн. Несколько блоков связываются параллельно в ракето-носитель. Водородный модуль может самостоятельно выполнять функцию легкого ракето-носителя с полезной нагрузкой 5 тонн.

Конфигурации ракето-носителя:
- 1 водородный модуль первой ступени;
- 1 метановый модуль первой ступени, 1 водородный модуль второй ступени;
- 2 метановых модуля первой ступени, 2 водородных модуля второй ступени;
- 3 метановых модуля первой ступени, 3 водородных модуля второй ступени;
- 4 метановых модуля первой ступени, 4 водородных модуля второй ступени;
- 5 метановых модулей первой ступени, 5 водородных модулей второй ступени;
- 6 метановых модулей первой ступени, 6 водородных модулей второй ступени;
- 7 метановых модулей первой ступени, 7 водородных модулей второй ступени.

Предлагаемый набор из двух типов модулей дает возможность сформировать размерный ряд ракето-носителей со стартовым весом от 120 до 4550 тонн, способных вывести на низкую опорную орбиту полезную нагрузку в 5, 30, 60, 90, 120, 150, 180 и 210 тонн.

Согласно Концепции развития средств выведения космических аппаратов на период до 2030 года в Российской Федерации планируется разработать сверхтяжелый ракето-носитель для полетов на Луну и Марс. По оценке Роскосмоса общая стоимость проекта составит три триллиона рублей. Концептуальное решение сверхтяжелого ракето-носителя ляжет в основу соответствующего раздела Федеральной космической программы на 2016–2025 годы. Конкурс на выбор разработчика концептуального решения в 2015 году ещё не проведён.

Прошу считать данный пост заявкой на участие в конкурсе :D
Последний раз редактировалось Andreas 26 дек 2014, 06:51, всего редактировалось 9 раз(а).
"Всё будет так, как мы хотим. На случай разных бед, У нас есть пулемёт Максим, У них Максима нет"
Hilaire Belloc, "The Modern Traveller" (C)
Аватара пользователя
Andreas
 
Сообщения: 10965
Зарегистрирован: 22 май 2012, 16:31

Пред.След.

Вернуться в Новинки военной техники

Кто сейчас на конференции

Сейчас этот форум просматривают: нет зарегистрированных пользователей и гости: 2