Еще раз про перелив

Конечно, считали. У ЦиХ дважды был доклад на эту тему на Королевских чтениях. Если исходить из реалистичной схемы прямого перелива из ББ в ЦБ, то прирост массы ПГ где-то 2...2,5 т.

 

Что значит "прямой перелив"?

Только и непоредственно из ББ в ЦБ. ЦиХ рассматривал и более экзотические схемы, например перелив из одного ББ в ЦБ и в другой ББ, что приводило к попарному сбросу боковушек и росту грузоподъемности за счет появления еще одной ступени. Но поскольку этот вариант приводит к появлению еще одной зоны отчуждения, то считать его реалистичным нельзя

 

17-6062357-pereliv-varianty-dlya-paketa-tsikh.jpg @ files.balancer.ru [кеш]

РД-810

//  www.yuzhnoye.com

 

Двигатель РД810 предназначен для создания тяги и управления полетом первой ступени РН. Двигатель замкнутой схемы на базе отработанных технологий РН «Зенит».

Двигатель – однокамерный, двухрежимный, однократного включения, с турбонасосной системой подачи компонентов топлива.

Управление вектором тяги осуществляется поворотом двигателя в карданном подвесе, в двух взаимно перпендикулярных плоскостях.

Компоненты топлива в камере и газогенераторе воспламеняются с помощью пускового горючего.

Выполнен по схеме с дожиганием генераторного газа.

Рабочее тело турбины ТНА – окислительный газ, вырабатываемый в газогенераторе при сгорании основных компонентов топлива.

На базе двигателя РД810 возможно создание блочного двигателя тягой 800 тс, состоящего из четырех двигательных блоков РД810.

На данном этапе двигатель находится в разработке.

Тяга двигателя, кгс:

на Земле 191314

в пустоте 214639

Удельный импульс тяги, кгс·с/кг:

на Земле 299

в пустоте 335,5

 

Команда на запуск ДУ была подана в 16:00 ДМВ. Циклограмма работы УРМ-1 в составе бокового блока предусматривала выход двигателя на номинальный режим тяги в течение 4.3 сек, работу на номинальном режиме в течение 189 сек, затем в течение 7 сек – плавный переход на конечную ступень тяги (38% номинального давления в камере сгорания). На режиме конечной тяги двигатель функционировал 3 сек, после чего был произведен его останов. Общее время работы ДУ составило 203.4 сек.

 

Циклограмма работы блока первой ступени ракеты легкого класса представляет собой компромисс между минимизацией гравитационных потерь, требующей возможно более длительного функционирования ДУ на режиме номинальной тяги, и ограничением продольных перегрузок. Двигатель работает на номинальном режиме главной ступени тяги (ГСТ) до 140–185 сек полета РН, затем тяга начинает плавно дросселироваться в течение 70–25 сек, выходя на конечную ступень (КСТ), длящуюся примерно 8 сек. Затем подается команда на останов, после чего в течение 3 сек двигатель останавливается.

 

Надо отметить, что в ходе ОСИ 30 июля двигатель РД191 впервые работал в вертикальном положении в составе УРМ-1. Обычно при первых огневых испытаниях в баки тестируемого блока заправляется сравнительно небольшая порция компонентов топлива. В этот раз была уверенность в успехе, и баки УРМ-1 были заправлены полностью: бак окислителя – 83.242 м3 (примерно 95 т) жидкого кислорода, бак горючего – 40.952 м3 (около 34 т) керосина. В 17:15:26 московского времени была подана команда «Пуск»,в 17:15:31 из сопла показалось пламя, а в 17:19:22 двигатель закончил работу (команда «Останов по циклограмме»). Согласно имеющимся данным, УРМ-1 проработал 143.03 сек на главной ступени тяги (примерно 196 тс) и 16.5 сек на конечной ступени тяги (менее 70 тс). Остальное время РД-191 функционировал в режиме неглубокого дросселирования. Всего ОСИ-1 длились 232 сек. В ходе испытаний производилось качание камеры двигателя

 

Двигатель центрального блока носителя «АнгараА5» последовательно функционирует на нескольких режимах: номинальном, глубокого дросселирования (30%), конечной ступени тяги (38%), затем снова на номинальном и – в конце – на конечной ступени. Эта циклограмма, характеризующаяся наличием нескольких переходных режимов и большой длительностью работы (более 300 сек), является наиболее напряженной для ПГС ступени. Ее сложность обусловлена несколькими причинами.

Во первых, начальный участок работы на ГСТ обеспечивает все ту же минимизацию гравитационных потерь, а также запас тяговооруженности на случай отказа одного из двигателей для ухода ракеты со стартового
стола сразу после контакта подъема (КП).

Во вторых, длительное дросселирования центрального блока, начиная примерно с 40й секунды от КП, экономит на активном участке траектории первой ступени топливо, которое расходуется после отделения боковых блоков, когда центральный УРМ-1 работает в качестве второй ступени РН. Аналогичное решение использовано в американском носителе Delta IV Heavy.

В третьих, дросселирование двигателя центрального блока на данном участке полета позволяет ограничить величину максимального скоростного напора. Уменьшение тяги ДУ в конце работы второй ступени снижает значение максимальных продольных перегрузок. Заметим, что зачастую это ограничение является одним
из важнейших условий со стороны заказчиков коммерческих запусков (особенно это касается геостационарных спутников с очень «рыхлой» компоновкой и нежесткой конструкцией, чувствительной к высоким значениям ускорений). Таким образом, на ограничение перегрузок приходится идти несмотря на потери в энергетике носителя