Р-46 и Р-56

Автор Salo, 12.07.2010 02:21:13

« предыдущая - следующая »

0 Пользователей и 1 гость просматривают эту тему.

Salo

http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/glushko/izbran-rab-glushko/1/03.html
Цитата03.04.1961г.
ГЛАВНОМУ КОНСТРУКТОРУ ОКБ-586 ГКОТ
тов. ЯНГЕЛЮ М.К.

По вопросу: разработки изделия Р-46

В соответствии с договоренностью с тов. Будником B.C. сообщаю предложение о разработке изделия Р-46, как следующий после Р-26 и Р-36 этап развития изделий на высококипящих компонентах топлива.

ОКБ-456 разрабатывает двигатели для I-й и II-й ступеней тяжелого носителя Н-1 на топливе азотный тетроксид+диметилгидразин. Эти двигатели однокамерные, с тягой у земли ~150 тонн для I-й ступени. Двигатель II-й ступени унифицирован с двигателем I-й ступени и отличается только высотностью сопла. Эти двигатели разрабатываются на весьма высокие показатели, для чего давление в камере сгорания принято равным 150 атм, а процесс ведется по замкнутому контуру (давление в газогенераторе 295 атм).

Основные показатели этих двигателей приведены в табл. 1.



В табл.2 приведены для сравнения значения удельных тяг и удельных весов двигателей конструкции ОКБ-456, разрабатываемых для изделий конструкции ОКБ-586. Удельные веса двигателей для изделий Р-16, Р-26 и Р-36 даны с рамами и приводами.



Предлагается ОКБ-586 разработать изделие Р-46 на базе двигателей РД-253 и РД-254. На 1-й ступени изделия должны быть установлены четыре двигателя РД-253, на II-й ступени изделия -- один двигатель РД-254, на III-й ступени -- четыре двигателя РД-252 с тягой по 10,5 тонн и удельной тягой в пустоте 325 сек на том же топливе (АТ+ДМГ), разрабатываемые нами для III-й ступени изделия Р-36. Стартовая тяга составляет 4x151=604 т, оптимальный стартовый вес -- 360
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/glushko/izbran-rab-glushko/1/03.html
Цитата29.11.1961г.
ЦК КПСС: товарищу СЕРБИНУ И.Д.

Направляю Вам альбом, содержащий краткие сведения по основным разработкам ОКБ-456. В альбоме приведены характеристики и назначение жидкостных ракетных двигателей, разработанных за последние 15 лет (1946-61 гг.), а также предлагаемых для разработки на ближайшие 7 лет (1961-67 гг.).

Дополнительно докладываю следующие соображения.

Исключение разработок кислородных и азотнокислотных двигателей из перспективной тематики ОКБ-456 не должно рассматриваться как недооценка этих окислителей и объясняется тем, что ОКБ-456 не может охватить все направления в дальнейшем развитии ракетных двигателей и вынуждено выбирать из них наиболее оптимальные.

АК-27 может с большим эффектом использоваться и в дальнейшем для решения частных задач, где по условиям эксплуатации требуется широкий температурный интервал жидкого состояния окислителя, а вопросы энергетики не являются определяющими.

Разработка другими ОКБ кислородных двигателей также должна поддерживаться, так как такие двигатели представляют несомненный интерес для развития ракетной техники, кроме того, успешное решение задач переохлаждения кислорода и хранения без потерь позволит использовать этот опыт при эксплуатации и других криогенных топлив (фтор, водород).

Выбранное ОКБ-456 новое направление азоттетроксидных двигателей -- является оптимальным по энергетическим и эксплуатационным свойствам для обеспечения двигателями 1-й и 2-й ступеней тяжелого ракетоносителя Н-1. На базе этих же двигателей для Н-1 может быть создана в более короткий срок вдвое более легкая ракета Р-46, способная с помощью третьей ступени на том же высококипящем топливе вывести на орбиту груз около 30-35 тонн при стартовом весе ракеты 1000-1200 тонн. В отличие от Н-1 ракета Р-46, имеющая блочную конструкцию, допускает транспортировку по железным дорогам.

