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Raumfahrt => Konzepte und Perspektiven: Raumfahrt => Thema gestartet von: Gast-N am 18. November 2012, 11:08:46
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Um die Informationen zu russischen Raumfahrt übersichtlicher zu gestalten, möchte ich als Gast ein neues Thread eröffnen. Hier kommen ausschlieslich technische, technologische als auch Beiträge zu Triebwerken, Trägerraketen die hier im Forum keinen eigenen Thread haben.
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RD-175, Triebwerk mit 1000 Tonnen Schub
Auf einer Sitzung der russischen Raketenkonstrukeure im Sommer 2011, wurde beschlossen ein neues Triebwerk mit einen Schub von 1000 Tonne zu entwickeln. Die Entwicklung des RD-175 werde auf bstehenden Technologien basieren und im Unterschied zu RD-171 erhält er zwei Turboturbinen. Auf dem Bild sehen wir zwei unterschiedliche Brenkammern, es wäre also möglich Elemente von RD-181 und RD-191 zu implantieren.
(https://images.raumfahrer.net/up027696.jpg)
Die Arbeiten an den technische Anforderungen laufen von 2011 bis 2012 und haben einen Wert von rund 4,5 Millionen Rubel.
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NPO Energomasch Fahrplan
Auf der folgenden NPO Energomasch Dokumentation sehen wir die vorgesehnen Entwicklungen bis 2020. Schwerpunk ist die weitere Entwicklung des RD-191 (zweite Etappe) mit einen Volumen von über 6 Mrd Rubel, danach folgt die Entwicklung des RD-193 mit über 1 Mrd Rubel für die Sojus Trägerrakete.
Die Entwicklung der Acetam Technologie ist bis 2020 festgelegt und hat einen Wert von 555 Millionen Rubel.
(https://images.raumfahrer.net/up027687.jpg)
Bild & Quelle:
http://www.npoenergomash.ru/netcat_files/163/52/h_ede01f2e93ee5675c1fd71a2c40eb402
(http://www.npoenergomash.ru/netcat_files/163/52/h_ede01f2e93ee5675c1fd71a2c40eb402)
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Neuartiges Methantriebwerk
In einer Fachpublikation von В.И. Морозов, Е.Л. Заславский, Р.Ф. Морозов, Н.Н. Орлов, И.А. Смирнов, А.Г. Яковлев wurden die ersten Details einer neuen Methantechnologie für Beschleunigungsstufen publik.
Die Brennversuche des Demonstrationstriebwerks, mit neuartigen technologischen Lösungen, werden in kürze beginnen.
(https://images.raumfahrer.net/up027687.jpg)
Technische Daten :
Schub im Vakuum 7500 kg
Sp.Impuls – 385s
Die Werte sind erheblich höher als die Rekordleistung eines Methan Triebwerks, C5.86.1000-0 Nr2, aus dem Jahr 2010. Der brachte bei einer Schubleistung von 7500kg nur 370s und die Brennzeit betrug mehr als 1160 Sekunden.
Die Entwicklungen sind notwendig, da im Ggensatz zu Kerosin Beschleunigungsstufen und die damit verbundenen Problemen, erreichen wir mit einen Methan Triebwerken höhere Zuverlässigkeit als auch eine grössere Effektivität. Das liegt daran das die Triebwerke kompakter sind, haben ein kleines Gewicht und die Verbrennugsprozesse stabiler verlaufen als bei Kerosintriebwerken.
Die Arbeit dient auch der Vorbereitung für die PVLK (Mondlander) die auch Methantriebwere erhalten und ein ISP von rund 390s ist schon beträchtlich.
Bild &Quelle: Russische Publikation:
"Российские жидкостные ракетные двигатели на экологически чистых комПонентах тоПлива для разгонных блоков ракет-носителей."
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Wenn ich mich nicht irre hängt bei diesem Projekt doch auch die italienische ASI mit drin?
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Wenn ich mich nicht irre hängt bei diesem Projekt doch auch die italienische ASI mit drin?
Dazu habe ich auch Informationen, werde aber etwas später hier posten.
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IAC-2012 Neuigkeiten
Neben umfangreichen Informationen zu MRKN, habe schon zum Teil gepostet, wurden auch andere sehr interesante infos Publik. Dazu folgendes:
Es scheint, das NPO Energomasch beabsichtigt, einen weiteren Schritt nach nach vorn mit den Errungenschaften der letzten Jahre zu machen. Neben der Entwicklung des RD-175, ist es beabsichtigt die Schubleistung des Methan-Triebwerks RD-191M, die ua. für MRKN vorgesehen sind, auf 250 Tonnen zu erhöhen. Mit anderen Worten, die VRB statt 800 Tonnen Schubleistung, erhalten einen Startschub von 1000 Tonnen was die Leistung der MRKN erheblich steigert.
Weitere Entwicklungen betreffen die Modernisirung von RD-171M als auch RD-180.
(https://images.raumfahrer.net/up027670.jpg)
Quelle:IAC-2012/Lanista
Neben TEM, werden auch Konzepte mit Sonnenbaterien entwickelt. Das obere Bild von der RKK Energia Präsentation zeigt uns die mögliche Variante.
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Kbkha Neuigkeiten
Wenn ich mich nicht irre hängt bei diesem Projekt doch auch die italienische ASI mit drin?
Die Entwicklung des neuen russischen Methan-Triebwerks basiert auf seinen Vorgängermodell, jedoch mit neuartigen technologischen Lösungen. Dazu wurde die energetische Anlage im Versuchskomplex bei Kbkhaa mit der italienischen Seite(AVIO) neu entwickelt und im September auch erfolgreich getestet. Die autonome Brennversuche gehen noch bis 2012. Ab 2013 beginnen die ersten Versuche des Demonstrationstriebwerks wobei die AVIO den erforderlichen Mischkopf für das Triebwerk liefert.
Mit westeuropäischen Partner wurde in den Jahren 2002 bis 2005 in Rahmen des Wolga Projekts an Methan-Triebwerken geforscht und ab 2006 wird an den RD-0162 Triebwerk für die MRKN Trägerrakete gearbeitet. Ein weiterer Schwerpunkt ist die Entwicklung des RD-0162SD für Demostrationsflüge der VRB (MRKN) als auch für eine neue kleine Trägerrakete. Die folgende Tabelle gibt einen Überblick über die beiden Triebwerke.
(https://images.raumfahrer.net/up027686.jpg)
Quelle:Kbkha
Erfolgreich verliefen auch die Brennversuche bei RD-0146M Triebwerk.
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Treibstoffumverteilung während der aktiven Startphase
Eine sehr interessante Technologie, habe nur kurz erwäht, bei der wir die Nutzlast mit der gleichen Schubleistung bis 28% erhöhen, ist verbunden mit der Treibstoffumverteilung (PKT-russische Bezeichnung) zwischen den Raketenstufen in der Aufstiegsphase einer Trägerrakete. Besonders Trägerraketen mit Boostern wie Angara und teilweise auch MRKN sind dazu sehr gut geeignet.
Ziel der Technologie besteht besteht darin, bevor die Boostern abgesprengt werden, die zweite Stufe mit dem Treibstoff der Booster vollständigt auffüllen, von 90 bis 100%. Mit anderen Worten, bevor die Absprengung erfolgt, ist die zweite Stufe wieder fast vollständigt betank und das erhöht die Leistung der Trägerrakete bis max 30 %.
Die Technologie ist nicht neu, wurde in kleinen Umfang in Schuttle oder in Briz-M durchgeführt, aber eine vollständige PKT wurde noch nicht gemacht. Dazu gibt es auch russische Patente und sehr viele praktische Varianten. Wir haben sehr ausführliche Analysen durchgeführt und die Ergebnisse wurden 2011 auf dem Koroljow-Symposium präsentiert. Dazu das folgende Bild bezogen auf die URM und die genaue Beschreibung.
(http://img-fotki.yandex.ru/get/4701/44883456.119/0_65e7b_4352a85d_XL)
1. Basis: Trägerrakete mit 4 URM (BB) und 20 Tonen Nutzlast. ZS= Zentralstufe
2. Gleichzeitige Umverteilung von 4 BB zu ZS.
3. Umverteilung von 2BB zu 2BB, Die esten 2BB werden früher abgesprengt.
4. Umverteilung von nur 2BB zur ZS
5. Zunächst erfolgt die Umverteilung von 2BB zu 2BB, Absprengung der ersten beiden BB und die restlichen 2BB machen eine Umverteilung zu ZS. Eine komplexe aber die effektivste Variante.
Die Nutzlastangaben in Tonnen als auch der prozentuale Gewinn bedarf keine Übersetzung.
Auf dem Symposium hat И.А.Биркин(Birkin) von Chrunischew sehr ausführlich darüber berichtet, als auch mitgeteilt, das die Technologie bei Angara als auch bei MRKN zum Einsatz kommt. Dazu das Zitat:
Расчётами подтверждена возможность получения значительного эффекта от ПКТ. В частности, для РН с «пакетом» из 5 готовых универсальных ракетных модулей (без оптимизации их параметров) прирост массы ПГ в зависимости от варианта системы ПКТ составил от 8 до 28 %.
Bezogen auf eine Trägerrakete wie die Angara-5, je nach der PKT Varinte, erreichen wir eine Nutzlaststeigerung von 8 bis 28% und bei anderen Lösungen haben unsere Berechnungen gezeigt das wir Werte bis 30,5% erreichen.
Zum Thema PKT ist mein Bericht nur eine kurze Einführung und sämtliche Varianten als auch technologische Lösungen der Magistralen für die erforderlichen Treibstoffleitungen wären zu umfangreich um hier zu posten.
PKT = перелив компонентов топлива / Umverteilung von Treibstoff-Komponenten
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Energia Feststoffbooster mit 1050 Tonnen Schub
Die Entwicklung der Triebwerke für die Energia verlief nicht glatt und hatte auch ihre Tiefen und Höhen und stand sogar kurz vor der Aufgabe. Es wurden unterschiedliche Konzepte erarbeitet und die zweite Version der Triebwerke wurde innerhalb der Mauern der KB in Khimki geboren. Dies war die so genannte Klepikov Variante, I.A. Klepikov- Entwickler, sprach auf einer Sitzung mit der Idee der geviertelten, also vier separate Triebwerke zu einen zusammenzufügen, die natürlich auch ihre Gegner hatte. Nur durch Gluschko unbändige Härte wurde an der Geburt des RD-170 gehalten und in den schwarzen Tagen konnte er neue Lösungen finden.
Eine andere Variante an der sehr lange auch diskutiert wurde, war die Verwendung von Feststoffboostern für die Energia. Dazu wurde der Chefkonstrukteur von KB PO ISKRA, Lew Lawrow, für die Beurteilung der Machbarkeit der Triebwerke für die Enrgia berufen. Das war unsere beste Wahl, er war Entwickler der militärischen Feststoffraketen und sein Büro zeichnete sich durch Wagemut und Innovationskraft. Obwohl der Auftrag ungewöhlich war, nahm er sofort an und betrachtete als seine pesönliche Herausforderung. Es entstand ein technischer Projekt der Booster mit einen Schub von mehr als 1000 Tonnen als auch sämtlicher Etappen über 8 Jahre bis zur Fertigstellung.
Dieser einzigartiger Festtstoftriebwerk (mit 7 Segmenten) hatte folgende technische Daten:
Durchmesser - 3,6 Meter
Länge - 44,92 Meter
Konstruktionsmasse - 60 Tonnen
Treibstoffmasse - 460 Tonnen
Brenndauer - 138 Sekunden
Max. Brennkammerdruck - 68 at
Sp. Impuls - 263s
Schub - 1050 Tonnen
Mit der Fertigstellung des Projekts wurde auch an die technologischen Basis und die entsprechenden Materialien wie zB. Fiberglas gedacht. Das ganze natürlich mit hohen finanziellen Aufwand.
Der harte Kern um Gluschko hat sich aber letztendlich mit den wiederverwendbaren RD-170 durchgesetzt.
Quellennachweis:
W.Gubanow, Chefentwickler von Energia, Uragan und Vulkan Trägerraketn.
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Einstufige Trägerrakete bis 1,6 Tonnen Nutzlast
Trägerraketen für kleine Nutzlasten als auch für Nanosatelliten sind sehr aktuell, wie die jüngsten Meldungen aus Russland als auch die Entwicklung der Vega bezeugen.
Um die Effektivität des Trägers mittels Senkung der Strukturmasse zu erhöhen, bietet sich die Möglichkeit eine Einstufigerakete für kleine Nutzlasten zu schaffen. Von besonderen Bedeutung ist die Wahl des einzellnen Triebwerks mit der Option auf ein drei Komponententriebwerk, die in Zukunft zu erwarten sind.
Bei den umfangreichen Analysen, ohne auf Nuancen einzugehen, haben wir folgende Daten erhalten:
Startmasse - 140 Tonnen
Trockenmasse - 8,4 Tonnen
Treibstoffmasse - 131,36 Tonnen
Triebwerkschub - 210 Tonnen
Spez. Impuls - 337s
Korrekturtriebwerke - 4 x mit 7 Tonnen Schub
(https://images.raumfahrer.net/up027683.jpg)
Die obere Tabelle zeigt sehr anschaulich die energetische Möglichkeiten des Trägers. Wir haben ein sehr hohes Nutzlastspektrum von 155 kg bis 1640 kg für eine 200 km LEO Bahn.
Die untere Tabelle zeigt die energetische Daten mit einer ballistischen Pause von 622 bis 1389 Sekunden. Bei diesen Verfahren erreichen wir eine etwas höhere Nutzlast.
(https://images.raumfahrer.net/up027684.jpg)
Quelle: Raumfahrtsymposium, Moskau, 2012.
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Russische Verbundwerkstoffe
vom Westen beneidet. Unter dieser Überschrift ist ein interessanter Link über die russische Entwicklungen, wobei für Roskosmos als auch neue Technologien eines der Prioritäten in den laufenden Ausschreibungen sind.
(https://images.raumfahrer.net/up027523.jpg)
Bevor ich ev. hier näher eingehe, folgende Aspekte aus dem Artikel:
1) Die Fertigstellung eines Satelliten Paneel und der Montage der Endprodukte dauert weniger als drei Monate, im Westen fast ein Jahr.
2) Durch die Verwendung von Karbonmaterialien in der dritten Stufe von Proton-M, sank das Gesamtgewicht der Konstruktion um 1,5 Tonnen. Für die Raketenbauer ein Revolution, das sie um jedes Kilo kämpfen.
3) Nach den Worten des stellvertretenden Direktor Anatoly Khmelnitsky, entstehen jährlich über 170 Paneele die ausreichen um 20 Satelliten zu komplettieren. Die Europäische Corporation Astrium, die ähnliche Produkte baut, kann nur 5-7-Satelliten mit 200 Beschäftigten im Jahr komplettieren. In Russland machen die Arbeit nur 25 Menschen.
http://www.sdelanounas.ru/blogs/17063 (http://www.sdelanounas.ru/blogs/17063)
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Hallo, Gast-N
ich bin neu hier, verfolge dieses Forum mit viel Interesse aber schon über längere Zeit als "Leser " .
Ich habe mich extra hier angemeldet um mal etwas über den Beitrag über die russischen Verbundwerkstoffe loszuwerden.
Also, ich weiß nicht wie es den anderen Lesern hier geht, aber ich für meinen Teil glaube nicht an den Weihnachtsmann, und aus eigener Erfahrung schon gar nicht an eine derartige Effizienz russischer Technik!
Auch die anderen Beiträge über neue russische Raketen , Treibstoffe u.s.w. gehören
meiner Meinung nach in den Bereich Potemkinscher Dörfer.
Das glaube ich alles erst wenn es wirklich dazu kommt. :o
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Schließe mich da leider voll an. Russland produziert im Raumfahrtbereich eigentlich nichts anderes als Powerpoints und abstürzende Sonden.
Ich sehe ehrlich gesagt kein funktionierendes neues System irgendwelcher Art bei der krassen Korruption. Hab letzt im russischen Fernsehen gesehen, dass teile für Roskosmos in einer !!!Garage!!! gefertigt wurden um das Geld zu sparen und zu unterschlagen. Sorry aber bei solchen Vorgängen hoffe ich innigst dass da niemand ernsthaft versucht einen Nuklearreaktor in den Weltraum zu bringen. Ist aber auch nicht so wahrscheinlich, da das Geld wahrscheinlich wieder mal sonstwo versickert.
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Schließe mich da leider voll an. Russland produziert im Raumfahrtbereich eigentlich nichts anderes als Powerpoints und abstürzende Sonden.
:-X
Dazu sag ich mal lieber nix
Hab letzt im russischen Fernsehen gesehen, dass teile für Roskosmos in einer !!!Garage!!! gefertigt wurden um das Geld zu sparen und zu unterschlagen
Jo is passiert. Korruption ist natürlich ein großes Problem, aber die Tatsache dass derzeit relativ viel bekannt wird, spricht eben auch dafür, dass da aufgeräumt wird. Mal sehen wie das in zwei bis drei Jahren damit aussieht...
Ist aber auch nicht so wahrscheinlich, da das Geld wahrscheinlich wieder mal sonstwo versickert.
Und ob das wahrscheinlich ist.... das Problem in Russland ist ja weniger Geldmangel bzw -versickern. Das Problem ist eher dass man zu viel auf einmal will/wollte und darum für manche Sachen einfach ewig braucht.
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Das Problem ist eher dass man zu viel auf einmal will/wollte und darum für manche Sachen einfach ewig braucht.
Das ist leider echt so in Russland. Man arbeitet dort ja noch zum Großteil mit Technologien, die in der Sowjetzeit noch entwickelt wurden, siehe die ganzen Träger Proton, Rokot oder Zenit, geschweige denn von der Sojus. Aber eben diese Technologien, die z.T. auch sehr gefährlich sind (Treibstoffe von Proton etwa), zu ersetzen dauerte lange, weil man schnell viele Bereiche modernisieren wollte, aber dafür manchmal einfach das Kapital fehlte beziehungsweise man sich übernahm, so wie es etwa mit der Angara geschah. Na ja, hoffentlich kriegen die Jungs und Mädels dort endlich hin. :D
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Russland produziert im Raumfahrtbereich eigentlich nichts anderes als Powerpoints und abstürzende Sonden.
Es kann jeder glauben, und (von mir aus) auch sagen, was er will...
In einem Land, in dem eine Gruppe Pussy Riot (Muschi Krawall) als Kämpfer für die Freiheit
und Menschenrechte glorifiziert wird, ist die reale Einschätzungsmöglichkeit der breiten Menschenmassen
zur Lage in Russland kaum möglich.
Es gilt die Devise (frei nach Farm der Tiere): Jelzin war gut - Putin ist schlecht
Gut, dass das Russen anders sehe... (jedenfalls die, die ich kenne)
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Konkret ging es bei der Meldung von Gast-N ja um die Proton-M. Und die kann es meiner Meinung nach
in ihrer dreistufigen Variante, in Zuverlässigkeit und Effizienz (Nutzlastanteil) immer noch mit mancher modernen westlichen Rakete aufnehmen.
Die Stufen sind sehr leicht, wodurch der Nachteil der Treibstoffe wettgemacht wird.
Die Probleme entstehen hauptsächlich durch die Oberstufen Brise-M und Block-DM.
Mit einer Wasserstoff-Oberstufe und einen Startplatz am Äquator hätte eine Proton-M sicherlich
auch beim Satellitentransport in den GTO eine ähnliche Leistung wie die Ariane-V.
P.S.
Aber eben diese Technologien, die z.T. auch sehr gefährlich sind (Treibstoffe von Proton etwa)
Die Treibstoffe der Proton sind in Kasachstan nicht gefährlich, habe ich mir sagen lassen.
(Topic: Russische Raumfahrt) :-\
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Also, ich weiß nicht wie es den anderen Lesern hier geht, aber ich für meinen Teil glaube nicht an den Weihnachtsmann, und aus eigener Erfahrung schon gar nicht an eine derartige Effizienz russischer Technik!
Auch die anderen Beiträge über neue russische Raketen , Treibstoffe u.s.w. gehören
meiner Meinung nach in den Bereich Potemkinscher Dörfer.
Wahrscheinlich lebst du auf der Mondrückseite und ohne Verbindung zu unseren Planeten.
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Vielleicht sollte man das alles nur halbwegs realistisch einschätzen.
Die russische Raumfahrt befindet sich durchaus wegen Geldmangel in einem desolaten Zustand. Der Verlust von Phobos Grunt und die schlechte Zuverlässigkeit der Proton sind nicht gerade Glanzleistungen.
Außer kleinen Upgrades für Träger / Systeme die so seit vielen Jahrzehnten eingesetzt werden gab es eigentlich nichts neues.
Und daran können auch all die tollen Ankündigungen (und davon gab es viele in den letzten Jahrzehnten) nichts ändern.
Deswegen bin ich da erstmal skeptisch.....
Ich habe nichts gegen russische Technik, ohne sie würde niemand mehr zur ISS kommen.
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Nein, ich lebe sicher nicht auf der Mondrückseite. wäre aber nicht böse wenn es so wäre. Dann wäre ich nämlich der erste dort.
Aber zurück zum eigentlichen Thema:
Ich hatte das Glück vor ein paar Jahren bei der Fa. Dornier in Friedrichshafen eine Betriebsbesichtigung zu erleben.
