Trägerrakete "Sojus-5"

Kirilin (Direktor TsSKB Progress) hat in einem Interview das Projekt "Sojus-5" angesprochen. Nach Einstellung der Rus-M hat das Unternehmen aus eigenen Mitteln die Entwicklung eines neuen Trägers für mittlere Nutzlasten fortgeführt.

Bei dem Projekt soll es sich um eine zweistufige Rakete handeln, die LNG als Treibstoff verwendet. Vom Design her soll es eine zweistufige Rakete mit 2 zusätzlichen Seitenblöcken sein.
http://vkonline.ru/news/247320/20130328/cskbprogress-vedet-raboty-po-sozdaniyu-rakety-soyuz5.html

Klingt für mich ein wenig so, als sei der Grundentwurf der Rus-MP auf LNG statt Kerosin/LH2 umgestellt worden.

Was ist LNG? Verflüssigtes Erdgas (russ. СПГ).

"Проект примечателен тем, что в составе топлива здесь применяется сжиженный природный газ"
Ich denke, das hilft dir weiter... ist es wirklich so ein Problem, eben den Link anzuklicken?

Wieso? Ich habe die Frage doch gleich beantwortet.

Gegenfrage: Ist es wirklich so ein Problem eine Abkürzung bei der ersten Verwendung einmalig auszuschreiben?

Ok dann hab ich deinen Post als Frage missverstanden, ob das wirklich gemeint ist.
Und ich hab es eigentlich wirklich nicht für nötig gehalten, eine Bezeichnung von der ich fest ausging, das sie im Abkürzungsverzeichnis steht, auszuschreiben. Außerdem ist das ja nun keine allzu exotische Bezeichnung

Ich hätte sowohl liquified natural gas als auch сжиженный природный газ verstanden, aber LNG?

Nachdem jetzt alle Abkürzungs- und Übersetzungsfragen geklärt sind  noch eine technische Frage.
Hat verflüssigtes Erdgas gegenüber Kersion energetische Vorteile?
Erreicht man damit einen höheren spez. Impuls?

Schöne Grüße
Rücksturz

Da LNG hauptsächlich Methan ist kann man diese Frage eindeutig mit ja beantworten

@Rücksturz:

https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=7578.0

Wird dich sicher intersssieren. 

Mal ein wenig Spekulation ins blaue hinein...

Warum Sojus-5? Sojus-3 als Konzept ist zwar bekannt, aber keine Sojus-4. Es geht allerdings derzeit um die Konzeption eines 70t-Trägers (möglicherweise wird dazu im April schon was bekannt gegeben). Vielleicht wird Progress dafür ja einen Vorschlag unter dem Namen "Sojus-4" vorlegen  - würde zumindest diese Namenslücke erklären.

Möglicherweise haben ja auch Sojus-4 und Sojus-5 dann z.B. ganze Stufen gemeinsam - wie wärs mit der Bündelung von 5 oder 7 Modulen als erste (zweite) Stufe? Und dann eventuell eine andere, leistungsfähigere Stufe da drauf setzen um auf die 70t zu kommen?

Spannend dürfte auch die Frage sein, über welche Triebwerke Progress hier nachdenkt. Wenn man davon ausgeht, dass die Sojus-5 nahe am Entwurf der Rus-M bleiben soll, dann wäre die logische Option das geplante Methan-Derivat des RD-191 (lief glaub ich unter dem Namen RD-192M) statt des RD-180 für die erste Stufe und das RD-0146DM (statt RD-0146E) für die zweite Stufe.

Beim RD-0146DM zweifle ich aber , ob die Schubkraft ausreichen würde (4*65kN). Passender wäre wohl ein einzelnes RD-0162SD (417kN). Möglicherweise wäre auch für die erste Stufe das RD-0162 (2000kN) eine Option.

Sind aber wie gesagt nur meine persönlichen Spekulationen auf Basis der verfügbaren Technik/Konzepte.