Перевод ракеты Р-16 на азоттетроксидное топливо с соответствующим переконструированием ракеты и двигателей позволит достичь удельные тяги более высокие, чем на Р-7 и с помощью третьей ступени на том же высококипящем топливе вывести на орбиту груз до 4,5 тонн весом. При этом стартовый вес такой ракеты (Р-36) будет почти вдвое меньше, чем у 8К78 на базе Р-7, весящей 305 тонн.

Естественно, что ракеты Р-36 и Р-46 в первую очередь предназначаются для решения задач баллистических ракет земля-земля.

Другое новое направление в разработках ОКБ-456, предусматривающее использование тоже высококипящей топливной пары -- перекись водорода с пентабораном, является поисковым и относится к научно-исследовательским работам, в связи со сложностью проблемы удовлетворительного сжигания этого топлива в двигателе. Положительное решение этой проблемы позволило бы создать двигатели с удельной тягой на 50 единиц большей, чем при АК-27 с ДМГ.

Третье направление в разработках ОКБ-456 основывается на использовании фторных топлив, на базе которых могут быть созданы жидкостные ракетные двигатели предельной эффективности, с максимальной удельной тягой (до 464 сек) для космических (военных и исследовательских) ракет.

Главный конструктор ОКБ-456 В.П.ГЛУШКО
Арх.№1354 (239-241)
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/glushko/izbran-rab-glushko/1/03.html
Цитата19.02.1962г.
НАЧАЛЬНИКУ 7 УПРАВЛЕНИЯ ГКОТ
т. КОМИССАРОВУ Б.А.
Копия: ГЛАВНОМУ КОНСТРУКТОРУ ОКБ-586 ГКОТ
тов. ЯНГЕЛЮ М.К.

Рассмотрев предложение ОКБ-1, сообщаю по Вашему запросу.

Предложение принять за основное направление дальнейших работ по топливам ЖРД для МБР и ракет носителей применение в качестве окислителя только кислорода и только углеводородных горючих типа керосинов, а в дальнейшем и водорода, в качестве горючего, сужает возможности развития ракетной техники и потому не может быть поддержано.

Мнение ОКБ-1 о нецелесообразности использования самовоспламеняющихся высококипящих топлив типа АК-27+ДМГ и АТ+ДМГ известно, но опровергается фактами. Утверждение в общем виде о низких энергетических характеристиках этих топлив необъективно, так как известно, что в многоступенчатых ракетах применение этих топлив на нижних ступенях может дать по энергетике больший эффект, чем кислородно-керосиновое топливо. Проработки ОКБ-1, показавшие меньшую эффективность применения АТ+ДМГ по сравнению с O2 +керосин, сделаны применительно к конкретной конструкции ракеты-носителя Н-1 и не подтверждаются проработкой ОКБ-586, выполненной для конструкции ракеты-носителя на базе Р-56. Таким образом, можно считать, что конструктивная схема Н-1 является неоптимальной для рассматриваемого класса тяжелых ракет-носителей.

Высокая токсичность ДМГ не приводит к неприятным последствиям при условии соблюдения инструкций по эксплуатации, а цена его снижается из года в год. С 1964 г. отпускная цена ДМГ будет составлять 1200 руб. за тонну.

Однако использование этих высококипящих азотнокислотных топлив позволяет проще решать вопросы хранения и эксплуатации в связи с их стабильностью, позволяет создать более надежные конструкции двигателей в отношении устойчивости рабочего процесса, не требующие зажигательных устройств и систем вакуумного запуска, менее взрывоопасные и т.п. (подробнее см. письмо ОКБ-456 исх. от 14.11.61г.).

По этой причине правильнее считать целесообразным использование в ракетной технике в качестве окислителей не только жидкого кислорода в паре с керосинами и с водородом, но и азотнокислотных окислителей в паре с самовоспламеняющимися горючими (ДМГ). Причем каждый окислитель должен применяться в тех случаях, когда это является наиболее оправданным. Для каждого окислителя существуют области наиболее рационального применения.