Zu dieser Zeit wurden dort noch die Nutzlastverkleidungen der Ariane 5 hergestellt. ( inzw. wurde die Fertigung nach Frankreich verlagert )
1. Haben dort nicht 200 Mitarbeiter daran gearbeitet, sondern allenfalls 10 !
2. Handelt es sich hierbei um ein Bauteil mit absoluter und weltweit einzigartiger Leichtbauweise, welches meines Wissens noch nie versagt hat!
3. Wozu werden in Rußland 170 solcher Bauteile angefertigt? Für die paar Raketenstarts??
Ich habe mit meinem Beitrag lediglich gewisse Aussagen von Gast-N in Zweifel gezogen.
Seine Reaktion darauf spricht eigentlich Bände...
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Russland macht weltweit die meisten Starts pro Jahr. Muss man mehr sagen? ;)
Es gibt aktuell bei neuen Entwicklungen in Russland Probleme. Aber vom Konzept her ist doch MRKN oder Angara deutlich besser als das amerikanische SLS oder französische Ariane 6 Ideen...
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@Mcdivitt
Nimm mal ein bisschen Schärfe aus deinen Anklagen. Wir sind hier um möglichst viel Informationen aus den russischen Quellen zu bekommen, nicht um unsere mehr oder weniger berechtigten Vorurteile auszutauschen. Oder stehen Dir verlässlichere Informationen zur Verfügung ::)?
Zur Anzahl der Formteile - laut der Bilder im angegebenen Link handelt es sich bei der Produktion auch um Flugzeugteile, nicht ausschließlich um Raketenbestandteile. Außerdem ist nur von einer bestimmten Technologie die Rede. Bei Kompositmaterialien gibt es viele Wege die jeweils Weltspitze darstellen.
Die Besonderheit des Verfahrens dürfte in der Größe des Einzelelements liegen, das in einem Stück gesintert wird, dazu gab es mal bei der Einführung der Proton-M eine Presseinformation.
Zur Aufheiterung möchte ich auf die Verblüffende Farb-und Oberflächenähnlichkeit zu Trabant-Karosserieteilen hinweisen - die ja auch recht "leicht aber fest" waren.
Gruß
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Richtigstellung:
1) Ich habe die Worte des stellvertretenden Direktor Anatoly Khmelnitsky zitiert!
2) Im Link kann jeder nachlesen.
3) Der Vergleich auf meine sachlichen und mitunter aus erster Hand Beiträge und Informationen als ein Bereich Potemkinscher Dörfer, ist absolut hier im Forum nicht angebracht und hat mit einer anderen Meinung auch nichts zu tun.
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Also ich kann ja eine gewisse Skepssis gegen die russische Raumfahrt nachvollziehen aber dass hier der eine oder andre so polemisch Argumentiert find ich traurig.
Wenn man sich die jungste Vergangenheit Russlands und seiner Raumfahrt ansieht so kann man festellen, dass die kapital Lage und die Ausgaben für die Raumfahrt verknüpft sind, da waren nun mal nicht viel drin und hat auch zu so manchen Ausfällen geführt. Wenn man jedoch die Daten der Vergangenheit benutz und versucht sie zu interpolieren um eine Prognose für die Zukunft zu ziehen, so erligt man einem Trugschluss.
Mittlerweile fliessen deutlich mehr Geldmittel und der Focus der Politik hat sich stark auf die Raumfahrt gerichtet.
Jetzt hat Russland die Geldmittel, die politische Bereitschaft und das Know How.
Ganz ehrlich dennen Trau ich für die Zukunft mehr zu als uns, zumindest in der bemannten Raumfahrt.
Versteht mich nicht falsch das Know How haben wir zum großen Teil ja auch.
Eins kann man dieser Tage in Russland erkennen, denn da tut sich Einiges. Natürlich ist dort nciht Alles perfect aber sie investieren massiv in die Zukunft und schaffen sich und vor allem ihrer Jugend eine gute Perspektive.
Gast-N ich persönlich bin sehr dankbar für deine Beiträge in diesem Forum!
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Die Konkurenz der beiden großen Blöcke in der russischen Raumfahrindustrie, um Energija/Energomasch, ZSKB Progress auf der einen Seite und Khrunichev, KBKhA Woronesch usw. auf der anderen Seite, dürfte die
Zahl der bunten Ankündigungen neuer Technologien deutlich steigern.
Besonders Energija scheint in letzter Zeit zunehmend auf sich aufmerksam machen zu wollen.
"klappern gehört zum Handwerk" so muss man manches wahrscheinlich sehen.
Interessant ist aber trotzdem.
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Hallo allerseits,
bei aller Skeptik möchte ich Gast-N danken für die doch interessanten Informationen ,sozusagen aus erster Hand. Wo bekommt man sonst diese Einblicke . Mich macht es optimistisch für die Zukunft,betreffs der russischen Raumfahrt. Die Probleme wurden erkannt und werden angegangen.Das ist doch die Vorraussetzung für eine Weiterentwicklung.
Gruß
Siran
. . .und immer schön sachlich bleiben.
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Exaflops-Computer in Russland
Neben neuen Technologien für die Raumfahrt, jeder kann die Roskosmos Ausschreibungen auch lesen, ist die Entwicklung von Computertechnologien auch eine staatliche Priorität in Russland. Unter der Leitung von Rosatom wird an einen Exaflops-Computer für das Kernforschungszentrum in Sarow gearbeitet der in mehreren Etappen die vorgesehene Leistung bis 2020 erreichen wird. Die Gesamtkosten um die 45 Mrd Rubel als auch der Zeitrahmen bis 2020 ist mit den japanischen und chinesischen Entwicklungen identisch.
Nach den Worten von Akademiemitglied Radij Ilkajew gehört der Sarover Supercomputer zu den zehn mächtigsten der Welt und in naher Zukunft erreicht er bis zu 5-10 Petaflops. Die Herausforderung besteht darin bis 2018-20 die Leistung bis 1000 Petaflops zu erreichen. Für die weitere Entwicklungen von Waffensystemen, nukleare Simulation unterschiedlicher Art, als auch für Raumfahrttechnologien ist die weitere Entwicklung unumgänglich. Russland kann sich nicht leisten im Bereich der Supercomputer ins Hintertreffen geraten. R. Ilkajew fast wörtlich: "Wir müssen mit den amerikaner gleich gehen. Und diese Aufgabe ist machbar.
http://tasstelecom.ru/news/one/8328 (http://tasstelecom.ru/news/one/8328)
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Besonders Energija scheint in letzter Zeit zunehmend auf sich aufmerksam machen zu wollen.
RKK Energia ist gleich :
1) S.Koroljow
2) Sputnik-1
3) Wostok-1
4) Energia-Buran
nur einige Beispiele.
In der Zukunft ist die mit TEM-1 bis 25MW verbunden. Zur Zeit entstehen dort auch Konzepte der gesamten bemannten Marsinfrastruktur und die Aufgabe ist schon gewaltig.
Ob die RKK einen 70 Tonnen Träger bauen wird, entscheidet doch ROSKOSMOS erst nach der Ausschreibung und nicht die RKK Energia!!!
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Ob die RKK einen 70 Tonnen Träger bauen wird, entscheidet doch ROSKOSMOS erst nach der Ausschreibung und nicht die RKK Energia!!!
Und um Roskosmos zu überzeugen, beziehungsweise unter Druck zu setzen für Energia zu entscheiden, schadet ein bisschen PR nunmal nicht ;)
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Ob die RKK einen 70 Tonnen Träger bauen wird, entscheidet doch ROSKOSMOS erst nach der Ausschreibung und nicht die RKK Energia!!!
Und um Roskosmos zu überzeugen, beziehungsweise unter Druck zu setzen für Energia zu entscheiden, schadet ein bisschen PR nunmal nicht ;)
Ja, hilft aber wenig. Dazu folgendes:
RKK war fast absolut sicher (habe alle Dokumente) die diesjährige Ausschreibung für den PPTS Träger zu gewinnen, hat aber nichts genutzt.
Den MRKN Träger wollten auch andere bauen wie ZSKB und Makajew, der Auftraggeber hat sich nach umfangreichen Analysen für Chrunischew entschieden.
Möchte nur sagen das Effektivität, Kostenanalyse und andere signifikante Kriterien, die entscheidende Rolle für Roskosmos spielen, da er auch dem Geldgeber verantwortlich ist. Ja, und die Musik können alle machen und nur die Marschmusik einer.
Bei Acetamtechnologie das gleiche Bild, ohne deutliche Effektivität und Kostenreduzierung gebe es keine Entwicklung.
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Welche Rolle, oder überhaupt, spielt bei den Entscheidungen von ROSKOSMOS
die Standortfrage, also Auftragserteilung nach Regionen, Arbeitsplätze ... ?
Gerade gelesen...
Bei NovKos wird heute, 01.12., mitgeteilt, dass RKK eine Ausschreibung gegen Khrunichev
zur Produktion des NEM-1 gewonnen hat - Preis 15,15 Milliarden Rubel.
Obwohl Khrunichev 2 Milliarden Rubel "preiswerter" war, hat Energija gewonnen,
wegen der höheren "Qualifikation"...
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G.Raikunow und die russischen Schwerlastträger.
Zu den Perspektiven der russischen Raumfahrt als auch über die wichtigsten Entwicklungen, sprach in einen Interfax-AVN Interwiu TSIINMASCH Generaldirektor, Doktor der technischen Wissenschaften, Mitglied der Russischen Akademie der kosmonautik Gennadij Raikunow. Die Frage die in Zusammenhang mit der Entwicklung einer schwere Rakete in Russland steht, möchte ich hier fast wörtlich wiedergeben:
1) In der Raketenindustrie haben wir zwei Teams die eine Reihe von Vorschlägen in diesem Bereich haben. Die erste Gruppe ist Chrunichev mit dem Träger Angara-5 und der Weiterentwicklungen des Trägers als Amur-5 und Jenisej-5. Zunächst geht es um Nutzlasten von 70 und 100 Tonen als auch auf längere Sicht mehr als 100 Tonnen.
2) Die zweite Gruppe besteht aus RKK Energia und ZSKB Progress die daran arbeiten. Die Grundlage der Weiterentwicklung soll der abgesagte RUS-M Träger sein. Zur Zeit werden Varianten mit folgenden Triebwerken untersucht: RD-0163, RD-0146, RD-171, RD-180 und in der Zukunft kommt ein nuer O2/H2
Triebwerk (Weiterentwicklung des RD-0120).
3) Die fortschrittlichsten Lösungen basieren Heute auf Basis der Angara. Die ersten Starts der Weiterentwicklungen, die Schwerlastträger Amur-5 und Jenisej-5, sind von Wostotschny im Jahr 2028 geplant. Die Trägerraketen werden verwendet für Flüge zum Mond, Mars, die Lagrange-Punkte usw.
http://www.militarynews.ru/excl.asp?ex=148 (http://www.militarynews.ru/excl.asp?ex=148)
(https://images.raumfahrer.net/up027522.jpg)
Quelle: Roskosmos
Ohne auf Details einzugehen, der Träger Jenisej-5 mit über 5,3 % ist neben der Energia-K der effektivste Träger überhaupt der konzipiert wurde. In der ersten Variante mit 4 Booster erhalten wir 125 Tonnen und mit 2 Booster um die 70 Tonnen Nutzlast. Es ist schon etwas überraschend das Raikunow auch von Amur spricht, obwohl Jenisej die erforderlichen Nutzlasten abdecken kann. Ein Träger mit RD-175 ist erst nach 2035 vorgesehen.
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Energia Feststoffbooster mit 1050 Tonnen Schub
Eine andere Variante an der sehr lange auch diskutiert wurde, war die Verwendung von Feststoffboostern für die Energia. Dazu wurde der Chefkonstrukteur von KB PO ISKRA, Lew Lawrow, für die Beurteilung der Machbarkeit der Triebwerke für die Enrgia berufen. Es entstand ein technischer Projekt der Booster mit einen Schub von mehr als 1000 Tonnen als auch sämtlicher Etappen über 8 Jahre bis zur Fertigstellung.
Eine Frage an Gast-N: was ist aus der Feststoffrakete mit 1000 Tonnen Schub geworden ?
Gab es Prüfstandversuche ?
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Energia Feststoffbooster mit 1050 Tonnen Schub
Eine Frage an Gast-N: was ist aus der Feststoffrakete mit 1000 Tonnen Schub geworden ?
Gab es Prüfstandversuche ?
Nein, es wurde nur ein technisches Konzept ausgearbeitet und andere Projekte, wie ein Flüssigkeitstriebwerk mit 1500 Tonnen Schub für Gluschko Trägerrakete bis 250 Tonnen Nutzlast, wurden zugusten von Energia-Buran beendet. Die Diskusion über den Feststoffbooster ging aber sehr lange.
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Noch etwas Abseits der Raumfahrt
Für die magnetische Rekordleistung von mehr als 100 Tesla, dass ist 2 Millionen Mal stärker als die magnetisches Feld-Induktion der Erde, haben amerikanische Physikern unter der Leitung von Chuck Mielke in Los Alamos russische Nanocomposite Materialien verwendet.
Bei sehr hohen Kraftfeldern können Wissenschaftler das Phänomen vom dem Verhalten der Stoffe unter den Bedingungen der extremen hohen Magnetfeldern bis zu Quanten-Phasenübergänge in Festkörpern erforschen. Darüber hinaus kann der Supermagnet als ein Rastertunnelmikroskop mit Nanometer- Auflösung verwendet werden.
Russische Forscher haben auch Materialien entwickelt, wo wir in einen Abschnitt von 4x6mm mehr als 450 Millionen Fasern mit einem Durchmesser von weniger als 10 Nanometer finden. Die Stärke überschreitet die Stärke des Stahls und die elektrische Leitfähigkeit ist nahe bei dem von Kupfer.
http://www.atomic-energy.ru/news/2012/04/03/32414 (http://www.atomic-energy.ru/news/2012/04/03/32414)
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Laserzündung
Möchte noch eine freie Publikation mit technischen Daten der Laser die für die Raketenzündung verwendet werden hier präsentieren.
(https://images.raumfahrer.net/up027681.jpg)
Die Laserzündung, wobei die ersten Arbeiten im Keldysch Zentrum 2002 begannen, ist für folgende Treibstoffe möglich:
1) Triebwerke mit kleinen Schub die mit O2/Ethanol und O2/Kerosin arbeiten.
2) Triebwerke die mit H2/O2 und Methan/O2 arbeiten.
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Neue Beschleunigungsstufe für Proton-M
Aus aktuellen Anlass mit Problemen an der Briz-M Stufe, möchte hier Informationen zu den Arbeiten an der neuer Beschleunigunsstufe hier posten.
In OAO Krasmasch gehen seit 2009 intensive Arbeiten an einen neuen multifunktionalen hocheffizienten 11D58МF Triebwerk für Beschleunigungsstufen. Abschluss der Boden-Test und die Flugerprobung des Antrieb sind für das Jahr 2015 geplant. In diesem Jahr begannen die ersten Tests bei RKK Energija und im Forschungszentrum Keldysch. Die Stufe ist Proton-M, Zenit-3SL, Angara-5 und für Sojus-2.1b vorgesehen. Da einige Daten sind mir auch zum Posten frei Verfügbar, komme ich später noch darauf.
Nach den technischen Daten kann heute weltweit keine andere Beschleunigungsstufe mit der Entwicklung konkurieren.
Quellennachweis:
W.A.Kolmykow, Generaldirektor der OAO Krasmash,
Fachpublikationen von D. Lupjak, W.Lakeew- RKK Energia
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Technische Prüfung des RD-171M
Am 12. Dezember 2012 fand in NPO Energomasch ein technologischer Test des RD-171M Triebwerks. Während des Tests arbeitete der Motor über alle geplante Programme die auch vollständig umgesetzt wurden.
In der nächsten Zeit wird das Triebwerk an einen Kunden ausgeliefert.
http://www.npoenergomash.ru/about/news/news2_834.html (http://www.npoenergomash.ru/about/news/news2_834.html)
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Neue Kompositmaterialien für die Raumfahrt
Dazu noch eine andere Meldung.
Auf einen Innovationsforum hat der Direktor des Unternehmens Kompozit Leonid Melamed geäußert, das die Kosten für die Kompositmaterialien in den nächsten zehn Jahren können sich bis zu dreimal senken.
http://ria.ru/nano_news/20121101/908558692.html (http://ria.ru/nano_news/20121101/908558692.html)
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Ich denke, Faserverbund dürfte vor allem bei wiederverwendbaren Konzepten Sinn machen.
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Ich denke, Faserverbund dürfte vor allem bei wiederverwendbaren Konzepten Sinn machen.
In der Raumfahrt geht es um die Senkung der Kosten, und die Startmasse steht im direkten Zusammenhang. Die Verwendung bei Proton führte zur Senkung der Masse in der oberen Stufe um mehr als 1000 kg, habe gepostet. Kompositmaterialien als auch Nanotechnologie werden die Raumfahrt erheblich effizienter und kostengünstiger machen.
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In der Raumfahrt geht es um die Senkung der Kosten, und die Startmasse steht im direkten Zusammenhang.
Dieser Weg ist aber nur eine Möglichkeit. Wie tobi sagte, kann man mit der gewonnenen Masse über zwei Wege die Kosten senken. Durch höhere Nutzlast, wie Du es sagst, oder eben durch Integration von Wiederverwendbarkeit aber Beibehaltung der Nutzlast.
Das beide Wege versucht werden, steht außer Frage. Welcher erfolgreicher wird, muss sich zeigen.
Gruß, Klaus
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Ja, das ist richtig.
Wiederverwendbarkeit ist ein komplexes Thema an der gearbeitet wird. Dazu gibt es auch keine Alternative wie auch die Nanotechnologie. Dadurch können wir die Startmasse eines TEM bis zu 30% senken und er selbst kann bis zu 15 Jahren als eine wiederverwendbare Beschleunigunsstufe im Orbit fungieren.
Es werden aber auch sehr kostengünstige Beschleunigungsstufen für kleine Nutzlasten mit solarzelen und elektrischen Triebwerken entwickelt.
Ja, und MRKN ist ein Thema für sich. Zu Beginn der Entwicklung wurde von einer Senkung der Kosten um die 50 % gesprochen. Wir müssen aber ausgehen, das eine Senkung der Kosten von rund 30% sehr real sind (neuste Roskosmos Infos). Bezogen auf eine 20 Jährige Arbeit mit nur 25 Jährlichen Starts (Analyse von Gast-N), erhalten wir eine erhebliche Kostensenkung die mit keinen Träger vergleichbar sein wird. Die MRKN werden auch von Plessezk starten und eines Tages die Angara ablösen. Wahrscheinlich das erst um 2070 vollständige wiederverwendbare Trägerraketen erscheinen. Die Vorarbeit wird heute bei NPO Energomasch mit dem Programm Triebwerk 2100 gemacht.
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Mein Gedanke war, dass sich die höheren Kosten von Faserverbundmaterialien bei einem wiederverwendbaren Konzept mehr Sinn machen könnten.
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Mein Gedanke war, dass sich die höheren Kosten von Faserverbundmaterialien bei einem wiederverwendbaren Konzept mehr Sinn machen könnten.
Sind die wirklich höher als die Kosten für genau so leichte Legierungen? Bin ich mir gerade gar nicht mal sicher. Und wenn sich die Masse dadurch noch senken lässt gewinnt man in jedem Fall.
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Mein Gedanke war, dass sich die höheren Kosten von Faserverbundmaterialien bei einem wiederverwendbaren Konzept mehr Sinn machen könnten.
Nur, bei Roskosmos laufen umfangreiche Ausschreibungen für Kompositmaterialien für fast alle Triebwerke, Beschleunigungsstufen, Treibstofftanks und Trägerraketen. Dazu werde ich morgen sehr umfangreich posten.
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Ausschreibung für Kompositmaterialien, Teil 1
Entwicklung von Kohlenstoff basierenden hochfesten Produkten als auch Epoxid Bindemittel für Beschleunigungsstufen, Satellitenplattformen und Treibstofftanks.
Chiffre: Sakor, Zeitraum: 2011-2013, Auftragswert: 168,4 Millionen Rubel
http://www.roscosmos.ru/main.php?id=15&did=1286 (http://www.roscosmos.ru/main.php?id=15&did=1286)
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Ausschreibung für Kompositmaterialien, Teil 2
Erstellen von Grundelementen für Beschleunigungsstufen und Antriebssysteme der neuen Generation
aus perspektivischen Konstruktions- und Kompositmaterialien.
Chiffre: Katschestwo, Zeitraum: 2011-2013, Auftragswert: 270 Millionen Rubel
Hier die Roskosmos Dokumentation für alle interessierten:
2. Цель и задачи ОКР
2.1. Цель работы:
Создание опытного образца камеры сгорания ЖРД (срок выполнения - 2012 г.) и опытных образцов базовых элементов и узлов для демонстратора ЖРД на основе неметаллических композиционных материалов (КМ), подготовка предложений.
Проведение работ по внедрению КМ в опытные образцы базовых элементов перспективных двигательных установок (ДУ) на базе двигателей типа 14Д23, РД0124А, РД191.
2.2. Задачи ОКР:
2.2.1. Изготовление и испытания опытного образца камеры сгорания ЖРД из КМ, проведение дефектации.
2.2.2. Разработка рекомендаций по внедрению камер сгорания ЖРД из КМ в двигательные установки типа 14Д23, РД0124А, РД191, РД0146, ЖРДМТ.