@Haus_Atreides
Danke für den Link! 
Oster-Familien-Besuchsmäßig bin ich jetzt erst zum antworten gekommen.
In dem verlinkten Thread geht es eigentlich ausschließlich um Methan als Raketentreibstoff.
Nur in einem Post von jakda (#90) ist davon die Rede, dass flüssiges Erdgas bei einem Triebwerkstest verwendet wird.
Zunächst habe ich mich etwas über die äquivaltente Verwendung von Methan und LNG (=verflüssigtem Erdgas) gewundert, da im Erdgas der Methangehalt je nach Quelle deutlich schwankt.
Geht man bei einem russischem Test aber von russischem Erdgas aus, dann landet man bei einem ungefähren Methananteil von (lt. Wikipedia für GUS-Staaten) von 98%.
Ob dieser Reinheitsgrad als Raketentreibstoff ausreicht kann ich nicht beurteilen, aber wenn die russischen Entwickler tatsächlich planen weitgehend "handelsübliches" LNG zu verwenden, verstehe ich auch dass das deutlich preisgünstiger sein kann als jeder andere derzeit kommerziell eingesetzte Raketentreibstoff.
Außer der Kälteverflüssigung ist praktisch kein Arbeitsschritt notwendig.
Da ist das raffinieren von Kerosien bzw. RP1 wahrscheinlich kostenintensiver.
Wenn dann das ganze sogar noch um ein paar Prozentpunkte effizienter als Kerosin/LOX ist, um so besser.

(passt das jetzt überhaupt noch in diesen Thread?  evtl. bitte verschieben)

Es ist im NovKos-Forum ein Bild aufgetaucht... Rus-M neben Sojus-5

Angegeben sind Startmasse und LEO-Nutzlast. Die kompaktere Methan/LOX-Rakete schlägt also die Kombination RP-1/LOX+LH2/LOX

Das Triebwerk der ersten Stufe soll wohl das RD-0164 werden. Offenbar soll es sich dabei um ein schubgesteigertes RD-0162 handeln, dass dann auf rund 2700kN Bodenschub kommt. Würde aus meiner Sicht Sinn machen, weil das RD-0162 ja grundsätzlich wiederverwendbar ausgelegt sein soll - da dürften also noch einige Leistungsreserven drinstecken, wenn man darauf verzichtet.

Die Sojus-Familie in Le Bourget... ganz links die Sojus-5

Mittlerweile gibts bei RSW auch ein  wenig dazu: http://www.russianspaceweb.com/soyuz5.html

Offenbar werden 3 Versionen erwogen mit Nutzlasten von 8,5t, 16t und 25t. Wäre dann Nachfolger für Sojus-2, Zenit und Proton. Die beiden größeren Versionen wären damit direkte Konkurrenz zu Angara-A3 und -A5. Wenn sie denn gebaut werden sollten...

Die Dokumentation der Sojus-5 wurde jetzt an Roskosmos/TsNIIMash zur Beurteilung übergeben. Bei positiver Einschätzung könnte es dann ordentliche Finanzmittel für die Entwicklung geben.

http://novosti-kosmonavtiki.ru/news/12786/

Neueste Präsentation

aus einen youtube Film,  Mai 2014:





Ja, es sind schon einige deutliche technische Verändeungen zu alten Bildern sichtbar.


https://www.youtube.com/watch?v=qSluP77LgAI

Triebwerk für Sojus-5







Die Aufnahmen stammen aus Dokumenten einer RKC Präsentation. Die technische Anforderung des Triebwerks an die Trägerrakete wurde 2014 abgeschlossen. Hier handelt sich um einen Einweg Triebwerk auf Bassis des wiederverwendbaren RD-0162.   

Triebwerk für Sojus-5
Die Aufnahmen stammen aus Dokumenten einer RKC Präsentation. Die technische Anforderung des Triebwerks an die Trägerrakete wurde 2014 abgeschlossen. Hier handelt sich um einen Einweg Triebwerk auf Bassis des wiederverwendbaren RD-0162.

RKC  =  Ross. Kosm. Tsentr Progress  ?
Für die Booster und Zentralstufe.
Treibstoffe. LOX - Kerosin ?