Аналогичное положение существует и с использованием жидкого фтора как окислителя. Действительно, фторо-водородное топливо позволяет разрабатывать двигатели с удельной тягой 464 сек при удельном весе топлива 0,75, в то время как кислородно-водородное топливо обеспечивает удельную тягу, по крайней мере, на 20 единиц меньшую и при удельном весе топлива в 1,8 раза меньшем (0,42). Таким образом, фторо-водородное топливо по эффективности существенно превосходит кислородно-водородное топливо, не привнося ничего нового в отношении криогенной техники, так как температуры кипения соответствующих компонентов сравниваемых топлив практически не отличаются.

В отношении агрессивности фтора проблема технически решается путем применения определенных доступных конструкционных материалов на алюминиевой, медной, никелевой или стальной основе с соблюдением обязательного требования чистоты в рабочих полостях конструкций. Конечно, обычные конструкции баков ОКБ-1 с накладными стрингерами и шпангоутами в принципе непригодны, так как в щелях между этими силовыми элементами и стенками баков неизбежно задерживаются металлические частицы и другой мусор, который мы в изрядных количествах извлекаем из двигателей после их работы с питанием от этих баков ракеты.

Однако при использовании более прогрессивных конструкций баков ракеты и передовой технологии изготовления и обработки баков может быть обеспечена чистота, необходимая для работы со фтором (см. конструкции ОКБ-586 и ОКБ-52).

По токсичности фтор не превосходит диметилгидразин и известны способы защиты при работе с этим окислителем.

Фторо-водородное топливо является наиболее эффективным источником химической энергии, уступающим по эффективности только ядерным источникам энергии, обладающим еще более сложными эксплуатационными характеристиками, связанными с токсичностью, радиоактивностью, тепловым и радиационным последействием после остановки двигателя, высокой стоимостью, и т.п. И тем не менее мало имеется сомневающихся в целесообразности ведения работ с целью создания ядерных двигателей.

Предложение ОКБ-1 продолжить исследования окислителей на основе хлорной кислоты и перекиси водорода совпадает с принятыми ранее решениями и возражений не вызывает.

Проведение работ для гибридных топлив также предусматривается ранее принятыми решениями (имеются в виду решения межведомственного совещания по топливам ЖРД в ГИПХе в 1961г.).

Однако представляется сомнительной целесообразность создания гибридных двигателей, сочетающих в себе недостатки, свойственные твердым и жидким ракетным топливам.

Предложение привлечь ряд научно-исследовательских организаций для разработки проблем получения и использования «затвержденных» газов и топлив на основе свободных радикалов и атомарных топлив представляется неконкретным в части постановки задачи перед этими организациями.

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО
Арх.№ 1497 (37-39)

Примечание: Письмо аналогичного содержания 19.02.1962г. было отправлено в адрес директора НИИ-229 ГКОТ тов. Табакова Г.М.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/glushko/izbran-rab-glushko/1/03.html
Цитата12.03.1962г.
ПРЕДСЕДАТЕЛЮ КОМИССИИ ПРЕЗИДИУМА СМ СССР ПО
ВОЕННО-ПРОМЫШЛЕННЫМ ВОПРОСАМ
тов. УСТИНОВУ Д.Ф.
ПРЕДСЕДАТЕЛЮ ГК СМ ПО ОБОРОННОЙ ТЕХНИКЕ
тов. СМИРНОВУ Л.В.

В связи с обсуждением вопроса о дальнейшем развитии ракетостроения докладываю некоторые соображения о разработке тяжелых ракетоносителей.

1. Для вывода полезного груза на орбиту спутника Земли с 1957 г. СССР располагает тяжелым ракетоносителем на базе Р-7, который непрерывно совершенствовался. В 1957-1958 гг. этот ракетоноситель использовался в двухступенчатом варианте, а с 1959 г. в трехступенчатом варианте с различными двигателями на третьей ступени. Максимальная грузоподъемность этого ракетоносителя достигла в 1961 г. ~6 тонн при высоте орбиты около 300 км и этим исчерпываются наши возможности в настоящее время. Дальнейшее возможное совершенствование этого ракетоносителя не обещает существенного улучшения его характеристик.