2.2.3. Разработка КД, изготовление и испытания опытных образцов базовых элементов из КМ для демонстратора ЖРД. Разработка и изготовление технологической оснастки на опытные образцы базовых элементов из КМ для демонстратора ЖРД.
2.2.4. Разработка КД и сборка опытных образцов узлов из КМ для демонстратора ЖРД. Проведение испытаний опытных образцов узлов из КМ для демонстратора ЖРД.
2.2.5. Разработка КД и сборка демонстратора ЖРД из опытных образцов базовых элементов и узлов из КМ.
2.2.6. Анализ условий работы базовых элементов и узлов перспективных ДУ. Разработка требований к конструкции, технологии изготовления опытных образцов базовых элементов и узлов перспективных ДУ, в том числе на технологическую оснастку.
2.2.7. Разработка КД, изготовление, испытания моделей сопел из КМ перспективных ДУ. Анализ результатов испытаний.
2.2.8. Разработка КД, изготовление и испытания моделей базовых элементов и узлов из КМ перспективных ДУ. Разработка и изготовление технологической оснастки для изготовления моделей базовых элементов и узлов из КМ перспективных ДУ. Анализ результатов испытаний.
2.2.9. Разработка предложений по созданию на основе опытных образцов базовых элементов из КМ двигательных установок нового поколения на базе двигателей типа 14Д23, РД0124А, РД191, РД0146.
2.2.10. Обобщение результатов работ по теме за 2011-2013 годы.
3. Тактико-технические требования.
3.1. Состав базовых элементов и узлов из КМ и технологической оснастки для их изготовления.
3.1.1. Опытный образец камеры сгорания из КМ.
3.1.2. В состав узлов из КМ для демонстратора ЖРД должны входить:
- система хранения компонентов топлива;
- ЖРД.
3.1.3. В состав базовых элементов из КМ для демонстратора ЖРД должны входить:
в части системы хранения компонентов топлива:
o бак окислителя;
o бак горючего;
o трубопроводы подачи и слива компонентов;
o баллоны наддува;
o ферма крепления элементов системы хранения компонентов топлива.
в части ЖРД:
o камера сгорания;
o стационарный сопловой насадок радиационного охлаждения;
o сдвижной сопловой насадок радиационного охлаждения;
o тепловая защита соплового насадка;
o система раздвижки сопел;
o силовая рама ЖРД;
o радиационный экран;
o силовые тяги крепления радиационного экрана;
o газоводы и другие высокотемпературные элементы проточного тракта.
3.1.4. В состав опытных образцов базовых элементов перспективных ДУ должны входить:
в части ЖРД 14Д23 (РД 0124А):
o сопловой насадок;
o тепловая изоляция;
o рама;
o донный экран.
в части ЖРД РД191:
o сопловой насадок;
o тепловая изоляция;
o рама.
3.1.5. В состав технологической оснастки для изготовления опытных образцов базовых элементов и узлов из КМ должны входить:
в части камеры сгорания:
o оправка для цилиндра камеры;
o оправка для высокотемпературной обработки (ВТО);
o приспособление для опрессовки камеры;
o копир для мехобработки цилиндра камеры и вкладыша.
в части сопел и сопловых насадков:
o шаблон для раскроя детали «Лепесток»;
o оправка для изготовления углепластиковой заготовки;
o резиновый мешок для опрессовки;
o гидровакуумная камера;
o оправка для ВТО;
o автоклав для ВТО;
o приспособление для механической обработки и сборки;
o шаблон для контроля наружного профиля;
o копир для проточки наружного профиля
o сушильный шкаф.
в части баков и баллонов:
o лейнер;
o вал для вращения лейнера;
o намоточный станок;
o цапфа приводная;
o цапфа опорная;
o ложемент и приспособление для межоперационной транспортировки;
o бронебокс для испытаний;
o сушильный шкаф.
в части ферм, рам, силовых элементов и радиационных экранов:
o оправка для силовых труб;
o матрица для малого пояса;
o матрица соединителя большого пояса;
o матрица накладки большого пояса;
o матрица накладки малого пояса;
o оправка для профиля рамы;
o стапель сборки;
o оправка для конуса;
o оправка для отражателя;
o оправка для тяги.
в части тепловой изоляции:
o шаблон для раскройки;
o шаблон для контроля наружного профиля;
o приспособление для опресовки;
o сушильный шкаф.
3.2. Требования по назначению.
3.2.1. Общие требования к базовым элементам и узлам из КМ, в том числе на опытный образец камеры сгорания ЖРД, для демонстратора ЖРД и перспективных ДУ.
3.2.1.1. Базовые элементы и узлы из КМ предназначены для отработки и подтверждения эффективности комплексного применения неметаллических КМ в РБ и ДУ при решении задач доставки космических аппаратов (полезной нагрузки) на орбиту.
3.2.1.2. Базовые элементы и узлы из КМ и реализованный комплекс технических решений при изготовлении базовых элементов и узлов из КМ должны обеспечить внедрение КМ для создания конкурентоспособных передовых образцов ДУ перспективных и модернизируемых СВ, РБ и СМТ.
3.2.1.3. Базовые элементы и узлы из КМ и комплекс технических решений должны обеспечить повышение энергомассовых характеристик ДУ и уменьшение стоимости доставки полезной нагрузки.
3.2.1.4. При выполнении ОКР должны быть представлены технико-экономические оценки создания и отработки вариантов базовых элементов и узлов из неметаллических КМ перспективных двигательных установок на базе двигателей 14Д23, РД0124А, РД191, включая оценки затрат на этапах проектирования, отработки и эксплуатации.
3.2.1.5. Применение и внедрение КМ должно обеспечивать сокращение номенклатуры элементов конструкции различных типов ДУ.
3.2.2. Требования к моделям и опытным образцам базовых элементов и узлов из КМ.
3.2.2.1. Модели базовых элементов и узлов из КМ должны быть изготовлены в обоснованных габаритах из конструкционных композиционных материалов, обеспечивающие выбор и отработку технологии изготовления, пакетов и видов материалов основы и покрытий для всех условий эксплуатации. Результаты испытаний моделей должны быть учтены при разработке проектно-конструкторской и технологической документации на опытные образцы из КМ.
3.2.2.2. Опытные образцы базовых элементов и узлов из КМ должны быть изготовлены в обоснованных габаритах из конструкционных композиционных материалов для проведения их функциональных, в т.ч. огневых испытаний, обеспечивающие перенос результатов на условия эксплуатации полноразмерных базовых элементов и узлов (баки, фермы, рамы, сопла, НРО, камеры сгорания, экраны радиационной защиты). При этом должно быть разработано и изготовлено испытательное оборудование, позволяющее имитировать основные виды нагружения конструкции в процессе эксплуатации и регистрировать термонапряженные характеристики в опытных образцах из КМ. Должны быть разработаны методические основы экспериментальных исследований и проектных расчетов.
3.2.3. Требования по энергомассовым характеристикам:
Выигрыш в массе базовых элементов и узлов ДУ РБ и КА из перспективных неметаллических композиционных материалов по сравнению с металлическими аналогами должен составлять не менее:
- для системы хранения (баков) компонент топлива, % 35
- для ферм и рам из композиционных материалов, % 40
- для стационарных сопел и НРО, % 40
- для камер сгорания, % 40
- для экранов радиационной защиты, % 20
Увеличение удельного импульса тяги ДУ из КМ по сравнению с традиционными аналогами и должно составлять не менее:
- для сдвижных НРО (с учетом весового эквивалента), % 2
- при интеграции экранов радиационной защиты с донными элементами ДУ, % 1
Удельный импульс тяги ДУ с элементами из КМ и металлическими аналогами должен определяться по Межотраслевой методике определения удельного импульса тяги ЖРД.
3.2.4. Требования по характеристикам неметаллических композиционных материалов:
3.2.4.1. Требования по классам материалов:
В качестве КМ для базовых элементов и узлов из КМ должны быть использованы: углерод-углеродные (УУКМ), углерод-керамические (УККМ) КМ, а также углепластики (УП) и КМ с высокотемпературными связками:
- для системы хранения (баков) компонент топлива – армированные пластики, в том числе углепластики и органопластики;
- для ферм и силовых рам – углепластики, стеклопластики, УУКМ;
- для сопел и НРО – УУКМ, в том числе с антиокислительными и герметизирующими покрытиями, УККМ, в том числе с комбинированными матрицами;
- для камер сгорания – УККМ, в том числе с комбинированными матрицами;
- для экранов радиационной защиты – углепластики, стеклопластики с высокотемпературными связующими, низкоплотные УККМ.
3.2.4.2. Требования по функциональным характеристикам КМ.
Границы диапазона изменения характеристик КМ, указанные в настоящем пункте, уточняются до проведения испытаний моделей базовых элементов и узлов из КМ.
3.2.4.2.1. КМ для системы хранения (баков) компонент топлива:
- снижение суммарного коэффициента массового совершенства (α-конструкции) по всем элементам не более, % 15;
- плотность ρ не более, г/см3:
углепластик 1,6
стеклопластик 2,3
органопластик 1,5
боропластик 2,1
- удельная жесткость не более:
углепластик 9100
стеклопластик 1600
органопластик 7500
боропластик 8000
- удельная прочность не более:
углепластик 1650
стеклопластик 410
органопластик 2750
боропластик 1750
3.2.4.2.2. КМ для ферм и силовых рам:
- плотность, удельная жесткость и удельная прочность для углепластиков и стеклопластиков согласно п.
3.2.4.2.1;
- плотность УУКМ ρ не более, г/см3 1,7
- удельная жесткость для УУКМ не более: 12000
- удельная прочность для УУКМ не более: 270
3.2.4.2.3. КМ для сопел и сопловых насадков:
- разрушение (унос) КМ при химическом взаимодействии окислительного газового потока за полное время работы должен составлять не более, мм 1,5
- плотность, удельная жесткость и удельная прочность для УУКМ согласно п. 3.2.4.2.2;
- плотность УККМ ρ не более, г/см3 2,1
- удельная жесткость для УККМ не более: 3600
- удельная прочность для УККМ не более: 170
3.2.4.2.4. КМ для камер сгорания:
- разрушение (унос) КМ при химическом взаимодействии окислительного газового потока за полное время работы должен составлять не более, мм 1,0
- плотность, удельная жесткость и удельная прочность для УККМ согласно п. 3.2.4.2.3;
3.2.4.2.5. КМ для экранов радиационной защиты:
- плотность, удельная жесткость и удельная прочность для углепластиков и стеклопластиков согласно п. 3.2.4.2.1;
3.2.5. Требования к технологии изготовления базовых элементов и узлов из КМ
3.2.5.1. Технологический процесс изготовления моделей и опытных образцов базовых элементов и узлов должен включать использование освоенного и действующего на предприятии-изготовителе производственного оборудования.
3.2.5.2. Конструкторская и технологическая документация, применяемые при изготовлении изделий и технологической оснастки, должны пройти входной контроль на соответствие требованиям и возможностям производственного и технологического оборудования и храниться в условиях, предусмотренных нормативными документами.
3.2.5.3. Состав операций технологического процесса должен устанавливаться на этапе разработки и корректировки конструкторской и технологической документации на модели и опытные образцы базовых элементов и узлов из КМ.
3.2.5.4. Технологический процесс изготовления моделей и опытных образцов из КМ должен обеспечивать требования к изделию и материалам (п.п. 3.2.4, 3.5 ТЗ).
3.2.5.5. Рабочие должны быть аттестованы на право выполнения соответствующих технологических операций.
3.2.5.6. Работы по изготовлению изделия производить при температуре воздуха в цехе — (25±10)0С и относительной влажности не более 80 % с отметкой в журнале БТК не менее одного раза в смену. Измерения проводить гигрометром психрометрическим или психрометром аспирационным. Допускается использовать измеритель влажности и температуры.
3.2.5.7. Готовая продукция предъявляется на приемку БТК после проверки ее мастером.
3.2.5.8. Для сбора отходов материалов должны быть установлены емкости.
3.2.5.9. Изделие изготавливать из одной партии материала.
3.2.5.10. Все средства измерений должны быть поверены (калиброваны) и иметь действующие сроки годности.
3.2.5.11. Все легковоспламеняющиеся жидкости должны храниться в герметично закрытой таре (алюминиевой) под вытяжной вентиляцией.
3.2.5.12. Помещение должно иметь искусственное и естественное освещение, отопление, вытяжную и приточную вентиляцию.
3.2.5.13. Перенос изделия осуществлять в х/б перчатках.
3.2.5.14. В случае производственной необходимости допускается по решению технолога изменять порядок выполнения операций (переходов) технологического процесса.
3.2.5.15. Межоперационное хранение изделия проводить на оправке или подставке цехового изготовления, при этом изделие должно быть зачехлено пленкой полиэтиленовой.
3.2.6. Требования к технологической оснастке для изготовления базовых элементов и узлов из КМ.
3.2.6.1. При изготовлении изделий применять технологическую оснастку и оборудование, на которые есть техническая документация, подтверждающая их пригодность. Срок перепроверки устанавливает предприятие-изготовитель технологической оснастки в зависимости от степени её износа в соответствии с действующей документацией
3.2.6.2. Технологическая оснастка, используемая в процессе изготовления изделия, должна быть маркирована, принята ОТК и допущена к работе.
3.2.6.3. Технологическая оснастка должна быть легко собираема и разбираема, в том числе при изготовлении изделий.
3.2.6.4. Технологическая оснастка для изготовления опытных образцов базовых элементов и узлов должна быть максимально универсальной (по возможности) и обеспечивать изготовление натурных изделий с минимальными доработками технологической оснастки.
3.2.6.5. Все средства измерений должны быть поверены (калиброваны) и иметь действующие сроки годности.
3.2.6.6. Допускается применение средств измерений, отличающихся от указанных в технологической документации по типу, пределу измерений, обозначению НД и классу точности при условии, что их погрешность не превышает погрешности средств измерений, заложенных в технологической документации.
3.2.6.7. Дефекты оснастки, подлежащие каким-либо исправлениям, должны быть, до и после исправления, предъявлены БТК.
3.2.6.8. Применяемые средства измерения должны пройти метрологический контроль в соответствии с нормативной документацией Государственной системы обеспечения единства измерений.
3.3.Требования живучести и стойкости к внешним воздействиям.
Узлы и элементы ДУ РБ и КА, работающие в условиях интенсивного нагрева, должны быть изготовлены в толщинах и из материалов, обеспечивающих стабильность геометрических размеров при всех условиях эксплуатации, температуру на наружной поверхности не выше температуры плавления конструкционных металлических материалов. Элементы и узлы демонстратора должны обеспечивать имитацию термосилового нагружения, химической стойкости при эксплуатации. Тепловые экраны должны при сохранении жесткостных характеристик и минимальной толщине обеспечить допустимую температуру агрегатов, размещаемых за ними и сохранить работоспособность высокотемпературных элементов из КМ при температурах до 1700-1900К. Интеграция рам и ферм с баками и экранами из КМ должна увеличить размероустойчивость конструкции и стойкость к воздействию факторов космического пространства. Сдвижные НРО при сохранении энергетических характеристик ДУ должны обеспечить уменьшение продольного габарита камеры сгорания и сопла в 2-2,5 раза.
3.4. Требования надёжности
3.4.1. Задание (нормирование), обеспечение и контроль надёжности базовых элементов и узлов из КМ должны осуществляться в соответствии с требованиями Положения РК 98 (РК-98-КТ), ГОСТ В 21256 89, ГОСТ В 21259 89, ГОСТ Р 51901.12-2007, ГОСТ 27.310 90, ГОСТ РВ 27.1.02 05, ГОСТ 20.39.302-98 и другими действующими нормативными документами. Мероприятия по обеспечению надежности опытных образцов базовых элементов и узлов из КМ определяются ПОН и реализуются через КПЭО, разрабатываемые в соответствии с требованиями Положения РК-98-КТ.
3.4.2. Значения показателей надёжности опытных образцов из КМ должны быть получены расчётными методами на этапе выпуска КД с учётом принятых конкретных конструкторских решений, принципов и схем изготовления и результатов испытаний моделей из КМ.
3.5. Требования к эксплуатации, хранению, удобству технического обслуживания, ремонта и хранения.
Основные характеристики опытного образца камеры сгорания из КМ и демонстратора ДУ:
1) номинальная тяга в пустоте, кгс не менее 1000
2) тип компонента ракетного топлива (КРТ) О2+керосин (либо О2+Н2)
3) система подачи КРТ вытеснительная, либо высоконапорная насосная система с ТНА уменьшенной мощности;
4) время работы ЖРД при одном включении, сек: не менее 50
Указанные требования должны быть подтверждены результатами испытаний опытных образцов базовых элементов и узлов для демонстратора ДУ
http://www.roscosmos.ru/main.php?id=15&did=1284 (http://www.roscosmos.ru/main.php?id=15&did=1284)
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Ausschreibung für Kompositmaterialien, Teil 3
Entwicklung von Technologien zur Herstellung von dreidimensionalen Membranen von Carbonfasern für Trägerraketen.
Chiffre: Tkan-3D, Laufzeit bis 2014, Auftragswert: 154,6 Millionen Rubel
http://www.roscosmos.ru/main.php?id=15&did=1584 (http://www.roscosmos.ru/main.php?id=15&did=1584)
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Ausschreibung für Kompositmaterialien, Teil 4
Entwicklung von Technologien für Feststofftriebwe als auch von Elementen für kosmische Fahrzeuge aus Polymeren Verbundwerkstoffen.
Chiffre: Smart-PK, Zeitraum bis 2013, Auftragswert: 24,7 Millionen Rubel
http://www.roscosmos.ru/main.php?id=15&did=1587 (http://www.roscosmos.ru/main.php?id=15&did=1587)
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Tests von neuen Kompositmaterialien
Spezialisten in Reshentjew führen Qualifikationstests für neue Polymeren Verbundwerkstoffen mit hohen spezifischen physikalisch-mechanischen Eigenschaften für die Raumfahrt. In naher Zukunft werden die ersten mechanischen Prüfungen der Proben beginnen.
http://www.iss-reshetnev.ru/images/File/newspaper/2012/318.pdf (http://www.iss-reshetnev.ru/images/File/newspaper/2012/318.pdf)
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In Teil 2 läuft also eine Ausschreibung über die Entwicklung einer Triebwerksbrennkammer aus Verbundwerkstoff (nichtmetallisch). Das Ganze geht bis zur Fertigung von Prototypen und zu Vorschlägen, wie man diese Technologie bei der Fertigung verbesserter existierender Triebwerke wie RD0124A, RD191 oder RD0146 verwenden kann. 2011 bis 2013 bedeutet, dass man da schon mittendrin steckt.
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Obinsker NPP Technologia Unternehmen
Das Obinsker Forschung und Produktion Unternehmen (NPP) entwickelte eine neuartige Waben-Verbundwerkstoffe für Flugzeuge, Raketen und Raumfahrt, so der Pressedienstes des RT-Chimkompozit.
Die Kombination von hoher Festigkeit, Hitzebeständigkeit und dielektrischen Eigenschaften macht die Entwickelt und Herstellung von Verkleidungen für vielversprechende Flugzeuge, Raketen als auch für Radar-Antennensysteme möglich.
Das Unternehmen NPP Technlogia entwickelt und produziert aus Polymeren Verbundwerkstoffen Einheiten für Trägerraketen Proton, Angara und Elemente für die fünfte Generation der Abfangjägern. Für die zivile Luftfahrtindustrie werden schallabsorbierenden Platten für die Sam146 Triebwerke des Suchoj Superjet 100, als auch nichtmetallische Teile das Leitwerk für das MS-21 Flugzeug entwickelt und produziert.
http://vpk.name/news/79267_sozdayutsya_noveishie_kompozicionnyie_materialyi.html (http://vpk.name/news/79267_sozdayutsya_noveishie_kompozicionnyie_materialyi.html)
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Proton-M und Komposite
(https://images.raumfahrer.net/up027671.jpg)
Link zur den PDF Dokumenten ist bei mir leider nicht vorhanden.
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Gut, eine Composite Nutzlastverkleidung setzte Ariane beispielsweise schon 1988 ein. Seit wann sind denn die Protons damit im Einsatz?
Gruß, Klaus
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Komposite und Effektivität
Die folgenden Bilder stammen von einer Präsentation die sich auf folgende Stoffe beziehen:
1) C-C
2) C-SiC
3) SiC-SiC
(https://images.raumfahrer.net/up027674.jpg)
Durch die Verwendung von YYKM im 11D58M Triebwerk erhalten wir eine Senkung an Masse von 12kg, was zu einen um 4-5s hoheren Impuls führt.
(https://images.raumfahrer.net/up027675.jpg)
Dazu folgendes, durch die Senkung der Trockenmasse des Triebwerks erhalten wir eine Steigerung der Nutzlast bis 100kg. Das hat einen ökonomischen Effekt von 75 Millionen Rubel.
(https://images.raumfahrer.net/up027677.jpg)
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Transportkosten und innovative Transportsysteme
An der Notwendigkeit der Entwicklung von innovativen Beförderungsmittel für die Raumfahrt und die damit verbundene Kostensenkung führt kein Weg vorbei.
