Russische Raketentechnologien

Ohne Beschleunigungsstufe, also eine 2-Stufen-Rakete. Verstehe ich das richtig?

Ja 

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.

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

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...

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

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.

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

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....

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.

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

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 

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://rutracker.org/forum/viewtopic.php?t=3563180

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.

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 ?

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

Bei der Presentation eines Wasserstoffperoxid Triebwerkes muss die Dame ja Blond sein 

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

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.

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 ?

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).

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.

Lin Triebwerk



So die aktuelle Entwicklung, es gibt sogar ein Vorschlag von KBCHM einen Methantriebwerk für die Rakete zu verwenden.