2. Учитывая необходимость обеспечения дальнейшего развития тяжелого ракетостроения, сложность и длительность разработки мощных двигателей и отсутствие задела перспективной тематики в этом направлении, мною в 1956 г. было внесено предложение заблаговременно приступить к разработке более тяжелого ракетоносителя Р-8 /исх. ОКБ-456 от 22.08.56г. в адрес ОКБ-1, копии т.т. Рябикову В.М., Устинову Д.Ф., Неделину М.И./. Схема ракеты предлагалась блочной /типа Р-7/ с двумя двухкамерными двигателями по 100 тонн тяги каждый в блоке. Стартовая тяга всех двигателей -- 1000 тонн /стартовый вес ~650т/. Удельная тяга двигателя повышена, топливо-кислород с керосином или ДМГ. В ОКБ-456 были проведены предварительные проработки предлагавшегося двигателя РД-109 с тягой 200 тонн в четырехкамерной компоновке /исх. ОКБ-456 от 27.8.56г. в адрес ОКБ-1 и др./.

Предложение разработать ракету Р-8 было поддержано М.И.Неделиным, но отвергнуто ОКБ-1.

В 1960 г. мною было предложено осуществление тяжелого ракетоносителя Р-10 на базе двигателя 8Д716, разрабатываемого в ОКБ-456 для ракеты Р-9А /исх. ОКБ-456 от 12.02.60г. в адрес ОКБ-1 и т.Руднева К.Н./. Ракета -- семиблочной транспортабельной конструкции со стартовым весом 1500 т, с трехступенчатым носителем с унифицированными двигателями по всем трем ступеням. Двигатели с Р-9 обладают в 1,5 раза меньшим весом на единицу тяги и на 0,76 м короче двигателей для Р-7, при вдвое большей тяге и увеличенной удельной тяге на 17-20 единиц. Использование этих двигателей позволяло в относительно короткие сроки создать тяжелый носитель, существенно превосходящий по грузоподъемности и Р-7 и Сатурн-1.

Вторая часть этого же технического предложения основывалась на том, что разработка в ОКБ-456 мощных однокамерных двигателей, предельных возможностей по характеристикам, позволит впоследствии на их базе создать еще более тяжелую ракету-носитель Р-20 со стартовым весом 2100 т, тоже блочной конструкции с двигателями, унифицированными по всем ступеням.

ОКБ-1 отвергло эти предложения. В связи с позицией, занятой ОКБ-1, и учитывая остро назревшую надобность в безотлагательной разработке более мощного ракетоносителя, чем Р-7, для обеспечения дальнейшего развития работ по освоению Космоса и сохранения приоритета Советского Союза в этой области, я обратился с аналогичным предложением в ОКБ-586 по созданию ракетоносителя семиблочной конструкции стартовым весом 2000 т на унифицированных по всем ступеням мощных однокамерных двигателях конструкции ОКБ-456 /исх. ОКБ-456 от 22.03.60г. в адрес ОКБ-586 и т.Руднева К.Н./.

ОКБ-586 активно и благожелательно отнеслось к этому предложению, творчески доработало его, но загрузка, связанная с разработкой ракет Р-14 и Р-16, не позволила добиться разрешения на создание этой ракеты /Р-100/.

В связи с развертыванием в США интенсивных работ по созданию ракетоносителя Сатурн с вдвое большей грузоподъёмностью, чем у Р-7, и затяжным характером работ по созданию ракет со стартовым весом 1500-2000 т, в 1960 г. мною, в соответствии с договоренностью с руководством ГКОТ, было внесено предложение по разработке тяжелого ракетоносителя на базе Р-7 и двигателя, разрабатывавшегося в ОКБ-456 для ракеты Р-9 /исх. ОКБ-456 от 30.04.60г. в адрес ОКБ-1, копии т.т.Устинову Д.Ф. и Рудневу К.Н./.

