Russische Raketentechnologien

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.

Laut NPO Energomasch Dokumenten, will das Unternehmen wieder Dreikomponententriebwerke entwickeln. Wahrscheinlich die beste Symbiose mit sehr hoher Dichte (Kerosin) und Energieleistung (Wasserstoff).

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

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

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

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.   
 

Dann geht das auch in Richtung Rückholung und Wiederverwendung ?

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

Da bringt die Zusatzverbrennung von Aluminium also mehr Energie rein als das Aluminiumoxid wieder vermindert ?

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

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...

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. 
 

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.

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

Verwendung von Kühleigenschaften des Methan zur Erhöhung der Energieausbeute 

Fachartikel von I.A.Klepikow, NPO Energomasch


http://vestnikmach.bmstu.ru/articles/375/375.pdf

Detonationstriebwerke

zwei Sequenzen aus dem Video:





Laut Info von NPO Energomasch, soll die Brennkammer für Versuche schon fertig sein.

Angara

ein Film Veröffentlicht am 16.03.2015, über 43 Minuten.   


https://www.youtube.com/watch?v=hE28MLpW1uo

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.

Taimur Trägerrakete



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

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

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.

Interessant ist ja, daß die gleich mit Grid fins starten....
Will man am Aufwand für Stabilisierung sparen ?

Effektivität auf GEO



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



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.

Ja, echt schade....
doofe Physik

NPO Energomasch,

einige Einblicke über die Erbauer der Raketentriebwerke, ein älteres Video.



https://www.youtube.com/watch?v=c8nyb_V7Hfc#t=54

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/

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