Neben TEM der Megawattklasse werden in Russland auch Transportsysteme von 150 bis 500 KW auf Basis von Sollarzellen als auch der Kerntechnologie entwickelt. Die Daten aus der Tabelle sprechen Bände. Für den Transport einer 3,3 Tonnen schweren Nutzlst mit Proton-M auf eine GEO Bahn, haben wir Kosten von 29000$/kg. Transportkosten mit MB liegen bei nur 8700$/kg und einer um 400 Prozent höheren Nutzlast.
(https://images.raumfahrer.net/up027670.jpg)
Technischer Vergleich der konventionellen Transportsysteme mit SMT auf Grundlage der MB (Raumschlepper).
Transportkosten auf GEO Bahn Nutzlast auf eine GEO Bahn
In Tausend $/kg in Tonnen
Prtoton-M, DM 29 2,9-3,3
Zenit-3SL, DM 41 1,6
Sojus-ST, Kourou 43 1,39
Transportsysteme mit wiederverwendbaren Raumschlepper (MB) mit elektrischen Triebwerken und einer elektischen Leistung von 600 KW.
Zenit, Baikonur 13,3 7
Proton-M 8,7 13,4
Angara-5A , Wostotschny 7,4 16,3
Angara-5A, Plessezk 9,6 12,2
Für die Transportdauer der angegebnen Nutzlasten auf eine GEO Bahn erhalten wir folgende Daten, in Tagen:
Zenit, Baikonur 126
Proton-M 167
Angara-5A , Wostotschny 189
Angara-5A, Plessezk 166
Während einer 5 Jährigen Betriebsdauer eines MB, ist er in der Lage Nutzlasten von 100 bis 114 Tonnen auf eine GEO Bahn zu Transportieren, bezogen auf die Angara-5A und Kosmodrom Plessezk und Wostotschny.
Zusammenfassung:
Mit Hilfe der MB erhalten wir eine Nutzlaststeigerung auf eine GEO Bahn von 300 bis 500 Prozent bei gleichzeitiger Senkung der Transportkosten von 300 bis 400 Prozent.
SMT = средств межорбитальной транспортировки
MB = многоразовый буксир
http://ivdon.ru/magazine/archive/n3y2012/915 (http://ivdon.ru/magazine/archive/n3y2012/915)
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NPO Energomasch Fahrplan bis 2020
(https://docs.google.com/viewer?pid=bl&srcid=ADGEESidA4qtZWZWB703obBrWbqWBgWT0h5YeQdCJ__d3jQG_pOUogsC1FmbZS2oD_WuGH4JM1JWSLceoB8pVkqdGs1BQ4v-wWnLP15qf5b-PA3e9Z9kSSg9NPCmN-1E1dSPxUe7_LzR&q=cache%3AAOI2Ya1PHAgJ%3Awww.npoenergomash.ru%2Fnetcat_files%2F163%2F52%2Fh_ede01f2e93ee5675c1fd71a2c40eb402%20%D1%80%D0%B0%D0%B7%D1%80%D0%B0%D0%B1%D0%BE%D1%82%D0%BA%D0%B0%20%D0%BD%D0%BE%D1%81%D0%B8%D1%82%D0%B5%D0%BB%D1%8F%20%D0%90%D0%BD%D0%B3%D0%B0%D1%80%D0%B0-7&docid=c26a8d1db6dd6b26fc1a23aefcfae95b&a=bi&pagenumber=2&w=800)
Quelle: NPO Energomasch
Informationen zu der ersten Seite der NPO Publikaton habe ich schon gepostet, darunter Infos zu RD-175, RD-193 und Acetam. Interessant ist auch die zweite Seite mit folgenden Punkten:
8. Forschung und Entwicklung neuartiger Triebwerke mit geschlossen Kreislauf, bis 2017.
10. Arbeiten mit dem Ziel die energetische Daten von Triebwerken zu erhöhen, bis 2015 und mit 161 Milionen Rubel.
12. Entwicklung neuartiger Diagnosesysteme für Brennversuche, bis 2016.
13. Mit Hilfe eines Supercomputers sollen die Arbeitsprozesse in Brennkammer, Turbopumpen untersucht und optimalisiert, bis 2013.
20. Forschung und Entwicklung von komplexen Methoden für die physikalische-mechanische Kontrolle von Materialien für Triebwerke, bis 2020. Zusammen mit der russischen und weissrussischen Akademie der Wissenschaften.
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Kbkha Entwicklungen
1) RD-0125A für die dritte Stufe der Angara-A5, Beginn der Arbeiten 2012. Auf Basiss des RD-0124A wird der Einkammer Triebwerk mit einen Schub von 29,5 Tonnen und einen Spez. Impuls von 353s entwickelt.
(https://images.raumfahrer.net/up044226.jpg)
2) RD-0124DR mit Schubdrosselung von 30 bis 18 Tonnen für Sojus-2-3 Träger. Beginn der Arbeiten ab 2013.
(https://images.raumfahrer.net/up044227.jpg)
Quelle: Kbkha Publikation
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Beim RD-0125 ist die Motivation offensichtlich - ein Einkammertriebwerk ist günstiger zu produzieren als ein Vierkammertriebwerk.
Aber kannst du erklären, welchen Sinn das RD-0124DR haben soll? Im gedrosselten Modus sinkt schließlich auch die Effizienz ab. Also muss die Drosselung irgendwelche Vorteile bieten, die das mehr als ausgleichen. Welche könnten das sein?
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Drosselung des RD-0124RD
1) Wir erreichen eine höhere Nutzlast in den Umlaufbahnen zwischen 450 und etwas über 800 km.
2) Bei der Drosselung erreichen wir eine längere aktive Phase um 200 Sekunden
3) haben auch gewisse Gravitationsverluste,
3) senkt aber Verluste bei der Steuerung.
4) Damit wäre in einigen Fällen auch möglich, ohne einen zusätzlichen RB (BW) auszukommen. Mit anderen Worten, wir senken damit auch die Startkosten.
5) Bedenke, jede Entwicklung hat einen Sinn, mitunter für einen Aussenstehenden schwer zu verstehen. Heute, ohne einen signifikanten Grund um die Effektivität zu erhöhen, werden die Gelder nicht freigegeben!
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Gut das klingt verständlich. Durch die längere Brenndauer erreicht Block I größere Höhen und kann dadurch höhere Umlaufbahnen zirkularisieren. Wenn man dadurch auf eine Oberstufe (der von dir genannte Bereich wäre wohl am ehesten Aufgabenbereich des RB Wolga) verzichten kann, spart man natürlich deutlich Kosten.
5) Bedenke, jede Entwicklung hat einen Sinn, mitunter für einen Aussenstehenden schwer zu verstehen. Heute, ohne einen signifikanten Grund um die Effektivität zu erhöhen, werden die Gelder nicht freigegeben!
Ich habe nicht den Sinn der Entwicklung in Frage gestellt, sondern nach dem Grund dafür gefragt. Eine Belehrung dieser Art ist hier überflüssig ::)
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websquid:
Ich habe nicht den Sinn der Entwicklung in Frage gestellt, sondern nach dem Grund dafür gefragt. Eine Belehrung dieser Art ist hier überflüssig
Das war keine Belehrung, sondern meine Meinung für alle Leser!
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RD-0125A
Beim RD-0125 ist die Motivation offensichtlich - ein Einkammertriebwerk ist günstiger zu produzieren als ein Vierkammertriebwerk.
Ausserdem:
1) In der weiteren Zukunft wäre sehr einfach den Triebwerk auf Acetam umzurüsten. Dadurch erhalten wir eine um 30% grössere Nutzlast.
2) Mit zwei RD-0125A Triebwerken erhalten wir eine Startmasse der 3 Stufe von rund 45 Tonnen und Nutzlasten von 27 Tonnen für Wostotschny. Aus Plessezk wäre etwas weniger.
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RD-180 für Atlas-5
Das russische NPO Energomasch Unternehmen werde in den nächste 5 Jahren etwa weitere 30 RD-180 Triebwerke an die USA verkaufen, so die Worte vom Geschäftsführender Direktor W. Solncew. Der Vertrag über einen Zeitraum von 5 Jahren wurde im Dezember unterschrieben.
1) Das RD-180 Triebwerk wird in NPO Energomasch zusammengebaut.
2) Die Brennkammer kommen aus Samara, Khimki.
3) Spezialstahl ist aus Tscheljabinsk.
4) Der Zusammenbau des Triebwerks dauert im Durchschnitt 16 Monate.
http://www.vz.ru/news/2012/12/30/614435.print.html (http://www.vz.ru/news/2012/12/30/614435.print.html)
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Schubdrosselung
(https://images.raumfahrer.net/up044225.jpg)
Zu den Vorteilen einer Drosselung habe ich kurz berichtet. Die obige Tabelle zeigt uns die Berechnungen die für Sojus-2.1w gemacht wurden. Ganz links bezogen auf die Höhe der Bahn und daneben die Daten für:
1) Nutzlast ohne Drosslung
2) Mit ständiger Drosselung
3) Optimierung der Drosselung erst nach x Sekunden
Der Unterschied trotz der Gravitationsverluste ist schon recht beträchtlich. Bezogen auf eine 600 km hohe Bahn erreichen wir eine Nutzlaststeigerung von 500 bis 600 kg.
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Diagramm zur Schbdrosselung
Als Ergänzung zur Tabelle von Gast-N hier die zugehörige Grafik:
(https://images.raumfahrer.net/up044224.gif)
1) Blau Nutzlast ohne Drosslung
2) Rot Mit ständiger Drosselung
3) Grün Optimierung der Drosselung erst nach x Sekunden
Gruß, HausD
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Welches Triebwerk ist da überhaupt gemeint, dass mit Drosselung betrieben werden soll. Das der zweiten Stufe?
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Schubdrosselung und Nutzlaststeigerung
Welches Triebwerk ist da überhaupt gemeint, dass mit Drosselung betrieben werden soll. Das der zweiten Stufe?
Die energetischen Berechnungen zu dem von mir geposteten Diagramm beziehen sich auf das neue RD-0124DR Triebwerk und Sojus-2.1w. Es handelt sich um eine Private ballistische Berechnung um die Effektivität einer Drosselung zu Analysieren.
Nach kbkha Information wird das neue Triebwerk zunächst in der dritten Stufe der Sojus-2-3 eine Verwendung finden.
Die Nutzlast einer zweistufigen Trägerrakete können wir mitunter auch ohne einer dritten Stufe einer Trägerrakete kostengünstig erhöhen. Dazu haben wir prinzipiell zwei Möglichkeiten:
A) Ballistische Pause in der Startphase
B) Schubdrosselung
Interessante Berechnungen zu A wurden auf einer Konferenz bezogen auf einer einstufigen Trägerrakete präsentiert. Bezogen auf eine 600 km hohe Bahn in Verbindung mit einen 140 Tonnen Träger, erhalten wir mit einer ballistischen Pause von 877 Sekunden eine Nutzlast von rund 920kg. Ohne einer Pause nur 687kg, der Unterschied ist ja offensichtlich.
Die Schubdrosselung ist eine weitere effiziente Möglichkeit, dazu werden auch die neuen Triebwerke entwickelt.
Eine andere Verwendung der Schubdrosselung ist die Optimierung beim start einer Trägerrakete. So wurden beim Start der Energia-Buran die RD-0120 Triebwerke schon nach 30 Sekunden automatisch um 30% runtergefahren.
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RKC - russiches Unternehmen für Quantentechnologie
Das RKC Unternehmen erhielt für Grundlagenforschung einen Zuschuss von 1,33 Mrd. Rubel von der Skolkovo Stiftung. Dabei handelt sich um folgende Arbeiten:
1) bei der Forschung in der Quantenphysik
2) auf dem Gebiet der Quantenoptik
3) Quanteninformationsverarbeitung
4) Quanten-Projektierung
Das russische Quantum Zentrum gegründet im Jahr 2010, ist eine internationale Forschungsorganisation auf dem Gebiet der Quantenphysik.
Weltweit gibt es nur etwa 10 solcher Organisationen.
http://marchmont.ru/Finance-Business/Central-regions/19258-Skolkovo-supports-quantum-technologies.html (http://marchmont.ru/Finance-Business/Central-regions/19258-Skolkovo-supports-quantum-technologies.html)
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Methan & Kerosin
Sehr umfangreiche Informationen zu Methan als über die begrenzten Vorräte an Kerosin, wurden in Russland publiziert. Dazu die NPO Energomasch Stellung:
1) Um 2030 kommt eine Trägerrakete mit Methantriebwerk (ohne Details).
2) Methan ist billiger und große Motorenhersteller der Welt entwickeln aktiv neue Designs von Methantriebwerken.
3) Feststofftriebwerke sind einfach und die Startvorbereitung ist sehr kurz. Nur, hocheffektiver Pulver sind sehr teuer.
4) Die Methan Trägerrakete ist in erster Linie für kommerzielle Starts von Satelliten als auch für ISS bestimmt.
5) Es sind umfangreiche Arbeiten bezüglich der Erstellung aller Vorschriften und Dokumenten erforderlich.
6) Methan verlangt eine neue Kultur des Managements, denn der Treibstof hat auch seine Eigenarten, ist sehr explosiv (dazu habe ich schon gepostet).
7) Erfordert neue Infrastruktur für das neue Kosmodrom als auch Klärung der Frage im Zusammenhang mit der Herstellung oder Lieferung des Treibstoffes.
8. Ein noch ungelöstes Problem ist die Russbildung bei der Verbrennug im Triebwerk und insbesondere bei den wiederverwendbaren Triebwerken (MRKN).
9) Methan als Treibstoff für Trägerraketen wurde noch nicht zertifiziert, die Arbeit werde aber in 5 Jahren beendet sein.
http://rus.ruvr.ru/radio_broadcast/no_program/100636287.html (http://rus.ruvr.ru/radio_broadcast/no_program/100636287.html)
Zu 1:
Neben den MRKN Trägern mit Methan, sei auch eine kleine kostengünstige Trägerrakete mit den gleichen Triebwerken möglich.
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Russische H2 Technologien
Hier noch eine kurze Zusammenfassung über die bevorstehenden Arbeiten mit der Einführung von neuen Trägerraketen und der Wassserstoftechnologie. Die Aufgabe ist gigantisch, da alles neu geschaffen und erbaut werden muss. Dazu folgendes:
1) Konstruktion von H2 Trägerraketen und RB. Bedarf neuartige Werke, hocheffiziente Technologien und Materialien.
2) Erarbeitung von Technologien und Fertigungslinien für Tanks und Trägerraketen mit folgenden Durchmesser:
a. 5,1 Meter, für Beschleunigungsstufen
b. 5,7 Meter, für Trägerraketenstufen
c. 7,2 Meter, für Nutzlastverkleidung
d. 10 Meter, für eine Schwerlastträgerrakete bis 200 Tonnen in weiteren Zukunft.
Der Träger wird auf dem Kosmodrom montiert, bedarf sehr grosses Gebäude.
3) Grundlage für die Mondflüge sei das Energia RD-0122 Triebwerk. Das Triebwerk werde fast neu entwickelt mit neuen Materialien und verbesserten Lösungen.
4) Beendigung der Arbeiten an dem RD - 0146D Triebwerk
5) Generalüberholung der Versuchsanlagen und Transportmöglichkeit von H2 für die Brennversuche.
6) Bau von Startkomplexen mit der H2 Infrastruktur für folgende Träger
a. Angara-A7.2W
b. MRKN
c. Jenisej-5
7) Erarbeitung von Technologien für die Herstellung von Wasserstoff auf dem Wostotschny. Die Rede ist von 2000 Tonnen Jährlich.
8. Auf Grundlage des IL-96T Flugzeugs wird eine russischer Beluga für die Raketentransporte entstehen.
9) Erarbeitung von Technologien für die Gewinnung von Sauerstoff als auch H2 auf dem Mond.
Das ist nur ein Teil der Arbeiten und auf alle Aspekte und Nuancen ist mir aus Zeitgründen hier nicht möglich zu posten ( wie der technologien für die Raketenstufen, Treibstoffsicherung, Materialien, Algorithmen für MOB-2 usw.).
Quellennachweis: KB Saljut, als auch Gast-N
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Mal wieder eine dumme Frage: Warum wird vor allem in der russischen Raumfahrt so stark zwischen Trägerrakete (RN) und Beschleunigungsblock (RB) unterschieden? Ein Beschleunigungsblock ist, soweit er nicht dauerhaft mit der Nutzlast verbunden bleibt, doch nur eine zusätzliche Oberstufe der Trägerrakete?
Gruß
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@ Hegen
Wir unterscheiden:
1) BW - блок выведения, wie Wolga, Ikar für eliptische Bahnen.
2) RB - разгонный блок, wie Persej, Briz-M, DM für GEO Bahnen und weiter.
Hat sich so bewährt und daran wird sich nichts ändern.
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Mir liegt es fern an der bewährten Russischen Raumfahrt etwas ändern zu wollen, dafür machen mir die Erfolge viel zu viel Freude 8). Trotzdem verwirren mich Bezeichnungen deren Logik nur schwer oder gar nicht (wie der GRAU-Index) durchschaubar sind ::). Daher versuche ich manchmal an etwas simplere Systematik zu erinnern :-\. Gruß
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Mir liegt es fern an der bewährten Russischen Raumfahrt etwas ändern zu wollen, dafür machen mir die Erfolge viel zu viel Freude 8). Trotzdem verwirren mich Bezeichnungen deren Logik nur schwer oder gar nicht (wie der GRAU-Index) durchschaubar sind ::). Daher versuche ich manchmal an etwas simplere Systematik zu erinnern :-\. Gruß
Dazu mein Rat, erlerne die russische Sprache.
Um Goethe zu verstehen musste ich auch die deutsche Sprache lernen.
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Strahlungsschutz und bemannter Marsflug
Es gibt eine ganze Reihe von pasiven als aktiven Möglichkeiten um die Strahlung für die Besatzung in grenzen zu halten.
1) Flug zum Mars sollte während des Höhepunkt der Sonnenaktivität durchgeführt werden, wenn die Strömung der Galaktischen kosmischen Strahlung sich auf 2 Teilchen pro Quadratzentimeter/Sekunde reduziert.
Die erhöhte Sonnenstrahlung bedarf aber eine Abschirmung der Besatzung.
2) Durch die Wahl des Zeitpunkts der Expedition können wir die jährliche Gesamtdosis der Strahlung für die Kosmonauten auf etwa 40 Röntgen begrenzen. Diese Dosis überschreitet nicht die Standarts eines jährlichen Fluges in der Erdumlaufbahn.
3) Um einen Strahlung Fallout bei einen interplanetaren Flug zu verhindern, bedarf es gesonderte Schutzräume für die Besatzung. Berechnungen haben gezeigt das dafür ein massiver Metall von 30-35 Gramm pro Quadratzentimeter erforderlich sei. Bei den heutigen Raumfahrzeugen haben wir Werte von 5-15 Gramm pro Quadratzentimeter.
4) Entsprechende Wahl der Kosmonauten. Um Spätfolgen eines solchen Fluges zu verringen, müssen die Raumfahrer über 40 Jahre alt sein.
5) Mit neuartigen technologischen Antrieben, wobei so ein Marsflug kann nur 30 Tage dauern, senken wir sehr deutlich die Strahlenbelastung der Besatzung.
6) Durch magnetische Felder wird das bewohnter Modul effektiv bei sehr langen Reisen abgeschirmt. Sind aber sehr hohe Energien erforderlich.
7) Eine andere Art die wir schon vorgeschlagen haben, ist das anbringen von Treibstofftanks um den Wohnmodul. Teilchen gelangen in H2/O2 und werden stark abgeschwächt.
Quellennachweis:
Institut für medizinische und biologische Probleme (IMBP)
Gast-N
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Titanoxid in der Raumfahrt
Eine interessante Entwicklung auf dem Gebiet der Nanotechnologie haben russische Forscher von der FGUP TSNIIMASH erziehlt.
Während des gesamten Fluges der Orbitalstation Mir haben sich fast 200000 Generationen an Mikroorganismen herausgebildet.
All diese Bakterien, Viren, Pilze können schnell mutieren. Wenn auf der Mir im Jahr 1990 etwa 94 Arten gab, waren schon 1997 bereits 140. Darunter können auch möglicherweise gefährliche für die Kosmonauten sein. Auf der Mir als auch auf der ISS werden die Besatzungen ausgetauscht. Ganz andere Herausforderungen ergeben sich bei autonomen Flügen zum Mars, Asteroiden und noch weiter.
Zunächst ist es notwendig eine bakterizide Atmosphäre in Wohn- und Arbeitsmodulen der Raumstationen als auch in bemannten Ruamschiffen bei sehr langen Reisen zu schaffen. Als Lösung dieser Probleme könnte die Verwendung von Titanoxid sein, der eine keimtötende Eigenschaft hat.
Titandioxid und vor allem seine Nanostruktur erregte die Aufmerksamkeit von vielen Forschern und wissenschaftlicher. Besonders durch die ultravioletter Bestrahlung bei einer Wellenlänge unterhalb 385 nm in Gegenwart von Wasserdampf bilden sich radikale die mit natürlichen organischen Inhaltsstoffen aktiv interagieren.
Die neu entdeckte Fähigkeit von Titanoxid durch ultraviolette Strahlung erzeugten freie Radikale, ist tödlich für Mikroorganismen und einschließlich für Influenza-Viren.
Quellennachweis: Doktor der technischen Wissenschaften, Artur Krassilnikow
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Arbeiten des KB Saljut
Noch eine Zusammenfassung von H2 Technologien, die auch für Proton vorgesehen waren als auch die nächste Zukunft.