1-я ступень ракеты предлагалась состоящей из шести блоков того же диаметра, что на Р-7 или на Р-9, но увеличенной длины, с двигателями 8Д716 от Р-9, установленными на каждом блоке. На центральном блоке /2-я ступень/ предусматривалась установка 8Д716 с высотным соплом. С борта исключались перекись водорода и жидкий азот. Стартовая тяга такой ракеты составляет 850 тонн, вместо 406 тонн для Р-7, а стартовый вес вдвое больше, чем у Р-7.

На 3 ступень предлагалось установить 4 разрабатывавшихся в ОКБ-456 двигателя 8Д711 с тягой по 10 тонн и уд. тягой 345 ед.

Выход на летные испытания предлагалось осуществить в течение 1
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/glushko/izbran-rab-glushko/1/03.html
Цитата31.05.1962г.
ГЛАВНОМУ КОНСТРУКТОРУ ОКБ-586
ГОСУДАРСТВЕННОГО КОМИТЕТА СОВЕТА МИНИСТРОВ
СССР по ОБОРОННОЙ ТЕХНИКЕ товарищу ЯНГЕЛЮ М.К.
Копия: ПРЕДСЕДАТЕЛЮ ГОСУДАРСТВЕННОГО
КОМИТЕТА СОВЕТА МИНИСТРОВ СССР по ОБОРОННОЙ
ТЕХНИКЕ товарищу СМИРНОВУ Л.В.

По вопросу: высылки предварительных данных по двигателю большой тяги.

В настоящее время ОКБ-456 провело работу по выбору основных параметров двигателя большой тяги. Выбранные параметры будут использованы в качестве исходных при выполнении предэскизного проекта.

Целесообразно параллельно с указанными работами по двигателю вести поисковые работы по проектированию ракеты, на которую этот двигатель может быть установлен.

Желательно, чтобы эти поисковые работы по ракете велись непосредственно вслед за работой, связанной с созданием ракеты Р-56, на которой будет применяться двигатель 11Д43.

Ниже кратко излагаются соображения, на основании которых выбраны определяющие параметры двигателя /тяга, давление в камере, давление на срезе сопла/.

В проведенной работе были рассмотрены различные варианты двигателей с тягой до 1000 тонн. При давлении в камере сгорания порядка 150 ата рассматривались варианты двигателя с применением камер сгорания кольцевого типа, одной камеры сгорания обычной конструкции и блока нескольких камер сгорания обычной конструкции.

Из сравнения этих вариантов видно, что однокамерный двигатель с обычной камерой сгорания по экономичности и весовым характеристикам не отличается от двигателей других вариантов, но имеет примерно удвоенный размер по длине и поэтому применение его для больших тяг технически не оправдано. Все остальные варианты двигателей типа двигателя 11Д43, применение же их сопряжено со значительным усложнением изготовления и доводки.

Поэтому признано целесообразным обеспечивать дальнейшее увеличение тяги отдельного двигателя за счет повышения давления в камере сгорания.

При применении схемы двигателя с использованием для привода турбин двух рабочих тел /оптимальная схема для высокого давления в камере сгорания/ и применении материалов из числа осваиваемых в настоящее время и имеющих наиболее высокие прочностные характеристики оптимальным является давление в камере сгорания порядка 250 ата.

Переход от давления в камере сгорания 150 ата к давлению 250 ата не только существенно уменьшает размеры камеры сгорания, но и повышает её удельную тягу примерно на 8 сек. при прочих равных условиях. Однако дальнейшее повышение давления в камере сгорания приводит к значительному утяжелению двигателя из-за роста веса систем подачи и к снижению его надёжности, что не компенсируется ростом удельной тяги.

Высокое потребное давление после насосов, необходимое для обеспечения давления в камере сгорания 250 ата, целесообразно получать в двух последовательно работающих насосных агрегатах.