Übersetzt: Schub in t (Boden/Vakuum), Spezifischer Impuls in s (Boden/Vakuum), Brennkammerdruck in kg/cm² (nominal/maximal), Arbeitsbereich in %, Höhe in mm, Trockenmasse in kg

Zitat von: Jura am 04. Januar 2015, 09:24:13

Triebwerk für Sojus-5
Die Aufnahmen stammen aus Dokumenten einer RKC Präsentation. Die technische Anforderung des Triebwerks an die Trägerrakete wurde 2014 abgeschlossen. Hier handelt sich um einen Einweg Triebwerk auf Bassis des wiederverwendbaren RD-0162.

RKC  =  Ross. Kosm. Tsentr Progress  ?
Für die Booster und Zentralstufe.
Treibstoffe. LOX - Kerosin ?

1 - Präsentation von RKC Progress.
2-  RD-0164 Methan- Triebwerk für Zentralstufe und Booster. Für Zentralstufe einer Schwerlastträgerrakete hat das Triebwerk etwas grösseren Impuls.
3- RD-0162 ist ein wiederverwendbares Methan- Triebwerk für eine wiederverwendbare Trägerrakete.

Die Arbeiten zu Sojus-5 laufen Eigenständig von Progress für die NIR Magistral Ausschreibung von Roskosmos, wo in den Dokumenten von einer Einwegrakete die Rede ist. Nach Ostapenko ist die Angara eine Sackgase für die russische Raumfahrt (habe die Dokumente), er sprach auch von einer neuen für das PTK Raumschiff.

Dazu der Generaldirektor A. Kirilin, vor einigen Monaten:

Zitat:

По генеральному графику, разработанному в рамках НИР, пуск ракеты-носителя «Союз-5» запланирован на 2021 г. По предварительным расчетам, запуск данного носителя будет примерно в 1,5 раза дешевле, чем запуск ракеты-носителя «Союз-2».

Gegenwärtig werden technische Arbeiten über die Verwendung der vorhandenen Infrastruktur für den Einsatz von Sojus-5 auf dem Kosmodrom Plessezk und Wostotschny durchgeführt. Der Vorteil, der Träger braucht keine neue Startkomplexe. Im Vergleich zu der sehr komplizierten Sojus-2 Trägerrakete mit 32 Brennkammer, wäre Sojus-5 ein Meilenstein in der Raumfahrt.

Übersetzt: Schub in t (Boden/Vakuum), Spezifischer Impuls in s (Boden/Vakuum), Brennkammerdruck (nominal/Düse), Arbeitsbereich in %, Höhe in mm, Trockenmasse in kg

Bedeutet wohl eher:
Brennkammerdruck nominal / Volllast (forsirovannie).

Der Düsenenddruck ist deutlich geringer, bis unter 1 bar (Ablösegrenze am Boden ca. 0,4 - 0,3 bar)

Hier noch die alte Variante

der Anbringung des Triebwerks, 2013.





Für die Erprobung der Methantechnologie, ORK Dvigatel 2015, wurden ab 2009 Brennversuche mit dem Demonstrator C5.86.1000-0 Nr.2, als Basis fungierte der KVD1, durchgefürt. Die längste Brenndauer betrug über 2000 Sekunden, wurde aber abgebrochen als das ganze vorhandene Methan verbrannt wurde. Die Arbeiten wurden schon beendet als auch Ergebnisse der Brennversuche mit Bildern und Tabellen wurden publiziert. Besonders augenfällig nach den Daten ist die sehr stabile Verbrennung des Treibstoffes.

Sojus-5 erhält auch die Laserzündung als auch die automatische Startvorbereitung, senkt erheblich an benötigten Personal für diese Arbeiten.

Bedeutet wohl eher: Brennkammerdruck nominal / Volllast (forsirovannie).

Naja, ich hatte erst maximal da stehen. форсунка heißt Düse. Kam mir auch komisch vor, habe es aber trotzdem verschlimmbessert. Ich habe es jetzt wieder zurück geändert. War halt eben abgekürzt, obwohl ausreichend Platz zum Ausschreiben da war.

'Forsunka' heißt Einspritzelement (mein Handy kann kein russisch)
Düse heißt 'Soplo'.
Der Unterschied im Kammerdruck entspricht auch dem gegebenen Betriebsbereich bis 120% vom Nominalschub.