(http://img-fotki.yandex.ru/get/5645/44883456.155/0_7e873_2713bbf2_XXXL)
Von Oben nach unten:
1) RB Schtorm, vorgesehen für Proton
2) Projekt einer dritten H2 Stufe für Proton
3) 12 KRB für GSLV-2
4) RB KVTK für Angara-A5, die Fertigstellung ist für Mitte 2015 vorgesehen.
(http://img-fotki.yandex.ru/get/4133/44883456.155/0_7e877_540651e6_XXXL)
1) RB für 20-25 Tonnen Nutzlast.
2) RB für 35 Tonnen.
3) RB für 50 Tonnen.
4) MOB2 für 20 Tonnen Nutzlast auf eine Mondumlaufbahn.
Bei RB MOB2 handelt sich um Raumschlepper für Mondflüge, seine Funktionsdauer wurde bis auf 6 Tage ausgedehnt. Durch seinen Impuls kommt das PTK Raumschiff auf eine Bahn zum Mond. Bei der Abbremsung mit einen Delta von 900m/s schwenken die Mondfahrer in die Mondumlaufbahn. Durch dieses Verfahren in Verbindung mit einen Impuls von 470s (Weltrekord), ergibt sich eine Treibstoffsenkung für den PTK von rund 4,4 Tonnen. Insgesamt senkt sich damit auch die energetische Leistung des Trägers für den bemannten Start, was einen äquivalent von rund 13 Millionen Dollar entspricht.
Quelle: KB Saljut
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NPO Energomasch Bilanz: 2012
(https://images.raumfahrer.net/up044223.JPG)
Auf der Hauptversammlung des Unternehmens erfolgte eine Berichterstattung durch den Geschäftsführer W.Solncew über die vergangenen zwei Jahre. Berichtet wurde über alle Aktivitäten, darunter die serielle Produktion von RD-191, Tests an dem RD-193 sowie Arbeiten um die Energieeffizienz des Triebwerks zu verbessern, als auch über Arbeiten an dem neuen Acetam Treibstoff. Es wurden 17 Triebwerke, genau wie 2011, fertiggestellt.
1) 7 Stück von RD-171M
2) 4 Stück von RD-180
3) 6 Stück von RD-191
4) Brennversuche 2010: 16
5) Brennversuche 2012: 40
Das Unternehmen das noch 2009 einen Verlust von 875 Millionen Rubel eingefahren hatte, sprechen die Zahlen für 2012 von einen Gewinn von 105 Millionen Rubel.
Quelle: NPO Energomasch
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Elektrische Triebwerke, Teil 1
(https://docs.google.com/viewer?pid=bl&srcid=ADGEESgJRDk3TnDiRmSL105vc8Cq8TmtZ076msxZ7EfLIuSBLVVM83IyaiAeUxQY4xbiZyQoUW8Rhu1kjKRZ52Yx0-sSQS9QmhRVE2MqL-AO6utX0NmHd_HzSLngCIes0uaBMFqiaxmj&q=cache%3AyNRs-1Q7vHIJ%3Awww.expertclub.ru%2Fsections%2Fenergy%2Faction%2F8%2FGusev_-_ERD-TCNIImash.pdf%20%D0%BA%D0%BB%D1%8E%D1%87%D0%B5%D0%B2%D1%8B%D0%B5%20%D0%B2%D0%BE%D0%BF%D1%80%D0%BE%D1%81%D1%8B%20%D1%81%D0%BE%D0%B7%D0%B4%D0%B0%D0%BD%D0%B8%D1%8F%20%D0%BA%D0%BE%D1%81%D0%BC%D0%B8%D1%87%D0%B5%D1%81%D0%BA%D0%B8%D1%85%20%D0%B1%D1%83%D0%BA%D1%81%D0%B8%D1%80%D0%BE%D0%B2&docid=66841adf18377ba8bc035c35a1f655e3&a=bi&pagenumber=5&w=800)
Das obige Bild zeigt russische Raumflugkörper wo elektrische Triebwerke zum Einsatz kammen, darunter auf Jamal-100, Arkon-2M, Ekspress-AM und Kanonus-W.
(https://docs.google.com/viewer?pid=bl&srcid=ADGEESgJRDk3TnDiRmSL105vc8Cq8TmtZ076msxZ7EfLIuSBLVVM83IyaiAeUxQY4xbiZyQoUW8Rhu1kjKRZ52Yx0-sSQS9QmhRVE2MqL-AO6utX0NmHd_HzSLngCIes0uaBMFqiaxmj&q=cache%3AyNRs-1Q7vHIJ%3Awww.expertclub.ru%2Fsections%2Fenergy%2Faction%2F8%2FGusev_-_ERD-TCNIImash.pdf%20%D0%BA%D0%BB%D1%8E%D1%87%D0%B5%D0%B2%D1%8B%D0%B5%20%D0%B2%D0%BE%D0%BF%D1%80%D0%BE%D1%81%D1%8B%20%D1%81%D0%BE%D0%B7%D0%B4%D0%B0%D0%BD%D0%B8%D1%8F%20%D0%BA%D0%BE%D1%81%D0%BC%D0%B8%D1%87%D0%B5%D1%81%D0%BA%D0%B8%D1%85%20%D0%B1%D1%83%D0%BA%D1%81%D0%B8%D1%80%D0%BE%D0%B2&docid=66841adf18377ba8bc035c35a1f655e3&a=bi&pagenumber=6&w=800)
Technische Daten der verwendeten Triebwerke.
(https://docs.google.com/viewer?pid=bl&srcid=ADGEESgJRDk3TnDiRmSL105vc8Cq8TmtZ076msxZ7EfLIuSBLVVM83IyaiAeUxQY4xbiZyQoUW8Rhu1kjKRZ52Yx0-sSQS9QmhRVE2MqL-AO6utX0NmHd_HzSLngCIes0uaBMFqiaxmj&q=cache%3AyNRs-1Q7vHIJ%3Awww.expertclub.ru%2Fsections%2Fenergy%2Faction%2F8%2FGusev_-_ERD-TCNIImash.pdf%20%D0%BA%D0%BB%D1%8E%D1%87%D0%B5%D0%B2%D1%8B%D0%B5%20%D0%B2%D0%BE%D0%BF%D1%80%D0%BE%D1%81%D1%8B%20%D1%81%D0%BE%D0%B7%D0%B4%D0%B0%D0%BD%D0%B8%D1%8F%20%D0%BA%D0%BE%D1%81%D0%BC%D0%B8%D1%87%D0%B5%D1%81%D0%BA%D0%B8%D1%85%20%D0%B1%D1%83%D0%BA%D1%81%D0%B8%D1%80%D0%BE%D0%B2&docid=66841adf18377ba8bc035c35a1f655e3&a=bi&pagenumber=13&w=800)
Die zukünftge Entwicklung sei vielversprechend, es geht ja schliesslich um die Senkung der Kosten als der Transportkosten. Um die Effektivität der Antriebe zu erhöhen, laufen Arbeiten an neuen Triebwerken als auch an Solarzellen mit einen Wirkungsgrad von 40 Prozent. Die finden eine Verwendung in neuen Raumschlepper MSB-1 mit hoher Leistung als auch bei einen solaren Kraftwerk der für 2017/18 vorgesehen ist.
Klassifizierung der elektrischen Triebwerke:
1) ERD kleiner Leistung
- 1 bis 3 KW
- ISP: 2000 bis 3000s
2) ERD mittleren Leistung
- ab 5 KW
- ISP 3000s und mehr
3) ERD hoher Leistung
- bis 100 KW
- ISP: bis 10000s
Zu Punkt 3:
Die Entwicklung solcher Triebwerke stellt gegenwärtig die grösste Herausforderung an die Forscher und noch mehr an die Belastung der Materialien und insgesamt an die Zuverlässigkeit bei einen bemannten Flug zum Mars. Es ist auch wirklich fraglich das eine Fertigstellung um 2035 erfolgen kann.
Dazu bedarf es neuartige nicht konventionelle Lösungen um die hohe Leistung von 100KW als auch von 1-5 MW in einen Modul zu erreichen. Einer der adäquatesten Lösungen ist ein elektroden freies Plasmatriebwerk mit Schubregulierung, bei Verwendung einer Hochfrequenz-Methode zur Erstellung und Heizung des Plasma in axial-symmetrischen Magnetfeld mit einer speziellen Verteilung der Spannung entlang der Achse.
Bei den Forscher herscht noch eine kontroverse Meinung, darunter auch die Unmöglichkeit einer Verwendung eines Hall Thruster bei dem TEM-1MW Projekt. In zwei Jahren werden wir mehr wissen, da Endet die Ausschreibung der elektirischen Triebwerke.
Quelle: Roskosmos/Kurtschatow Institut-Fachvorträge
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Technologische Veränderungen bei ZSKB Progress
Die Raketenbauer sind jetzt dabei zusammen mit Vebzavod, das bestehende Systems der elektronischen Dokumentenzirkulation auf die Docsvision 5 Platform umzurüsten.
Das gesamte Projekt hat die Risiken im Zusammenhang mit der Verwendung des neuen Systems auf Testserver geprüft, analysiert als auch aktualisiert. Die Migration soll im ersten Quartal 2013 abgeschlossn sein. Nach Informationen von Docvision ergeben sich mehr Möglichkeiten zum Anpassen der Funktionalität des Systems, beschleunigte und gleichzeitige Arbeit mit mehreren Dokumenten.
Leztes Jahr wurde die Version 4,5 mit zwei Subsystmen eingeführt. Das Subsystem Kancelaria soll Geschäftsdokumente erstellen sowie die Automatisierung der wichtigsten Verfahren für den Kunden ermöglichen. Darunter auch Integrationslösung für Veröffentlichung und Verteilung von Roskosmos und ZSKB Dokumenten auf dem Portal für Anzeigen der betroffenen Mitarbeiter. Im System werden gleichzeitig 16000 verschiedene Aufgaben für Dokumente überwacht.
Das System ist eng verbunden mit dem Kooperationportal basierend auf Microsoft Office Share Point Server.
Quelle: Samara segodnja
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KbKhA hat auf dem 6. Woronesch Industrie Forum dieses Teil hier präsentiert:
(https://images.raumfahrer.net/up044222.jpg)
Ein magnetoplasmadynamisches Triebwerk. Die elektrische Leistung des Systems soll bei 10kW liegen, die Schubkraft bei 0,15N. Als Treibstoff sollen verschiedene Gase verwendet werden. Für Stickstoff liegt der spezifische Impuls bei 39.240m/s, bei Wasserstoff bei 98.100m/s. Das Triebwerk soll 24kg wiegen. Leistung und spezifischer Impuls sind regelbar. Tests sind für diesen Sommer geplant.
Im Prinzip ist das Teil also ein russisches VASIMR, nur noch etwas kleiner (wobei gesagt wird, dass dieser Entwurf bis auf 1MW Leistung hochskaliert werden kann)
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Überschlagsmäßig würde ein einziges dieser Triebwerke reichen, um die ISS oben zu halten, Dauerbetrieb vorausgesetzt. Sehe ich das richtig?
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Dürfte hinkommen, wäre aber vollkommen sinnlos. Jeder Triebwerkseinsatz zerstört die Qualität der Mikrogravitation komplett (die auf der ISS eh schon bescheiden ist) ;)
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Hm, ca. 40 ng (Nano-g)? Liegt das nicht eh schon im Bereich des gravitativen "Rauschens" auf der ISS?
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Kurze Information zur Block-DM-Familie:
Derzeit arbeitet man bei Energia daran, das System zu vereinheitlichen und bald nur noch 2 Varianten im Einsatz zu haben: Die Block-DM-SLB für mittlere Träger (Zenit, Angara-A3 (?))
Block-DM-03 für schwere Träger (Proton, Angara-A5, "Amur")
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Dürfte hinkommen, wäre aber vollkommen sinnlos. Jeder Triebwerkseinsatz zerstört die Qualität der Mikrogravitation komplett (die auf der ISS eh schon bescheiden ist) ;)
Ein Triebwerk, das gerade genau die Reibungsverluste ausgleicht, müßte doch theoretisch sogar die Mikrogravitation verbessern. Luftbremsung ist doch auch eine ungewollte Beschleunigung.
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Kann man denn diese Beschleunigung (in Echtzeit) überhaupt genau genug bestimmen? Also nicht über einen größeren Zeitabschnitt gemittelt.
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Hallo Liftboy,
man kann das messen, aber nicht "einfach". GOCE z.B. nutzt (mehrere) hochpräzise GPS-Empfänger, um ständig alle "nicht-gravitativen" Beschleunigungen zu erfassen. Außerdem kann man noch (abschnittsweise) die Bewegung per Laser vom Boden hochgenau vermessen.
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NPO Energomash wird einen Demonstrator eines Pulsdetonations-Triebwerks entwickeln. Mit dieser Technik lässt sich der spezifische Impuls von Raketentriebwerken insbesondere beim Start um 10-15% erhöhen.
http://www.npoenergomash.ru/about/news/news2_1081.html (http://www.npoenergomash.ru/about/news/news2_1081.html)
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Dürfte hinkommen, wäre aber vollkommen sinnlos. Jeder Triebwerkseinsatz zerstört die Qualität der Mikrogravitation komplett (die auf der ISS eh schon bescheiden ist) ;)
Manchmal dauert es ein bisschen länger bis der Groschen fällt.
Bahnanhebung wird gemacht, weil die Rest-Atmosphäre die ISS abbremst und sie dadurch tiefer sinkt. Diese Abbremsung beeinträchtigt die Mikrogravitation. Ein Triebwerk, das kontinuierlich dieser Abbremsung exakt entgegenwirkt, würde die Mikrogravitation verbessern.
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Manchmal dauert es ein bisschen länger bis der Groschen fällt.
Bahnanhebung wird gemacht, weil die Rest-Atmosphäre die ISS abbremst und sie dadurch tiefer sinkt. Diese Abbremsung beeinträchtigt die Mikrogravitation. Ein Triebwerk, das kontinuierlich dieser Abbremsung exakt entgegenwirkt, würde die Mikrogravitation verbessern.
Das sehe ich auch so, hab es oben ja schon geschrieben. Aber mit theoretisch, weil es in der Praxis ziemlich schwierig sein dürfte. Man dürfte ja nicht auf tatsächliche Bremsung durch die Atmosphäre warten und die dann ausgleichen. Man müßte ein ziemlich genaues Modell der Atmosphärendichte über die Flugbahn hinweg haben und danach die momentane Beschleunigung bestimmen. Vielleicht könnte man die Daten des vorhergehenden Umlaufes nehmen, gekoppelt mit Kenntnissen von tageszeitlich bedingten Änderungen der Atmosphärendichte.
Schwierig, aber mit heutiger Rechnerleistung und vorhandenen Meßdaten vielleicht nicht unmöglich. Es würde aber auch gute Modulation der Triebwerksleistung über einen ziemlich großen Bereich voraussetzen.
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Es müsste zur Überwindung des Bremswiderstands ein Mini-Triebwerk zur Anwendung kommen, das dafür zusätzlich mit garantiert jahrelanger Dauerzuverlässigkeit ausgestattet ist. 8)
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Ein Ionentriebwerk. Klein, wenig Leistung, perfekt für Dauerbetrieb.
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Hallo,
unmöglich ist das nicht. Das wird sogar schon gemacht: Europas Gravitationsmission GOCE. Der Satellit misst seine aktuelle Beschleunigung sehr genau und regelt sein dauernd schiebendes Ionentriebwerk passend.
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Cool wäre es, wenn als Treibgas die Restatmosphäre benutzt werden könnte
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Nutzlast und Nutzlastverhältnis
Die technischen Angaben von Trägerraketen beziehen sich immer auf die Startorte, somit ist ein Vergleich untereinander nicht korrekt. Interessant wäre ein Vergleich von einem fiktiven Kosmodrom bei 0 Grad oder z.B. von Kourou für alle Trägerraketen. Hier noch der Vergleich zu Angara-5 bei 758 Tonnen Startmasse, Ariane-5 ES bei 775 Tonnen und Proton-M bei 705 Tonnen. Die Angabe von 25,8 Tonnen Nutzlast vom Kosmodrom Plessezk bezieht sich mit Nutzlastverkleidung, ohne mit 24,5 Tonnen.
PLESSEZK
Angara-5, Nutzlast, (ohne Nutzlastverkleidung) – 24,5 Tonnen, 3,23%
BAIKONUR
Angara-5, Nutzlast – 25,4 Tonnen, 3,35%
Proton-M, Nutzlast – 23 Tonnen, 3,26%
KOUROU
Angara-5, Nutzlast – 27,5 Tonnen, 3,62%
Ariane-5 ES, Nutzlast – 20 Tonnen, 2,58%
Wir sehen das die Angara-5 Spitzenwerte aufweisen kann. Ein anderer Wert bei russischen Ingenieuren ist das Verhältnis der Trockenmasse zu Nutzlast einer Trägerrakete. Auch hier hat die Angara Spitzenwerte.
http://aviapanorama.ru/wp-content/uploads/2014/08/35.pdf (http://aviapanorama.ru/wp-content/uploads/2014/08/35.pdf)
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Weltbester Kerosintriebwerk
Wenn ich richtig liege, so hat das verwendete Kerosin RD-0124A Triebwerk in der Angara die besten Eigenschaften bezogen auf den Impuls von allen Triebwerken weltweit. Selbtst das Methantriebwerk für die Angara Oberstufe hat nur mässige 362s. Heute mit neuen technologischen Lösungen hat ein Methantriebwerk einen Impuls von 385s.
Schub 30 Tonnen oder 294,3 KN
Impuls 359s = 3521,8 m/s
Masse 548kg
Brenndauer bis 424s
Brennkammerdruck 160 Bar
Bei der Entwicklung und Zertifizierung des RD-0124 Triebwerks ab 2006, wurden 225 Brennversuche mit einer Brenndauer von über 55000 Sekunden durchgeführt. Bei einen Triebwerk wurden bis 5 Brennversuche unternommen, entspricht 12 Flüge mit einer Sojus-2.1b und 8 Flüge mit Angara. Mit Hilfe des Triebwerks wurde die Nutzlast bei Sojus-2 um 18% gesteigert.
Quelle: russische Publikationen
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Interessant, im englischsprachigen Wiki stehen die gleichen Werte, aber seltsamerweise auch ein Gewicht von 68kg weniger. Welche Zahl stimmt denn nun, 480kg oder 548kg?
Das mit dem höchsten Isp für Kerosintriebwerke mag für ein RD-0124A (immerhin ein Hauptstromtriebwerk) ja stimmen. Von nicht unwesentlicher Bedeutung ist aber auch das Schub/Gewichtsverhältnis eines Triebwerks und da hat das Merlin 1D mit 150:1 (laut SpaceX sogar 155:1) von allen Kerosintriebwerken ordentlich die Nase vorn.
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Angaben von Chrunischew und Kbkha:
RD-0124, 572 kg
RD-0124A, 548 kg
http://www.khrunichev.ru/main.php?id=305 (http://www.khrunichev.ru/main.php?id=305)
http://vpk.name/print/i119039.html (http://vpk.name/print/i119039.html)
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@ Doc Hoschi
Das RD-0124A hat eine lange Vorgeschichte, für heute nicht ganz optimal. Ein Triebwerk mit nur einer Brennkammer wäre leichter als der angegebner. Ein Nachfolger mit nur einer Brennkamer ist aber vorgesehen.
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Bei den Massenangaben muss man zwischen Trockenmasse und Beriebsmasse unterscheiden. Die 480 kg sind die Trockenmasse des RD-0124A, die 548 kg anscheinend die Betriebsmasse.
Russische Triebwerke sind anders aufgebaut als westliche Triebwerke, sie sind autonomer und benötigen weniger Unterstützung in Form von Betriebsstoffen (Spülmedien, hydraulische Fluide für die Ventilsteuerung usw.) von der Stufe, da diese im Triebwerk vorhanden sind. Diese zählen dann auch zusätzlich zur Triebwerksmasse.
Daher ist ein Vergleich mit Merlin 1D nicht so einfach, da müsste man zumindest eher die beiden Trockenmassen vergleichen (und dann beim russischen Triebwerk immer noch die Massen für Zusatztanks rausnehmen)
Für RD-0124 bzw RD-0124A wird ein Isp von 359 s angegeben. Die LOX-Methan Version des 4-Kammer Triebwerks ist das RD-0143A, dafür wurde ein Isp von 370-372 s angegeben [KBKhA, 2001], aber mit einer höheren Trockenmasse von 530-540 kg.
Ein höherer Isp von 385 s ist vieleicht möglich, aber nicht mit einer direkten Variante des RD-0124A. Mit längerer Düse würde auch der Isp für LOX-Kerosin steigen. Aus meiner Sicht ist die Verbesserung nur durch Wechsel des Brennstoffs in etwa 12 s zusammen mit Sauerstoff.
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RD-0125A
Wie schon kurz angedeutet, seit 2012 entsteht für die Angara-A5 ein Nachfolgertriebwerk des RD-0124A. Der hat nur eine Brenkammer, ist somit auch billiger als mit 4 Brennkammer und hat eine Trockenmasse von 480 kg.
http://www.kbkha.ru/?p=8&cat=11&prod=70 (http://www.kbkha.ru/?p=8&cat=11&prod=70)
Weitere Triebwerke für Oberstufen mit nur einer Brennkamer die sich in der Entwicklung befinden, mache aber nur ganz kurz.