В связи с этим нерационально проектировать двигатель с высоким давлением в камере сгорания /250 ата/ и тягой 300 тонн, так как количество агрегатов /кроме камеры сгорания/ в таком двигателе и в двух двигателях с тягой 150 тонн /типа 11Д43/ практически остается одним и тем же. Двигатель с тягой 800+1000 тонн при давлении в камере сгорания 250 ата требует для подачи компонентов уже трёх последовательно работающих турбонасосных агрегатов. Это сопряжено со значительным усложнением схемы и увеличением количества агрегатов на двигателе; кроме того, существенно возрастает габарит двигателя, главным образом камеры сгорания. Так, например, для тяги 800 тонн при давлении в камере 250 ата и на срезе сопла -- 0,8 ата длина камеры сгорания получается равной ~5200 мм, диаметр на срезе сопла 2900 мм. Все это, а также повышение относительного веса двигателя с ростом тяги, увеличение технологических трудностей при изготовлении крупногабаритных агрегатов, делают в настоящее время применение двигателя с тягой 800 тонн и больше нерациональным. Поэтому для разработки нового двигателя большей тяги выбрана средняя тяга, равная ~500 тонн.

Поскольку мощные двигатели предназначаются для установки на первую ступень ракет, оптимальное давление на срезе сопла лежит в пределах 0,6
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Старый

А вот Глушко не стесняется докладывать зачем на самом деле нужна новая ракета:
ЦитатаИспользование этих двигателей позволяло в относительно короткие сроки создать тяжелый носитель, существенно превосходящий по грузоподъемности и Р-7 и Сатурн-1.

В связи с развертыванием в США интенсивных работ по созданию ракетоносителя Сатурн с вдвое большей грузоподъёмностью, чем у Р-7, и затяжным характером работ по созданию ракет со стартовым весом 1500-2000 т, в 1960 г. мною, в соответствии с договоренностью с руководством ГКОТ, было внесено предложение ...

 Грузоподъёмность ракеты была бы больше, чем у Сатурн-1. Указывалось, что при этом сохраняется возможность одновременно вести разработку более совершенной и тяжелой ракеты Н-1 по проекту ОКБ-1, имея для этого достаточно времени в будущем и не подвергая риску сохранение ведущей роли СССР в ракетной технике.

Однако ОКБ-1 отвергло и это предложение, считая целесообразным не отвлекаться от разработки значительно более тяжелого носителя Н-1, с грузоподъёмностью около 70 тонн. Естественно, что создание такого мощного ракетоносителя потребует значительно больше времени и открывает для США возможность перехватить инициативу в дальнейшем развитии ракетной техники и проникновении в Космос.

Грузоподъемность УР-500 /14 тонн на орбиту высотой 300 км/ того же класса, что у американского «Сатурна-1».
Однако при этом не решаются вопросы сохранения преимущества СССР в Космосе.

В заключении необходимо особо отметить, что дальнейшая задержка с разработкой ракеты большей грузоподъемности, чем Сатурн-1 или УР-500 закрепит назревающее отставание Советского Союза в развитии ракетной техники со всеми вытекающими серьезными последствиями политического, военного и научного значения.
Никаких фиговых листков "дальнейшего изучения космического пространства".
1. Ангара - единственный в истории мировой космонавтики случай когда новая ракета по всем параметрам хуже старой. (с) Старый Ламер
2. Всё что связано с Ангарой подчинено единственной задаче - выкачать из бюджета и распилить как можно больше денег.
3. Чем мрачнее реальность тем ярче бред.

Старый

И по вопросу о роли и месте Глушко.
Бросается в глаза что проталкивает Р-56, сравнивает её с Н-1 и доказывает её преимущества не её конструктор Янгель а конструктор двигателей.

Цитата5. Сравнение ракет Р-56 и Н-1 позволяет сделать вывод в пользу Р-56 по ряду причин. Во-первых, блочная схема ракеты Р-56 позволяет последовательно отработать её сначала в 4-х блочном варианте, затем в 7-блочном на базе тех же отработанных блоков. При этом возникает возможность более быстрой разработки изделия и в первую очередь на более актуальную грузоподъемность. Во-вторых, конструкция Р-56 из унифицированных блоков обеспечивает транспортируемость ракеты по железным дорогам. Моноблочная конструкция Н-1 лишена этих возможностей, что затрудняет ее использование, так как требует окончательного изготовления конструкции баков и ракеты на месте старта. В-третьих, ракетоноситель Р-56 выгодно отличается от Н-1:

а) меньшим количеством двигателей: 17 для 4-блочной конструкции и 28 для 7-блочной конструкции, вместо до 52 для Н-1 /от 34 до 52/;

б) унификацией двигателей по всем трем ступеням;

в) использованием высококипящих компонентов;

г) использованием самовоспламеняющегося топлива, что позволяет надежнее решить задачи: 1) зажигания в двигателях, 2) вакуумного запуска, 3) синхронного запуска многодвигательных установок.

