Перспективные легкие РН

RKK Energia proposed to develop an ecologically safe, light-class launch vehicle Kvant based on proved and highly reliable elements that have been designed and manufactured at enterprises of the Russian Federation. These are:

oxygen-kerosene engines RD-120 used in LV Zenit, modified for the ground launch and installed on stage 1;

upper stage DM-SL currently used in Integrated Launch Vehicle Zenit-3SL and modified to serve as stage 2;

control system using high-frequency 3-axes gyrostabilized platform PV-300;

payload fairing used for upper stage DM on LV Proton.

Launch vehicle Kvant of a launch mass of 275 t (core diameter 3.9 m) based on these elements could deliver to a reference orbit 200 km high the following payloads:

from Plesetsk launch site - up to 4,7 t
from Svobodny launch site - up to 5,1t
from Tyuratam launch site - up to 5,2 t
from Sea Launch complex - up to 5,8 t
Since 1996, RKK Energia and associated enterprises carried out design studies on the feasibility of developing a light-class launch vehicle Kvant-1 capable to deliver spacecraft from 1.8 to 3.0 t in mass to low orbits of the artificial Earth satellite.
The two-stage launch vehicle Kvant-1 (core diameter 2.7 m) was designed to burn ecologically safe propellants, liquid oxygen-kerosene, and arranged like LV Kvant. In new stage 1 the Soyuz LV core stage manufacturing technology was used. In the capacity of stage 2 it was proposed to use upper stage blok LM. The stage 1 engine was derived from the available liquid-propellant engine RD-120. The Molnya LV stage 3 engine was used for stage 2. The Kvant LV flight control system was based on the Yamal spacecraft flight control system. LV Kvant-1 with a launch mass of 83 t is capable to deliver the following payloads to a reference orbit 200 km high:

from Plesetsk launch site - up to 1,75 t
from Tyuratam launch site - up to 1,8 t
from Sea Launch complex - up to 1,95 t

 

Основные характеристики РКН "Аврора-L.SK"

Стартовая масса 135 т

Масса полезной нагрузки

на эллиптической орбите (Нп/На=300/1500 км, i=80°) 1,5 т

Тяга двигателей ракеты-носителя

первой ступени, на Земле
- маршевый двигатель (НК-33) 154,05 тс

- рулевой двигатель (РД0110Р) 24,35 тс
второй ступени (11Д58М), в пустоте 8,0 тс

Рабочий запас топлива

первой ступени 108,0 т

второй ступени 11,3 т

Габариты РКН

длина 31,4 м
максимальный диаметр 3,7 м

 

NPO Yushnoye is to develop of Mayak satellite launch vehicles based on technologies used on the Tsiklon and the Zenit 2 booster. The Mayak launcher family will be powered by two or four NPO Energomash RD-120 engines, a second stage using one RD-120 and a third stage powered by a Yushnoye RD-8 (4 chambers) = RD-120 vernier 11D513. Mayak-12 will be able to place 1.7 tons into 500 km SSO with a first flight planned in about 2005. A longer Mayak-23 would be able to loft 3.0 tons into GTO.
Yushnoye says it is considering launch sites at Alcantara and at Overberg Test Range (South Africa).

___________Mayak-12___ Mayak-22____ Mayak-23
Stages_______2__________2__________ 3
Length (m)___33.4_______38.00______ 46.38
Diameter (m)_3.00_______3.90________3.90
Mass (t)_____130________250_________320

 

Отличительной особенностью этого семейства от известных проектов других фирм (EELV, "Ангара" и др.) является отсутствие для всех носителей общего базового блока первой ступени. Ракеты-носители разрабатываются на основе и в привязке к технологиям, освоенным при изготовлении ступеней ракет и ракет-носителей предшествующих разработок КБ "Южное". В носителях "Маяк" общими являются маршевые двигатели, системы авионики по некоторым вариантам, в целом верхняя ступень и стартовые ускорители. Первые ступени каждой серии носителей - это аналоги первых ступеней серийных ракет-носителей типа "Зенит", "Циклон" и др. Вторые ступени - новой разработки и рассматриваются в двух модификациях:

• с конструкцией топливного отсека тор + цилиндр - унифицированная ступень для всех вариантов ракет-носителей с базовым диаметром 3 и 3,9 м;

• с конструкцией топливного отсека цилиндр + цилиндр - для варианта ракеты-носителя сверхлегкого класса, диаметр миделя которой меньше 3 м, и возможных ее модификаций.

Вторая ступень РН выполняется с многократным включением маршевого двигателя, что обеспечивает разгон и межорбитальные переходы ступени.

Базовая концепция в отношении маршевых двигателей ступеней предполагает использование для всех вариантов РН всего двух его типов:

• двигателя РД-801 с уровнем тяги на Земле ~ 100... 120 тс - для первых ступеней РН (в зависимости от варианта РН 1, 2 или 4 шт.). Двигатель разрабатывается в КБ "Южное" на основе опыта создания собственных ЖРД и сопровождения в разработке и производстве многих образцов двигателей на ПО ЮМЗ, которые были спроектированы другими организациями;

• модификации двигателя РД-8 со второй ступени РН "Зенит", доработанного для новых условий применения (более плотная компоновка ДУ, многократное включение в условиях невесомости и др.).

В качестве компонентов топлива маршевых двигателей ступеней используется топливная пара жидкий кислород + керосин. С учетом того, что проект ориентирован на пуски со стартовых площадок, размещаемых на зарубежных космодромах, планируется применение в качестве горючего широко используемых во всем мире авиационных марок керосина.

 

The ULV-22 launch vehicle is a tandem two-stage rocket with an upper stage. The propellants are environment-friendly kerosene and liquid oxygen. The upper stage propellants are ethyl alcohol and oxygen.
LV stages will be manufactured and assembled at the Progress Plant of the TsSKB Design Bureau in Samara. The 202 t launch mass, two-stage ULV-22 with an upper stage is designed for indivudial or miltiple injection of commercial spacecraft into variously inclined low- or medium-altitude Earth orbits. LV can put at least 5.0 t payload into a low Earth orbit.
The first stage engine developed in Khimki by NPO Energomash is based on the RD-120 engine design used in the second stage of the Zenit launcher. The first stage steering chambers have been borrowed from the RD-107 engine used in the Soyuz first stage. Second stage engines indexed RD-0136 are being developed by the Voronezh Chemical Automatics Design Bureau (KB KhA) on the basis of RD-0124 engine designed for the third stage of Rus launch vehicle. The low-thrust, restartable upper stage engines are developed by the Engineering Science Research Institute of Nizhnyaya Salda on the basis of the 17D16 engine originally intended for the Buran space shuttle.
Launch Site
The proposed space launch site is to be located on Hammock Hill Island near Australia's east coast. The location of the island is very convenient, as there is only a fifty-meter-wide strait that separates Hammock Hill from the mainland. The co-ordinates of the proposed launch site are: 24° latitude south, 152° longitude east.

 

"Shin":

Ну да, еще, что интересно, по разным источникам масса ГО ST где 1500 кг, где 1700 кг. Причем 1500 было встречено только вот в этой развесовке, что приведена в статье. Взята она была из одного документа ЦСКБ к пуску "Метопа". В импортных источниках фигурирует 1700. Чего они туда приплюсовывают или где враньё - неизвестно.