Methan, 385s, Schub mit 7,5 Tonnen
Acetam, 395s, Schub mit 3 Tonnen
Ab 2020 ist die Umstellung des RD-120 für Acetam vorgesehen.
Für das FKP 2016-2025 sind auch mehrere neue Wasserstofftriebwerke vorgesehen.
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RD-0125A
Wie schon kurz angedeutet, seit 2012 entsteht für die Angara-A5 ein Nachfolgertriebwerk des RD-0124A. Der hat nur eine Brenkammer, ist somit auch billiger als mit 4 Brennkammer und hat eine Trockenmasse von 480 kg.
http://www.kbkha.ru/?p=8&cat=11&prod=70 (http://www.kbkha.ru/?p=8&cat=11&prod=70)
...
Der Spezifische Impuls ist etwas schlechter, als der des RD-0124.
Spekulation: Weil die einzelne Düse zu groß bzw. lang würde, wenn sie das gleiche Flächenverhältnis wie beim RD-0124
hätte? ... wild spekuliert.
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Neue Triebwerke
(https://images.raumfahrer.net/up044221.jpg)
RD-191W für 3 Stufe einer Schwerlastträgerrakete (RKK Energija).
Für 2014 waren auch Tests des RD-195 vorgesehen, hat die alte Bezeichnung als RD-191W mit einen Schub von rund 250 Tonnen. Der RD-181 ist eine Exportvariante des RD-193, hat eine Axial-Vektorregelung (schwingt nur die Brennkammer), ein Vorteil für den Träger als auch deutliche Verbesserung gegenüber dem RD-191. Der Brennkammerdruck des RD-181 liegt bei 262 Bar, max. Temperatur bei 3500 °C.
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Neue technologien für Trägerraketen
Für den Wostotschny Kosmodrom bekommt Sojus-2 hochmoderne Steuerungssysteme von NPO Avtomatiki, die müssen bis 30 September 2015 fertig sein. Auch für die Angara sind solche Technologien vorgesehen. Es handelt sich um ein RKC Progress Auftrag. Ja, private machen auch ohne Roskosmos, darunter die Sojus-5. Aus einer Publikation, nur einige Punkte.
Energetisch optimale Flugbahnen mit der Anwendung der Grundsätze der terminal Steuerung.
Korrektur der Flugbahn von Nutzlasten mit Hilfe der Satellitennavigation.
Volle Nutzung der Energiequelle der Trägerrakete durch den synchronen Verbrauch des Treibstoffes.
Prognose des Brennschluses mit volständigen Verbrennug des Treibstoffes.
Die Verwendung von effizienteren Algorithmen für verbesserte Erhöhung der Störunempfindlichkeit und Fehlertoleranz des Systems.
Sicherung einer hoher Transportgenauigkeit von Raumfahrzeugen durch inertial Navigation und Korrektur der Flugbahn nach GLONASS und Navstar.
Ein erhöhtes Maß an ökologischer Sicherheit durch vollen Verbrauch an Brennstoff und eine hochpräzise Führung der getrennten Elemente (Booster) in den angegebenen Bereichen des Niedergangs.
Die Unterbringung einer ganzen Reihe von Geräten in den Unterstufen, hat zu Folge eine Minimalisierung von Geräten in Oberstufen, erhöht die Effektivität des Trägers.
http://www.vninform.ru/326335/article/npo-avtomatiki-im-semihatova-razrabotaet-dlya-rkc-progress-apparaturu-upravleniya-soyuzom2.html (http://www.vninform.ru/326335/article/npo-avtomatiki-im-semihatova-razrabotaet-dlya-rkc-progress-apparaturu-upravleniya-soyuzom2.html)
[url=http://www.myshared.ru/slide/307482/]http://www.myshared.ru/slide/307482/ (http://www.myshared.ru/slide/307482/)
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Die Unterbringung einer ganzen Reihe von Geräten in den Unterstufen, hat zu Folge eine Minimalisierung von Geräten in Oberstufen, erhöht die Effektivität des Trägers.
Wie rechnet sich das ?
Das Gesamtgewicht bleibt ja gleich.
Die Oberstufe ist dann zwar leichter, aber durch den frühzeitigen Verlust von Geräten, die ja doch gebraucht wurden, muß man das doch mit erhöhter Komplexität und Performance in den Oberstufen ausgleichen. Was ja nicht zur Vereinfachung und Störsicherheit des Systems beiträgt .
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Ich glaube schon das sich das rechnen kann. Muste bisher alles in einem "Zentral Avionik" in der Oberstufe geregelt werden, scheint mir das neue System dezentral organisiert zu sein. Damit können Bauteile die nur von einer Stufe begraucht werden - mit eben dieser Stufe zusammen abgetrennt werden.
Abgesehen davon reduziert sich das Gesamtgewicht wahrscheinlich drastisch - wie eigendlich immer wenn man Avionik modernisiert.
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Abgesehen davon reduziert sich das Gesamtgewicht wahrscheinlich drastisch - wie eigendlich immer wenn man Avionik modernisiert.
Auch durch die Einführung der Laserzündung in allen Stufen senken wir erheblich die Startmasse der Sojus-2, später auch der Angara. Genaue Zahlen in kg habe ich schon gepostet.
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Mit der Laserzündung kann man schon fest rechnen ? Wann ?
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Mit der Laserzündung kann man schon fest rechnen ? Wann ?
Ab 2015 vom Wostotschny mit einer Sojus-2 ;D
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Oh schöööön ;)
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Laserzündung
Bei der Entwicklung der Laserzündung arbeiten Fachleute vom Keldysch Zentrum, NPO Energomasch und Spektrlaser der die 1,5 kg schwere Module fertigt.
Gegenwärtigt werden die Triebwerke der ersten Stufe mit einen pyrotechnischen System und in der zweiten Stufe mit recht komplexen Systemen mit viel Ventilen, Rohrleitungen und elektrische Ausrüstung gezündet. Für die Zündung wird nur 6-8 g/s an Treibstoff verbraucht, der Zündvorgang dauert nur 0,2/0,5s. Die Lasermodule sind für alle Treibstoffe vorgesehen. Es geht um die Senkung von einigen hundert kg an Startmasse bei Trägerraketen. Besonders bemerkbar in den Oberstufen.
Die Sojus-2 erhalten 32 oder 64 Lasermodule.
http://i.rbc.ru/anons/item/spektralazer_ispytal_lazernye_moduli_dlya (http://i.rbc.ru/anons/item/spektralazer_ispytal_lazernye_moduli_dlya)
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Laserzündung
Bei der Entwicklung der Laserzündung arbeiten Fachleute vom Keldysch Zentrum, NPO Energomasch und Spektrlaser der die 1,5 kg schwere Module fertigt.
Gegenwärtigt werden die Triebwerke der ersten Stufe mit einen pyrotechnischen System und in der zweiten Stufe mit recht komplexen Systemen mit viel Ventilen, Rohrleitungen und elektrische Ausrüstung gezündet. Für die Zündung wird nur 6-8 g/s an Treibstoff verbraucht, der Zündvorgang dauert nur 0,2/0,5s. Die Lasermodule sind für alle Treibstoffe vorgesehen. Es geht um die Senkung von einigen hundert kg an Startmasse bei Trägerraketen. Besonders bemerkbar in den Oberstufen.
Die Sojus-2 erhalten 32 oder 64 Lasermodule.
http://i.rbc.ru/anons/item/spektralazer_ispytal_lazernye_moduli_dlya (http://i.rbc.ru/anons/item/spektralazer_ispytal_lazernye_moduli_dlya)
Danke für die Info. Für mich als SpaceX Fan sehr interessant. Ich denke, ein solches System wird man auch dort entwickeln. Für ihren zukünftigen Träger, aber auch für ihre Falcon 9. Die Wiederzündungen der Erststufe werden so deutlich einfacher und ohne die giftigen Zündstoffe.
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Beim RD-107/108 wurden früher alle. Kammern mit Pyroladungen gezündet, die am Boden blieben, also quasi Null Masse für den Start hatten. Diese Technologie stammt aus Peenemünde Das hat man vor einigen Jahren ersetzt durch chemische Zündung (hypergoler Vorlauf) mit separatem Tank, Leitungen, Ventilen und zugehöriger Steuerelektronik (RD-107A/108A). Das fliegt alles mit.
Beim RD-170/180/191 wird auch chemisch gezündet. Daß Laserzündung im Prinzip funktioniert ist bekannt, aber ob der Laser und die Optik fur einen Raketenstart robust genug sind, das muss wohl erst gezeigt werden.
Bereits 2015 würde mich sehr überraschen, möglicherweise gibt es Vorarbeiten die ich nicht kenne.
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Bereits 2015 würde mich sehr überraschen,
Mich auch. An der Leistung pro Laser wirds vlt nicht mangeln. Aber man muß ja zwecks sicherer Zündung ein "Netz" von Strahlen erzeugen. Abgesehen von den druckfesten "Einschraubstellen". Und dazu die (redundante) Elektronik und Verkabelung für ein paar Dutzend Laser. Und bei Oberstufen evtl. Gegenpunkte in der Kammer, damits bei Mehrfachzündungen keinen Einfraß gibt, wo die Hitze weiterarbeitet. Also hört mir auf mit ein paar wenigen Kilo.
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Bereits 2015 würde mich sehr überraschen, möglicherweise gibt es Vorarbeiten die ich nicht kenne.
An Laserzündung wird schon seit Jahren gearbeitet, dazu gibt es auch fachliche Publikationen mit Tabellen und Diagramen für die unterschiedlichen Treibstoffe. Auch viele Brennversuche wurden schon mit den Sojus Triebwerken gemacht, es gab auch keine Beanstandungen.
Siehe auch meinen Bericht über die umfangreichen technischen und technologischen Veränderungen von NPO Avtomatiki bei den Sojus Trägerraketen ab 2015 vom Wostotschny.
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Fotoreportage:
Wie die besten Raketentriebwerke in der Welt produziert werden, mit einen Video zu RD-170.
http://m.geektimes.ru/post/243763/ (http://m.geektimes.ru/post/243763/)
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Fotoreportage:
Wo die besten Raketentriebwerke der Welt kommen.
http://m.geektimes.ru/post/242643/ (http://m.geektimes.ru/post/242643/)
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Scheeen :) und dazu die Musik von Jean Michel Jarre !
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Wo muss ich die Musik anklicken?
Ich habe nichts gehört.
Gruß,
Jens
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Die Backgroundmusik ist es
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Mehr Nutzlast
Bezogen zu meinen Beitrag über Sojus-2, hier noch eine Ergänzug zu Sojus-2.1a. Durch die Einführung digitaler Steuersysteme, digitale Funktelemetrie Meßsysteme und forcierte Triebwerke der ersten und zweiter Stufe, wurde die Nutzlast um 300 kg gegenüber der Sojus-U-PVB erhöht.
Auch an Sojus-TMA gehen die Modernisierungen weiter, darunter die Verwendung von modernen Systemen der Kospas- Sarsat und GPS- GLONASS Technologie für die genaue Bestimmung der Landekoordinaten der Raumschiffe
http://www.i-mash.ru/news/nov_otrasl/61420-roskosmos-podvjol-itogi-raboty-v-2014-godu.html (http://www.i-mash.ru/news/nov_otrasl/61420-roskosmos-podvjol-itogi-raboty-v-2014-godu.html)
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Triebwerke von KBCHM Isajew
Eine sehr lange Tabelle von allen Triebwerken und technischen Daten, ab RD-1 von 1944 bis 11D49M aus dem Jahr 1995.
https://yadi.sk/i/9pjnr4C5dWf89 (https://yadi.sk/i/9pjnr4C5dWf89)
oder auch:
https://docviewer.yandex.com/?url=ya-disk-public%3A%2F%2FlHSg11SbZj6bFHlFAry0n4joSAOr1C6pPTgoWVBcZho%3D&name=%D0%94%D0%B2%D0%B8%D0%B3%D0%B0%D1%82%D0%B5%D0%BB%D0%B8%20%D0%9A%D0%91%D0%A5%D0%9C%20%D0%B8%D0%BC.%20%D0%98%D1%81%D0%B0%D0%B5%D0%B2%D0%B0.xls&c=54b8d5354f32 (https://docviewer.yandex.com/?url=ya-disk-public%3A%2F%2FlHSg11SbZj6bFHlFAry0n4joSAOr1C6pPTgoWVBcZho%3D&name=%D0%94%D0%B2%D0%B8%D0%B3%D0%B0%D1%82%D0%B5%D0%BB%D0%B8%20%D0%9A%D0%91%D0%A5%D0%9C%20%D0%B8%D0%BC.%20%D0%98%D1%81%D0%B0%D0%B5%D0%B2%D0%B0.xls&c=54b8d5354f32)
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Wie groß ist eigentlich das Raumfahrtbusget Russlands?
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Wie groß ist eigentlich das Raumfahrtbusget Russlands?
Für FKP 2016-2025 waren 2,3 Billionen Rubel vorgesehen. Aber auch hier, durch die politischen Umstände und Sanktionen muss Roskosmos kürzen. Siehe Beitrag in russischer Raumfahrt. Für 2014 hatten wir Ausgaben um die 178 Milliarden Rubel. Offiziell für 2013 bei 170 Milliarden Rubel.
Напомним, что в этом году утвержденный бюджет Роскосмоса составил около 170 млрд руб. Он сложился из трех федеральных целевых программ: "Федеральная космическая программа на 2006-2015 годы" (128,3 млрд руб.), "Поддержание, развитие и использование системы ГЛОНАСС на 2012-2020 годы" (21,6 млрд руб.), а также "Развитие российских космодромов на 2006-2015 годы" (19,9 млрд руб.).
http://www.kommersant.ru/doc/2376326 (http://www.kommersant.ru/doc/2376326)
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Wenn das Budget so klein ist, wird man doch wahrscheinlich so gut wie nichts mehr entwickeln können. Das bischen benötigt man doch wahrscheinlich um Sojus u. Proton am leben zu halten.
Schade dann sind die vorgestellten neuen Raketen und Missionen die kommen sollen wohl nicht mehr als Designestudien und Rauchbomben.
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Schade dann sind die vorgestellten neuen Raketen und Missionen die kommen sollen wohl nicht mehr als Designestudien und Rauchbomben.
Das ist nicht korrekt, für die nächsten 10 Jahre wurde das Budget verdoppelt, umfasst auch neuen Trägerraketen. Bei Kürzungen sieht die Sache etwas anders aus. Die neuen Trägerraketen sind aber keine Studien, sonder fertige ingenieurtechnische Arbeiten für Roskosmos. Also abwarten und um Geld zu sparen kommt auch Sojus-5, dazu gibt es auch keine Alternative. Im prinzip reines Business, in der Raumfahrt mache ich aber keine Investitionen.
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Nanomaterialien für Fenster der Raumschiffe/Orbitalstationen
Russische Raumschiffe und Orbitalstationen werden neue Beschichtung aus Nanomaterialien auf ihren Fenstern erhalten. Durch diese technologische Mehrschichtvergütung werden die Fenster effektiv von kosmischem Staub und Schmutz geschützt, so der stellvertretender Direktor des Instituts für Festigkeitsphysik und Werkstoffwissenschaften Victor Sergeev. Die Beschichtung hat eine hohe Entspannungsfähigkeit (hat also die Eigenschaft die Energie der kosmischen Teilchen zu bremsen) und besteht aus speziell ausgewählten Materialien um die kinetische Energie der Teilchen umzuwandeln und entlang der Oberflächenschicht zu verteilen. Dies schützt das Glas vor dem Auftreten der Krater.
Bei der Erprobung auf dem Boden erfogte der Mikroteilchenbeschuss mit 5000-8000 m/s, die Anzahl der Krater wurde damit drastisch reduziert. Damit werden in Zukunft die Gläser eine lange Lebensdauer und ihre optischen Transparenzeigenschaften erhalten. Die Produkte aus Tomsk kommen 2015 in den Weltraum, werden weiter entwickelt und in der Zukunft erhalten Raumschiffe die neue Glasbeschichtung.
http://tass.ru/nauka/1748569 (http://tass.ru/nauka/1748569)
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Das ist doch mal ein Fortschritt, der auch nicht gleich Milliarden verschlingt.
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Das ist doch mal ein Fortschritt, der auch nicht gleich Milliarden verschlingt.
Da hast du Recht. Nicht so wie bei der NASA. Ich finde, was Roskosmos macht ist viel besser.
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Tank aus Verbundwerkstoffen
In Krasnojarsk bei ISS Reschentjew wurden neue Xenon-Hochdrucktanks mit erhöhter Kapazität für Korrektursysteme entwickelt und gebaut. Der neue Tank aus Verbundwerkstoffen hat sich auf dem Satelliten Express-AM6 bewährt. Er ersetzte die bisherigen vier alten Tankdesign und mit halb so viel Gewicht und 350 kg Xenon statt 280 kg. Durch diese innovative Entwicklung der Tanks mit bis 570 kg Xeon, werde sich die Lebensdauer und die technische Eigenschaften der Satelliten deutlich erhöhen.
Das sibirische Unternehmen hat insgesamt mehr als 1200 Raumfahrzeuge geschaffen.
http://tass.ru/kosmos/1756370 (http://tass.ru/kosmos/1756370)
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Gitterstruktur und Verbundwerkstoffe der Proton-M
(https://images.raumfahrer.net/up044220.jpg)
Bild: Adapter für schwere Satelliten die in geostationäre Umlaufbahn kommen.
Auf dem Link sehen wir Teile/Adapter der Proton-M aus Verbundwerkstoffen mit hohen ökonomischen Effekt dieser technologien. Besonders breite Anwendung erlangen diese Entwicklungen in Sojus-5, darunter für Brennstofftanks.
http://www.tsniism.ru/production_4.htm (http://www.tsniism.ru/production_4.htm)
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Die Übergangsstellen Kohle-Metall täten mich mal interessieren.....
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Briz-M Tank
(https://images.raumfahrer.net/up044219.jpg)
Tank der Briz-M Stufe zum Speichern von Hochdruckgasen wie Xenon, Stickstoff, Helium.
http://www.tsniism.ru/production_2.htm (http://www.tsniism.ru/production_2.htm)
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Ein gutes Beispiel für "Effizienz ist auch meist mit Schönheit verbunden und auch umgekehrt"
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Schmiede der Raketentriebwerke
t=57
Eine Reportage über NPO Energomasch mit Filmsequenzen über Detonationtriebwerke:
1) Die heutige Möglichkeiten der chemischen Triebwerke sind ausgeschöpft.
2) Der nächste qualitativer Sprung sind die Detonationstriebwerke.
3) Erste Test der neuartigen Triebwerke im Herbst 2015.
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Schmiede der Raketentriebwerke
t=57
Eine Reportage über NPO Energomasch mit Filmsequenzen über Detonationtriebwerke:
1) Die heutige Möglichkeiten der chemischen Triebwerke sind ausgeschöpft.
2) Der nächste qualitativer Sprung sind die Detonationstriebwerke.
3) Erste Test der neuartigen Triebwerke im Herbst 2015.
An Detonationstriebwerke glaub ich nicht. Die sind unglaublich laut.
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Knatterton? ;) ;D
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Ja olle Nick würde das nix ausmachen. ;D
Was mich wirklich interessiert - wie kann man diese Vibrationen mit einer angemessenen Struktur auffangen, ohne daß man Tonnen Material nur für Schwingungsdämpfung braucht?
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Welche Detonationen kann und will man den Nutzen? Man hat ja schon mal an Nukleare Sprengköpfe gedacht. Diese dann aber aufgegeben. Herkömmlicher Sprengstoff ist auch wohl zu schlecht.
Man sollte nicht davon ausgehen das man diese Explosionen von kleinen Test Triebwerken einfach so Hochskalieren kann. Und dann gibt es noch noch die Frage wie man das im Vakuum machen will. Ich denke das wird bei einigen der schon angekündigten Russischen Wunder in der Raketentechnik einfach nicht beachtet.
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Welche Detonationen kann und will man den Nutzen? Man hat ja schon mal an Nukleare Sprengköpfe gedacht. Diese dann aber aufgegeben. Herkömmlicher Sprengstoff ist auch wohl zu schlecht.
Man sollte nicht davon ausgehen das man diese Explosionen von kleinen Test Triebwerken einfach so Hochskalieren kann. Und dann gibt es noch noch die Frage wie man das im Vakuum machen will. Ich denke das wird bei einigen der schon angekündigten Russischen Wunder in der Raketentechnik einfach nicht beachtet.
Bevor du so ein Unsinn schreibst, lese doch die amerikanische und russische Patente dazu.
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tobi
An Detonationstriebwerke glaub ich nicht. Die sind unglaublich laut.
Die Bezeichnung ist etwas irreführend. Im Prinzip haben wir eine normale aber verstärkte Brennkammer wo die vorhandene Druckwelle bis zu achttausend Umdrehungen pro Sekunde macht. Für einen effizienten Betrieb ist eine hohe Wiederholungsfrequenz der Einleitung einer Detonationswelle (100-200 Hz) ausschlaggebend. Bei der Arbeit wurden auch ältere amerikanische und russische Patente berücksichtigt und deutliche Verbesserungen vorgenommen, darunter technische Reduzierung der Schwingungsbeanspruchungen als auch die Stabilität der Impulsdetonation durch Minimierung der Anzahl von Impulsventilen.
Insgesamt ist das Triebwerk aber sehr einfach und billig, auch hier ein entscheidenden Vorteil. Zunächst handelt sich hier um Grundlagenforschung. Eine genau Beschreibung aus einem russischen Patent kann ich hier reinstellen. Ja, alles in russisch.
Möglicher spezifischer Impuls mit Kerosin ab 400-450s.
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Es wäre doch für die Raumfahrt eher interessant, den Impuls zu erhöhen, denk ich. Da liegen doch derzeit die Grenzen bei 470 (LOX/LH2) .
Was nicht so recht zu sehen ist - kommt denn eine Impulserhöhung dabei raus oder ist es "nur" die Erhöhung der Effizienz (bessere Verbrennung/ einfachere Konstruktion) ? Letzteres wäre mehr für die Luftfahrt interessant. Wenn sich damit allerdings ein Weg ergibt, luftatmende Triebwerke für reine Raketenstartflugzeuge zu bekommen, wärs auch nicht schlecht.
Hier mal noch was in Deutsch -
http://rostec.ru/de/research/project/3083 (http://rostec.ru/de/research/project/3083)
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Es wäre doch für die Raumfahrt eher interessant, den Impuls zu erhöhen, denk ich. Da liegen doch derzeit die Grenzen bei 470 ( .
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Habe doch gepostet,
wir erreichen mit Kerosin einen Impuls von LOX/LH2.
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Habe doch gelesen,
aber mich hätte halt doch interessiert, ob man Hoffnungen hat, auch mal über diese Schwelle von 470 zu kommen. Das mit Kerosin zu erreichen, ist gut, aber nur eine Erhöhung der Effizienz.
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aber mich hätte halt doch interessiert, ob man Hoffnungen hat, auch mal über diese Schwelle von 470 zu kommen. Das mit Kerosin zu erreichen, ist gut, aber nur eine Erhöhung der Effizienz.
Der Wirkungsgrad für Verbrennung und Düsenentspannung liegt dezeit bei mindestens 95%. Da sind keine Sprünge mehr drin. Kerosin von 350 s auf 470 s Isp ist da deutlich mehr (ca. 35%).
Ob's mit Detonation geht weiß ich nicht, aber die dabei entstehenden dynamischen Lasten dürfen wohl nicht voll bei der Nutzlast ankommen. Das hält die nicht aus.
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Habe doch gelesen,
aber mich hätte halt doch interessiert, ob man Hoffnungen hat, auch mal über diese Schwelle von 470 zu kommen. Das mit Kerosin zu erreichen, ist gut, aber nur eine Erhöhung der Effizienz.
Das ist unbescheiden. :)
Ein ISP von Wasserstoff mit Kerosin, das würde Welten öffnen. Es wäre ein Durchbruch.
Nur glaube ich es nicht. Da stehen wirklich die Naturgesetze davor. Jetzige Triebwerke erreichen oder übertreffen schon jetzt einen Wirkungsgrad von 90%. Das läßt selbst theoretisch nur noch einen Spielraum von 10% nach oben zu.
@proton
Da ändert auch ein Explosionstriebwerk nichts dran, leider.
ISP 470 oder besser mit Kerosin ginge nur mit einem luftatmenden Triebwerk. So ein Triebwerk ist aber für eine senkrecht startende Rakete nicht praktikabel. Da bräuchte man etwas wie Skylon.
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Luftatmende Detonationstriebwerke wurden schon getestet, es wurde eine Schubsteigerung von 50% erreicht und eine weitere Schuberhöhung um 150-200% ist in Zukunft möglich.
Führerschein
Nur glaube ich es nicht. Da stehen wirklich die Naturgesetze davor. Jetzige Triebwerke erreichen oder übertreffen schon jetzt einen Wirkungsgrad von 90%. Das läßt selbst theoretisch nur noch einen Spielraum von 10% nach oben zu.
Der Vergleich mit den jetzigen Triebwerken ist nicht korrekt, die Grenzen des Machbaren wurden doch erreicht, so auch die NPO Energomasch Publikationen. Es geht hier um völlige neue Ansätze, bei einen Durchbruch wäre ein Isp von 500 und mehr möglich. Aber selbst 450s beim Start wäre doch eine Sensation.
Aus einer Publikation:
- Isp = 10% über den Wasserstoff
- Sehr einfache Konstruktion und dementsprechend hohe Zuverlässigkeit
- Keine Turbopumpe notwendig
- Treibstoff wird bei einem niedrigen Druck in die Verbrennungskammer zugeführt
- Durch die Mikroexplosionen wird der Druck um 18 bis 20 Mal erhöht
- Drastische Reduzierung der Kosten für die Herstellung eines Triebwerks
Dazu der technischer Vergleich zu Space Shuttle Triebwerken mit sehr hohen Drücken von 500 und 210 Bar. Um die gleiche Leistung mit einen Detonationtriebwerk zu erreichen brauchen wir nur 10 Bar.
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@proton
Da ändert auch ein Explosionstriebwerk nichts dran, leider.
Hab nichts anderes behaupten wollen.
ISP 470 oder besser mit Kerosin ginge nur mit einem luftatmenden Triebwerk. So ein Triebwerk ist aber für eine senkrecht startende Rakete nicht praktikabel. Da bräuchte man etwas wie Skylon.
Bis in welche Höhe funktionieren solche luftatmenden Triebwerke? Wir wollen ja in den luftleeren Weltraum. Und Skylon hat ein völlig anderes Triebwerkskonzept.
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Ich habe keine Ahnung, wie ein solches Konzept aussehen könnte. Ich bin nur sicher, daß man ISP 470 nicht mit Kerosin/LOX als Treibstoff erreichen kann.
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Ich habe keine Ahnung, wie ein solches Konzept aussehen könnte. Ich bin nur sicher, daß man ISP 470 nicht mit Kerosin/LOX als Treibstoff erreichen kann.
Ich habe kurz beschrieben, eine genaue Beschreibung ist in den Patenten vorhanden, habe nur in russisch.
Im Prinzip haben wir eine normale aber verstärkte Brennkammer wo die vorhandene Druckwelle bis zu achttausend Umdrehungen pro Sekunde macht. Für einen effizienten Betrieb ist eine hohe Wiederholungsfrequenz der Einleitung einer Detonationswelle (100-200 Hz) ausschlaggebend.
Die Brennkammer ist schon fertig und Treibstoff hat hier keine primäre Bedeutung, sondern die Wiederholungsfreguenz der Mikrodetonationen.
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Aber nun also doch 500 möglich.
Aber selbst 450s beim Start wäre doch eine Sensation.
Das ist klar und hoffentlich geht die Entwicklungsarbeit ohne Hindernisse weiter...
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Aber nun also doch 500 möglich.
Aber selbst 450s beim Start wäre doch eine Sensation.
Das ist klar und hoffentlich geht die Entwicklungsarbeit ohne Hindernisse weiter...
Auch mehr wäre möglich, es geht aber heute nicht darum.
Fakt, es handelt sich um Grundlagenforschung mit neuartige Technologie, zunächst mit kleinen Schritten.
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Hier mal bei Wiki:
https://en.wikipedia.org/wiki/Pulse_detonation_engine
In Mojave wurde ein solches Triebwerk getestet und es hat 200 db produziert bei einem Schublevel von 4x 890N. Wieviel Lärm wird da wohl bei 1 Meganewton produziert?
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Zum Detonationsantrieb:
Ein Kinderradio vom WDR schreibt: "Käfer-Pupse als Vorbild für die Raumfahrt". Quelle: http://www.kiraka.de/spielen-und-hoeren/nachrichten/beitrag/b/kaefer-pupse-als-vorbild-fuer-die-raumfahrt/# (http://www.kiraka.de/spielen-und-hoeren/nachrichten/beitrag/b/kaefer-pupse-als-vorbild-fuer-die-raumfahrt/#)
Angeblich denkt man über einen Antrieb ohne Turbopumpe und ohne druckbeaufschlagte Tanks nach ... Ob es da einen Zusammenhang gibt? Wo und wer da denkt, wird nicht gesagt.
Gruß Pirx
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Hier mal bei Wiki:
https://en.wikipedia.org/wiki/Pulse_detonation_engine
In Mojave wurde ein solches Triebwerk getestet und es hat 200 db produziert bei einem Schublevel von 4x 890N. Wieviel Lärm wird da wohl bei 1 Meganewton produziert?
Die USA sind dabei ein Marschflugkörper mit Detonationstriebwerk zu Entwickeln, erster Flug in 3-4 Jahren.
Но если ведущие страны этой темой занимаются, а по информации от американцев у них первая крылатая ракета с детонационным двигателем полетит через четыре года, нам стоит над этим работать.
Theoretisch kann eine Leistung 50 bis 60 mal größer als mit vorhandenen Triebwerken erreicht werden, so die Experten von KB Dinamika aus Petersburg.
Теоретически детонационные двигатели могут в 50–60 раз превосходить существующие по объемной мощности, — говорит Павел Булат из петербургского КБ «Динамика»
Es ist aber auch Fakt, das der Wirkungsgrad der ersten Triebwerke nicht so hoch sein wird, dafür aber sehr billig.
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Die USA sind dabei ein Marschflugkörper mit Detonationstriebwerk zu Entwickeln, erster Flug in 3-4 Jahren.
Detonationstriebwerk? Was soll da detoniert werden lassen? Basierend jetzt auf nukleartechnik?
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Ey, blackman, wenigstens die letzten 5 oder 6 Postings plus Links solltest Du aber erstmal lesen. Dann weißt Du recht gut Bescheid. Und ist auch Anerkennung der Poster.
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Hier gibt es einen Artikel, der sich im Wesentlichen auf die Luftfahrt bezieht.
http://rostec.ru/de/research/project/3083 (http://rostec.ru/de/research/project/3083)
2008 hat Tobias einen Thread zu diesem Thema eröffnet.
https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=3313.0 (https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=3313.0)
Es gibt auch eine Wikipedia-Seite, die allerdings mal überarbeitet werden müsste.
https://de.wikipedia.org/wiki/Verpuffungsstrahltriebwerk (https://de.wikipedia.org/wiki/Verpuffungsstrahltriebwerk)
EADS und Skolkowo haben 2012 dazu gemeinsame Tests unternommen.
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Aber nun also doch 500 möglich.
Aber selbst 450s beim Start wäre doch eine Sensation.
Das ist klar und hoffentlich geht die Entwicklungsarbeit ohne Hindernisse weiter...
Ja, und mit den sehr billigen Acetam haben wir schon 30% mehr Nutzlast als mit Kerosin.
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Gibts eigentlich irgendwo eine Gegenüberstellung der Aufbereitungs- Herstellungs- und Lagerkosten für LH2 , Kerosin, Methan98 und Acetam ?
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Ja !
Nach den Preisen von 2012 haben wir Kosten z.B. für 1L Wasserstoff von 2000 Rubel und für 1L Acetam 100 Rubel. Spottbillig ist nur Methan, etwa auf dem Niveau von Sauerstoff.
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Spottbillig ist nur Methan, etwa auf dem Niveau von Sauerstoff.
Hat dieses billige Methan dann auch 99% Reinheit und ist entschwefelt ? Soweit ich weiß gibt es in Russland diverse Fördergebiete mit teilweise deutlichem Schwefelgehalt.
Die Entschwefelung und die Erhöhung der Reinheit ist natürlich technisch möglich, erhöht aber den Preis.
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Wie schon gepostet, die neuen Standarts (Link zu ГОСТ kann ich setzen) kommen ab 1 Januar 2016:
Marke A = ab 99%
марка А - сжиженный природный горючий газ высокой чистоты, обладающий постоянной теплотой сгорания, используемый в качестве топлива для двигателей внутреннего сгорания и энергетических установок с узкими пределами регулирования;
Marke B = 80 %
Marke V = 75 %
Die Zertifizierung als Raketentreibstoff mit genauen Angaben ob 98 oder 99% ist noch nicht vorhanden. Bei Brennversuchen hat sich 98% (ist 2 mal billiger als Kerosin) als optimal gezeigt, hat aber keine Aussage was in Sojus-5 und RD-0164 kommt. Bei RD-0162 ist die Sache etwas anders, das Triebwerk ist bis 25-30 mal wiederverwendbar, darf somt keine Russbildung haben.
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aber so richtig im Gespräch ist Acetam doch scheinbar nicht.....
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Die Zertifizierung als Raketentreibstoff mit genauen Angaben ob 98 oder 99% ist noch nicht vorhanden. Bei Brennversuchen hat sich 98% (ist 2 mal billiger als Kerosin) als optimal gezeigt, hat aber keine Aussage was in Sojus-5 und RD-0164 kommt. Bei RD-0162 ist die Sache etwas anders, das Triebwerk ist bis 25-30 mal wiederverwendbar, darf somt keine Russbildung haben.
Stimmt schon. Aber die Rußbildung hat nicht direkt was mit 98% oder 99% zu tun, sondern vor allem mit dem Schwefelgehalt. Solange der Rest nur höherwertige Kohlenwasserstoffe (CxHy) sind ist das quasi egal, sowohl für Ruß als auch für die Leistung (Isp). Der maximal erlaubte Schwefelgehalt muss daher in den GOST definiert werden, das denke ich ist aber vorgesehen.
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aber so richtig im Gespräch ist Acetam doch scheinbar nicht.....
Aber doch, arbeiten am Triebwerk und Acetam (auch mit Skolkovo) laufen, es wird auch eine Industrieanlage zur Acetam Gewinnung gebaut. Acetam hat nur einen Isp der um 15-25s über Kerosin liegt, mit seiner energetischer Leistung reicht er aber fast an Wasserstoff.
Ja, und die Betankung einer Trägerrakete ist relativ sicher, zumindest viel sicherer als die Betankung mit Methan.
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Die Zertifizierung als Raketentreibstoff mit genauen Angaben ob 98 oder 99% ist noch nicht vorhanden. Bei Brennversuchen hat sich 98% (ist 2 mal billiger als Kerosin) als optimal gezeigt, hat aber keine Aussage was in Sojus-5 und RD-0164 kommt. Bei RD-0162 ist die Sache etwas anders, das Triebwerk ist bis 25-30 mal wiederverwendbar, darf somt keine Russbildung haben.
Stimmt schon. Aber die Rußbildung hat nicht direkt was mit 98% oder 99% zu tun, sondern vor allem mit dem Schwefelgehalt.
Ja!
Demnächst werden wir mehr erfahren, es sind Brennversuche mit dem neuen RD-0167 vorgesehen und die Zertifizierung des Mathan als Raketentreibstoff soll in 3-4 Jahren fertig sein. Die Daten zu Methan sind vorhanden, sind aber noch interne Infos.
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Ja, und die Betankung einer Trägerrakete ist relativ sicher, zumindest viel sicherer als die Betankung mit Methan.
Anscheinend ist Azetam, also die Mischung aus Acetylen (Ethin) und Ammoniak sicherheitstechnisch nicht unbedingt ganz einfach, siehe einen früheren Beitrag im entsprechenden thread:
Ich glaube nicht, daß es so einfach ist. Acetylen (Ethin) kann technisch weder unter Druck, noch verflüssigt gelagert werden.
Da es zum explosiven Selbstzerfall neigt. Deshalb wird es in Aceton gelöst in Flaschen gelagert.
Bei Acetam wird statt Aceton flüssiges Ammoniak verwendet und das Acetylen darin gelöst. Diese Lösung wird dann verbrannt.
Nun gilt es rauszufinden, unter welchen Bedingungen diese Lösung stabil bleibt, und nach dem Verdampfen das Gasgemisch aus Acetylen und Ammoniak niemals zum Selbstzerfall neigt.
Ich bin aber kein Chemiker.
http://de.wikipedia.org/wiki/Ethin#Sicherheitstechnische_Kenngr.C3.B6.C3.9Fen (http://de.wikipedia.org/wiki/Ethin#Sicherheitstechnische_Kenngr.C3.B6.C3.9Fen)
Was ist demgegenüber bei der Betankung mit Methan problematisch ? Ich kenne da Tests, da gab es keine Probleme, das ist doch wie Erdgas in der Küche oder in der Heizung.
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Ja ich denk auch, das mit dem ungefährlich braucht noch ein bissel Erklärung. Immerhin kommt ja ein Großteil der Energie davon, daß die Dreifachbindung des Acetylens aufgebrochen wird. Denn der Wasserstoffanteil is geringer als bei Methan.
Acetylen C2H2 gegen Methan CH4. Bei Acetam wäre ja wegen NH3 noch Stickstoff dabei, was die Wasserstoffbilanz nicht wesentlich anhebt. Bleibt also zur Energieanhebung nur die etwas tückische Dreifachbindung.
Und warum wird dann doch erstmal der Methan"antrieb" zuende entwickelt, wenn Acetam so güstig ist?
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Technisch gibt es keine Probleme, hier geht es primär um das Verhalten bei der Verdunstung und daraus die Schlussfolgerung, dazu gibt es auch Publikationen mit Tabellen. Kann dazu näher eingehen.
Die Lagerung ist sehr stabil, hat einen Temperaturspektrum von -30/-50 Grad. Bei Trägerrakete von -40 Grad und 2 Bar und Km= 2,13. Verhältnis der Treibstoffe im Tank, 3,13 : 0,47 : 1
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Und warum wird dann doch erstmal der Methan"antrieb" zuende entwickelt, wenn Acetam so güstig ist?
Methan wird seit 1981 erforscht und ist optimal für wiederverwendbare Triebwerke. Acetam ist neu, wird seit 2008 erforscht und ab 2011 entwickelt.
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Wie üblich hängt auch hier die richtige Wahl von mehreren Parametern ab.
- Leistung (Isp): höher steigert die Nutzlast
- Treibstoffgemischdichte: höher ergibt kompaktere Stufen. Das ist vor allem für Unterstufen sehr wichtig.
- Treibstofflagerung: Giftigkeit erhöht die Komplexität, und damit die Kosten (Schutzanzüge nötig, usw.). Sinkende Siedetemperatur erhöht den Aufwwand (Kühlung nötig).
- Treibstoffpreis: billiger ist besser.
- Schwefelgehalt: weniger ist besser. Schwefelverbindungen könne Ablagerungen in Kühlkanälen o.ä. verursachen. Die Reinigung von Treibstoffen ist möglich, treibt aber die Kosten nach oben.
Ich kenne Studien daß eigentlich Propan der geeignetste Kompromiss zwischen Kerosin und Methan ist: Leistung liegt zwischen beiden, ist aber sehr kompakt und kann bei leichtem Überdruck ohne Kühlung dauerhaft gelagert werden. Allerdings muss dafür das mögliche Risiko von Schwefel-Ablagerungen geklärt werden.
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Laut NPO Energomasch Dokumenten, will das Unternehmen wieder Dreikomponententriebwerke entwickeln. Wahrscheinlich die beste Symbiose mit sehr hoher Dichte (Kerosin) und Energieleistung (Wasserstoff).
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Sauerstoffpumpe New Generation
Aus einer Publikation von NPO Energomasch und FGUP GHC:
Presented is a patent-defended concept of replacing two-spool oxygen pump (booster + main pump) by three-spool pump. An example of designing an oxygen pump for 200 tons thrust rocket engine shows variants of its lower mass and greater reliability and efficiency of the proposed scheme. Considered are application perspectives of a 30 MPa three-spool oxygen pump for land service.
Durch diese neuartige Entwicklung mit der dreistufigen Pumpe, wird die Masse der Pumpe bei einen Triebwerkschub bei 200 Tonnen um 40% reduziert. Zugleich wird die Zuverlässigkeit deutlich erhöht. In der Publikation sind umfangreiche technische Daten und Berechnungen vorhanden.
http://engine.aviaport.ru/issues/95/pics/pg16.pdf (http://engine.aviaport.ru/issues/95/pics/pg16.pdf)
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Guinness Buch der Rekorde
В книгу рекордов Гинесса
внесены самый мощный ЖРД тягой 740 тс (ОАО
"НПО Энергомаш им. В.П. Глушко") и самый легкий в своем клас/
се кислородно/керосиновых двигателей тягой 150 тс / НК/33
(ОАО "Кузнецов").
1) RD-171 als das stärkste Triebwerk der Welt
2) NK-33 als das leichteste Triebwerk seiner Kategorie
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Patent RF Nr. 42072 von 20.11.2004
Sauerstoffpumpe New Generation
Aus einer Publikation von NPO Energomasch und FGUP GHC:
http://engine.aviaport.ru/issues/95/pics/pg16.pdf (http://engine.aviaport.ru/issues/95/pics/pg16.pdf)
Dieses Jahr markiert den 10 Jahrestag der erfolgreichen Staatlichen Patentprüfung der dreistufigen Sauerstoffpumpe. Autoren sind: Gurov. V.I, Schestjakov K.N die auch einige Fachbücher veröffentlicht haben.
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Dann geht das auch in Richtung Rückholung und Wiederverwendung ?
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Treibstoff für Mach 5
In Russland wurde ein neuer Treibstoff entwickelt mit denen Flugzeuge eine Geschwindigkeit von mehr als Mach 5 erreichen, so der stellvertretende Verteidigungsminister General Dmitri Bulgakow. Durch den Einsatz von Nanopartikel aus Aluminium wurde die Dichte und Energieeffektivität um fast 20% gesteigert. Er erinnerte auch das in Russland gegenwärtig Hyperschall-Fahrzeuge entwickelt werden, es handelt sich um neue Generation von Langstrecken-Marschflugkörper für die Luftwaffe und Marine.
http://tass.ru/armiya-i-opk/1772564 (http://tass.ru/armiya-i-opk/1772564)
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Da bringt die Zusatzverbrennung von Aluminium also mehr Energie rein als das Aluminiumoxid wieder vermindert ?
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Treibstoff für Mach 5
In Russland wurde ein neuer Treibstoff entwickelt mit denen Flugzeuge eine Geschwindigkeit von mehr als Mach 5 erreichen, so der stellvertretende Verteidigungsminister General Dmitri Bulgakow. Durch den Einsatz von Nanopartikel aus Aluminium wurde die Dichte und Energieeffektivität um fast 20% gesteigert. Er erinnerte auch das in Russland gegenwärtig Hyperschall-Fahrzeuge entwickelt werden, es handelt sich um neue Generation von Langstrecken-Marschflugkörper für die Luftwaffe und Marine.
http://tass.ru/armiya-i-opk/1772564 (http://tass.ru/armiya-i-opk/1772564)
Öhm, sollen da dem Flüssigtreibstoff Aluminiumpartikel zugesetzt werden oder der Feststoff-Boosterstufe? Weil letzteres ergäbe fast kein Sinn, da man auch mit gegenwärtigen Feststoffen problemlos Flugkörper in den Bereich bringen kann, ab dem Staustrahltriebwerke funktionieren, siehe z.B. die MBDA Meteor oder den BrahMos Seezielflugkörper. Und bei Flüssigtreibstoff Aluminiumnanopartikel zugeben? Nun, das wäre auf jeden Fall interessant...
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TWiX
Und bei Flüssigtreibstoff Aluminiumnanopartikel zugeben?
Ja, habe so gepostet, steht im Link.
Aber ob wir Nanotreibstoffe in der Raumfahrt erleben, ist noch weit entfernt und fraglich. Hier handelt sich um das zusammenmischen von Wasserstoffteilchen(verkapselt) mit Sauerstoff, hat natürlich technische Vorteile.
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Wenn ich mir vorstelle - 300 Tonnen Flüssig-Wasserstoff/Sauerstoff schon gemischt, egal wie auch immer. Das muß doch im Katastrophenfall die Kraft einer Atombombe haben.
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Steuer- und Regelsysteme der Schubsteuerung
Aus der Fachzeitschrift Dvigatel 6/2014, von D. Puschkarjow, Konstruktor bei NPO Energomasch
The modernization of control systems of the RD170 engine family (RD170, RD171, RD171M, RD180, RD191) is showed in this arti&
cle. The JSC "NPO Energomash" has developed algorithms of control that include the influence of several external factors (tem&
peratures, densities and input pressures of components) on the thrust and the mixture ratio.
http://engine.aviaport.ru/issues/96/pics/pg18.pdf (http://engine.aviaport.ru/issues/96/pics/pg18.pdf)
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Verwendung von Kühleigenschaften des Methan zur Erhöhung der Energieausbeute
Fachartikel von I.A.Klepikow, NPO Energomasch
http://vestnikmach.bmstu.ru/articles/375/375.pdf (http://vestnikmach.bmstu.ru/articles/375/375.pdf)
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Detonationstriebwerke
zwei Sequenzen aus dem Video:
(https://images.raumfahrer.net/up046278.jpg)
(https://images.raumfahrer.net/up046279.jpg)
Laut Info von NPO Energomasch, soll die Brennkammer für Versuche schon fertig sein.
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Angara
ein Film Veröffentlicht am 16.03.2015, über 43 Minuten.
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Angara-A5W technische Aspekte
Russland macht ernst mit der neuen Angara, mit relativ wenig Aufwand wird die Nutzlast gleich um 10 Tonnen angehoben, somit werden auch bemannte Flüge zum Mond (ohne Landung) möglich. Dazu ist notwendig:
1) Neue RD-0150 Triebwerke, Wasserstoff
2) Neue dritte Stufe
Für die erforderliche Nutzlast von 35-37 Tonnen haben wir folgendes technisches (muss) Szenario, damit die Gleichnung aufgeht:
1) Beim Start müssen die RD-191 Triebwerke der ersten und zweiten Stufe für 42 Sekunden 10% mehr Schub liefern.
2) Schuberhöhung des RD-0150 von 40 auf 77 Tonnen.
3) Die Verwendung von RD-193 wäre noch effektiver, hier aber nur am Rande.
Die erforderliche Mehrleistung ist absolut kein Hinderniss, somit wäre der Träger um 2022-23 für 40 Milliarden Rubel Startbereit.
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Taimur Trägerrakete
(https://images.raumfahrer.net/up046277.png_srz_600_1500_75_22_0.50_1.20_0.00_png_srz)
Die Nutzlast der modularen Rakete liegt zwischen 9 und 135 kg, die Kosten pro 1kg Nutzlast um 20 000 $. Die ersten Versuchsstarts erfolgen von Kapustin Jar.
Laut FKP 2016-25 ist für Roskosmos eine Trägerrakete mit RD-0162SD für 500 kg Nutzlast vorgesehn.
http://www.spacelin.ru/#!taymyr/c1wuk (http://www.spacelin.ru/#!taymyr/c1wuk)
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Ist das mit der Taimur was Ernsthaftes? Ich meine, ist ja ok, wenn auch RU das Segment bedient. Da mach doch gleich 'nen neuen Thread auf :)
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Ist das mit der Taimur was Ernsthaftes? Ich meine, ist ja ok, wenn auch RU das Segment bedient. Da mach doch gleich 'nen neuen Thread auf :)
Ja, und solange Gelder reinkommen geht die Arbeit weiter, ab Sommer will auch Skolkovo sich daran beteiligen.
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Interessant ist ja, daß die gleich mit Grid fins starten....
Will man am Aufwand für Stabilisierung sparen ?
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Effektivität auf GEO
(https://images.raumfahrer.net/up046275.JPG)
Hier noch eine bildhafte Information der Effektivität der Trägerraketen in Abhängigkeit von der geografischer Lage des Kosmodroms, aus einen Vortag von V. Lopota. Es geht um den Transport von 1 kg Nutzlast auf eine GEO Bahn und die notwendige Ausgangsmasse der Trägerrakete.
1) Kosmodrom am Äquator ...... 175 kg
2) Kosmodrom Wostotschny .....350 kg......um etwa 200% grössere Startmasse
3) Kosmodrom Plessezk ............700 kg......um etwa 400% grössere Startmasse
Effektivität auf LEO
(https://images.raumfahrer.net/up046276.JPG)
Für den Transport einer Nutzlast von 1 kg auf LEO, 200 km, haben wir folgende Werte der Startmasse:
1) Kosmodrom am Äquator.......29 kg
2) Kosmodrom Plessezk...........35 kg.....um 20% grössere Startmasse
Ja, die Zahlen als auch die damit verbundenen Startkosten sprechen Bände.
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Ja, echt schade....
doofe Physik ;)
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NPO Energomasch,
einige Einblicke über die Erbauer der Raketentriebwerke, ein älteres Video.
t=54
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Trägerrakete für Transferbahn
In der Fachzeitschrift Polet/2014 wird auf eine neue Trägerrakete für Sea Launch eingegengen. Hier die Eckdaten:
1) Nutzlast bis 6 Tonnen auf einer Transferbahn.
2) Der Träger startet mit der Nutzlast ohne Beschleunigungsstufe, vereinfacht den Aufstieg.
3) Ein Element des Trägers ist ein Block von der Schwerlastträgerrakete (wahrscheinlich mit RD-175).
4) Das zweite Element ist die zweite Stufe der Angara.
http://www.mashin.ru/eshop/journals/polet/2026/8/ (http://www.mashin.ru/eshop/journals/polet/2026/8/)
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Ohne Beschleunigungsstufe, also eine 2-Stufen-Rakete. Verstehe ich das richtig?
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Ohne Beschleunigungsstufe, also eine 2-Stufen-Rakete. Verstehe ich das richtig?
Ja :)
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OKR Poima
In Rahmen der Entwicklungsarbeit werden in ISS Reschentjew gemeinsam mit dem St. Petersburg Physikalisch-Technischen Institut und der russischen Akademie der Wissenschaften neuartige Solarzellen entwickelt.
Einer dieser Entwicklungen ist der Einsatz von Solarzellen in der Raumfahrt mit Hilfe von Sonnenlicht Konzentratoren, eine Art von Speziallinsen. Durch diese Technologie erhöht sich der Lichtfluss um das Achtfache, dadurch können wir drastisch die Anzahl der Solarphotovoltaikzellen reduzieren.
В рамках опытно-конструкторской работы «Пойма» на протяжении трёх лет специалистами «ИСС» совместно с санкт-петербургским Физико-техническим институтом имени А.Ф. Иоффе Российской Академии наук и предприятиями кооперации велись разработки по двум направлениям. Одно из них – применение в составе солнечных батарей спутников линзовых концентраторов солнечного света. За счёт размещения поверх фотоэлементов специальных линз концентрация светового потока повышается в восемь раз. Таким образом, появляется возможность уменьшить на солнечной батарее количество фотоэлементов на основе трехкаскадного арсенида галлия – эффективного, но дорогостоящего.
Учитывая, что фотоэлементы составляют основную часть стоимости солнечных батарей, полученная экономия даст существенное конкурентное преимущество.
Link ist leider nicht abrufbar.
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Evolution der R-7 Brennkammer
aus einen Fachbeitrag in Dvigatel, Autoren:
A. Daron, ein NPO Energomasch Veteran, Professor, Konstruktor der ersten Brennkammer mit gelöteter Kupferwand, führender Entwickler der R-7 Triebwerke.
W. Rachmanin, Leitender Sachverständiger.
http://engine.aviaport.ru/issues/53/page38.html (http://engine.aviaport.ru/issues/53/page38.html)
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Ich mach grad einen Russischkurs und kann so wenigstens die Buchstaben üben und so manches Wort versteh ich schon, dauert aber noch ein paar Monate...
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RD-181 der ungewöhnliche Triebwerk
Aus einer Publikation von NPO Energomasch, darunter die Aussagen von den Leitern der unterschiedlicher Bereiche.
- Die Entwicklungszeit ist Reif für Guinnessbuch der Rekorde.
- Von der Beschlussfassung zum Bau und bis zu ersten Brennversuchen vergingen 2,5 Monate.
- Die kritische Temperatur liegt bei 3500 Grad, hier wurden originelle Lösungen zum Kühlen der Wände entwickelt.
- Über den grundlegenden Unterschied bei der Schubvektorsteuerung zu RD-191 habe berichtet, bei RD-181 schwenkt nur die Brennkammer, damit deutliche Vorteile für den Triebwerk als auch der Trägerrakete im ganzen.
- Werk 221 ist zu 110% ausgelastet in anderen wird auch an freien Tagen gearbeitet.
http://www.npoenergomash.ru/netcat_files/File/ZaRodinu/za_rodin2015_04.pdf (http://www.npoenergomash.ru/netcat_files/File/ZaRodinu/za_rodin2015_04.pdf)
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Gibt es eigentlich zum RD 181 eine technische Doku, die man sehen kann ? Müßte es doch auch in englisch geben, gibt ja Lieferverträge mit den USA.
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Detonationtriebwerke - Ergebnisse
Im Jahr 2014 haben russischen Wissenschaftler am Institut für Chemische Physik der Russische Akademie der Wissenschaften, erstmalig in der Welt experimentell bewiesen, über die Machbarkeit und Vorteile der Detonationstriebwerke von Jakow Zeldovitsch bewiesen. Der thermodynamischer Prozess bei Verbrennung von Wasserstoff-Sauerstoff ist effektiver als bei einer kontinuierlichen Verbrennung der gleichen Mischung.
Der spezifische Impuls und Schub von zwei verschiedenen kleinen Triebwerken war bei kontinuierlichen Detonationsregime um 6% bis 8% höher als beim Betrieb im kontinuierlichen Verbrennung. Dieser Erfolg wäre ein qualitativen Sprung in der Verbesserung der Effizienz der Verwendung der chemischen Energie. Die thermodynamischen Berechnungen zeigten auch, daß die Effizienz des Zeldovitch Zyklus (heute als Detonationsverbrennungszyklusals bezeichnet) hat um 20% bis 30% höheren Wirkungsgrad als mit der konventioneller Verbrennung.
Die Ergebnisse wurden von der Akademie der Wissenschaften veröffentlicht als auch im Journal of Hydrogen Energy (International Journal of Hydrogen Energy, 2015) publiziert.
http://vpk.name/news/131242_v_rossii_vpervyie_v_mire_eksperimentalno_dokazana_energoeffektivnost_raketnogo_dvigatelya_s_nepreryivnodetonacionnyim_goreniem.html (http://vpk.name/news/131242_v_rossii_vpervyie_v_mire_eksperimentalno_dokazana_energoeffektivnost_raketnogo_dvigatelya_s_nepreryivnodetonacionnyim_goreniem.html)
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Gibt es da auch Betrachtungen zur vermutlich anderen/stabileren Struktur (mit vermutlich mehr Gewicht) sowie des verbesserten Schutzes der Nutzlast vor Vibrationen usw. usw. ? Speziell in Hinsicht - ab wann ist die Performanceverbesserung so groß, daß sie umfassende Neukonzipierungen lohnt?
6...8 % scheinen mir dafür zuwenig....
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Wie hier schon beschrieben, der Vorteil neben den Hohen Isp der bis 25-30 % grösser sein kann als konventionell, ist die simple Konstruktion in Verbindung von sehr niedrigen Kosten und sehr hohe Zuverlässigkeit.
Ein Raumschlepper mit einen Isp von 570s oder 600s (Wasserstoff), wäre schon ein gewaltiger Fortschritt in der Raumfahrt.
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Mikro-IDRD Triebwerk
In Rahmen der Nanotechnologija-SG Arbeiten, gehen in Russland auch Entwicklungen an Detonationstriebwerken für unterschiedliche Treibstoffe mit Nanoteilchen für die Korrektur und Stabilisierung von kosmischen Apparaten. Hier einige Daten:
1) Betriebsfrequenz über 200 Hz
2) Länge von 40-50 cm
3) Durchmesser von weniger als 2 cm
4) Versorgungsspannung 12 V
5) Zündenergie beträgt 0,1 J
6) Druck in den Versorgungsleitungen 1 MPa
7) Druck in der Detonationswelle 36 MPa
Der Isp ist bis 7 % grösser als in herkömmlichen Korrekturtriebwerken, auch hier simple Konstruktion und sehr hohe Zuverlässigkeit der IDRD.
http://idgcenter.ru/orbit.htm (http://idgcenter.ru/orbit.htm)
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Das mit dem ISP glaube ich ja schon, auch die evtl. einfachere Konstruktion. Mich interessieren die Probleme einer Struktur, in der ein Teil kräftige Schwingungen erzeugt in einem Frequenzbereich, in dem auch Strukturteile mal hier, mal da in Resonanz geraten könnten. Und damit verteuernden Zusatzaufwand erfordern.
Aber 600s sind freilich ein lohnendes Ziel. Da fragt man sich wieder - warum wurde das nicht schon früher erprobt bzw. was ist erst jetzt verfügbar?
Wo doch schon A. Tolstoi vor Jahrzehnten sowas beschrieben hat ;)
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Methan Zusammensetzung
als Raketentreibstoff als auch Vorkommen auf dem russischen Territorium, nach einer Barmin Publikation von 2009. Die Normen für die Trägerraketen werden aber noch verändert, die Publikation wurde vor den Versuchen am Triebwerk 2015 geschrieben.
(http://novosti-kosmonavtiki.ru/bitrix/components/bitrix/forum.interface/show_file.php?fid=54437&width=500&height=500)
(http://novosti-kosmonavtiki.ru/bitrix/components/bitrix/forum.interface/show_file.php?fid=54438&width=500&height=500)
http://rutracker.org/forum/viewtopic.php?t=3563180 (http://rutracker.org/forum/viewtopic.php?t=3563180)
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McFire
Kann man nach dem Prinzip überhaupt Großtriebwerke (Bereich F-1 , SSME u.ä.) bauen, ohne daß die Gesamte Struktur der Rakete zerkrümelt ? Und ohne daß noch in 100km Entfernung die Fensterscheiben bersten? Oder sind diese Triebwerke nur für Oberstufen gedacht (großer Impuls, lange Zeit)
Bitte nicht übertreiben.
In Detonationtriebwerken entstehen doch keine Explosionen im eigentlichen Sinne, genaue Beschreibung und Arbeitsweise ist in Patenten nachzulesen, darunter die technische Möglichkeiten für die Senkung des Lärmpegels. Da hatte die Ares-1 ganz andere Problemme.
Habe geschrieben, schon ab 2016/17 erscheinen die ersten Marschflugkörper mit Detonationstriebwerken.
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Ja natürlich keine Detonationen wie bei Sprengungen o.ä. Das ist doch klar.
Aber es sind und bleiben (kleine) Explosionen und das (wenn Dauerleistung gebraucht wird) in einer Folge, die man als Frequenz bezeichnen kann. Und auch in dem Bereich, wo eine Struktur an diversen Punkten/Assemblies zu Resonanzen neigen kann. Jeder Punkt an einer anderen Frequenz.
Selbst bei den herkömmlichen Triebwerken mit "unregelmäßigem Lärm" hat man da schon Probleme gehabt. Und dann wäre da noch der Faktor Mensch, nicht wahr? Was also bei Power plus Frequenz ?
Ein Marschflugkörper ist dabei überhaupt kein Maß.
- er ist nicht bemannt
- er muß nur solange halten, bis er nach ein paar Minuten im Ziel ist
- die Militärs dürfen das beste teuerste Material verbasteln, ohne aufs Geld zu schaun. Im Gegensatz zur "normalen" Raumfahrt, die so langsam zum Bittsteller wird.
Ja, und es ist mir auch klar, daß es da Gedanken dazu gibt. Meine Frage war also - kann man etwas technisch Interessantes zu dem o.a. Aspekt erfahren ?
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Wasserstoffperoxid Triebwerk
Die Firma Lin präsentierte das Model des ersten Versuchstriebwerks mit einen Schub von 100 kg, für die Trägerrakete erreicht der Nachfolger ein Schub von 3500 kg.
(https://img-fotki.yandex.ru/get/9837/8727165.6f/0_155729_8c49c00e_L.jpg)
http://users.livejournal.com/___lin___/369862.html (http://users.livejournal.com/___lin___/369862.html)
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Bei der Presentation eines Wasserstoffperoxid Triebwerkes muss die Dame ja Blond sein ;) ;D
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Wasserstoffperoxid Triebwerk
Die Firma Lin präsentierte das Model des ersten Versuchstriebwerks mit einen Schub von 100 kg, für die Trägerrakete erreicht der Nachfolger ein Schub von 3500 kg.
http://users.livejournal.com/___lin___/369862.html (http://users.livejournal.com/___lin___/369862.html)
Sowas gab es doch schon von Energomasch:
RD-502, 98 kN Schub, H2O2/B5H9, 1960-66, Entwicklung gestoppt wegen der Giftigkeit von Pentaboran
RD-510, 98 kN Schub, H2O2/Kerosin, 1965-75, Experimentaltriebwerk, max. Turbinentemperatur 1200 K (unter ungünstigsten Bedingungen)
RD-161P, 25 kN Schub, H2O2/Kerosin, 1993-, nominaler Schub mit beiden Treibstoffen, Niedrigschub bei 14,7 kN mit Wasserstoffperoxid (H2O2) als Mono-Treibstoff. H2O2 Konzentration 96-98%.
Im RD-107 / -108 und seinen Versionen wird H2O2 als Mono-Treibstoff zum Betrieb der Turbopumpe verwendet, so wie die Russen das nach dem Krieg aus Peenemünde übernommen haben.
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Also ich sehe da erstmal nur ein Drehteil mit nichts drin. Könnte unser Mechanikus auch produzieren, vom Material evtl. mal abgesehen.
Bitte - im Ernst- erklärt mir doch mal , wieso das die Präsentation eines Triebwerkes ist ?
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Nach dem zweiten Weltkrieg wurden Wasserstoffperoxid Triebwerke zum Beschleunigen von Jagdflugzeugen entwickelt. Die Arbeiten wurden in Woronesch unter der Leitung von Kosberg und in Lennigrad unter der Leitung von Izotov gemacht.
Heute bei Lin geht es um die billige Entwicklung von Modulraketen. Nach thermodynamischen Berechnungen liefert so ein Triebwerk einen Isp der um 15% grösser als mit Kerosin ist.
Die Entwicklungen bei NPO Energomasch wurden 1976 eingestellt.
Das Bild von Lin zeigt die Brennkammer (= Макет камеры жидкостного ракетного двигателя).
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Das Bild von Lin zeigt die Brennkammer (= Макет камеры жидкостного ракетного двигателя).
Das Bild zeigt ein Modell "Макет" ( neudeutsch 'mock-up') der Brennkammer. Ein Modell kann sich durch alles mögliche vom Original unterscheiden.
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Lin Triebwerk
(https://img-fotki.yandex.ru/get/15485/4240196.0/0_df78d_82d137_orig)
So die aktuelle Entwicklung, es gibt sogar ein Vorschlag von KBCHM einen Methantriebwerk für die Rakete zu verwenden.