В-четвертых, использование в Р-56 азоттероксидного топлива и ДМГ, менее склонного к высокочастотным колебаниям давления в камере сгорания, чем кислородные топлива, позволяет в более короткие сроки с меньшими затратами создать более надежные двигатели.

В-пятых, ракетоноситель Р-56 в 7-блочном варианте обладает меньшим габаритом и по диаметру и по высоте сравнительно с ракетоносителем Н-1 при одинаковом стартовом весе /2100 кг/ и практически одинаковой грузоподъемности /~70 тонн на орбиту высотой 300 км/. У обеих сравниваемых ракет число ступеней ракетоносителей одинаково и равно 3.

В-шестых, однокамерные двигатели с тягой 150 тонн с высокой удельной тягой и малым удельным весом на азоттетроксидном топливе уже год находятся в разработке в ОКБ-456 и в настоящее время поагрегатно проходят стендовые испытания, в том числе и огневые, в то время как кислородные двигатели на аналогичную тягу еще нигде не разрабатываются. Поэтому, учитывая также большую трудоемкость разработки кислородных двигателей, не остается сомнений в том, что срок окончания разработки Н-1 будет существенно позже, чем для Р-56.

К преимуществу Н-1 относится лишь меньшая токсичность используемого топлива и меньшая стоимость топлива, если не учитывать затраты на оборудование и эксплуатацию этого оборудования по обеспечению переохлаждения жидкого кислорода.

6. Изложенное не оставляет сомнений в том, что ракета Р-56 обладает столь существенными преимуществами перед ракетой Н-1, что выбор должен быть сделан однозначно в пользу Р-56.

 Я думаю весь этот пассаж с идеями какие надо делать ракеты отлично характеризует как видел Глушко свои роль и место в ракетостроении и космонавтике.
1. Ангара - единственный в истории мировой космонавтики случай когда новая ракета по всем параметрам хуже старой. (с) Старый Ламер
2. Всё что связано с Ангарой подчинено единственной задаче - выкачать из бюджета и распилить как можно больше денег.
3. Чем мрачнее реальность тем ярче бред.

Salo

Самое интересное тут:
Цитата8. Учитывая сложность и дороговизну тяжелых ракет со стартовым весом более 1000 тонн, представляется весьма желательным объединение усилий различных ракетных ОКБ для разработки такой ракеты. При этом достигается не только экономия средств, но и сокращение сроков разработки ракеты.

Заслуживает внимания то, что в США для разработки тяжелой ракеты Сатурн-5 привлечено несколько фирм: для разработки I ступени -- Боинг, II ступени -- Норт Америкен, III ступени -- Дуглас. Выводимые на орбиту спутники различных назначений разрабатываются другими фирмами. Ракета, разрабатываемая Европейским объединением, осуществляется в такой кооперации: I ступени -- Англия, II ступени -- Франция, III ступени -- ФРГ. В разработке головных частей выводимых на орбиту принимают участие перечисленные страны, Италия и др.

Нужно твердо установить, что для тяжелых ракет недопустима разработка в одном ОКБ и ракетоносителя и конструкций головных частей, выводимых на орбиту спутника Земли.

С этой точки зрения определяется и рациональная загрузка двух ведущих отечественных ракетных конструкторских бюро: ОКБ-586 и ОКБ-1. Именно, создаваться должна одна тяжелая ракета, причем ракетоноситель должно разрабатывать ОКБ-586, предложившее более рациональную компоновку /Р-56/. Унификация всех трех ступеней ракетоносителя Р-56 по корпусным блокам и двигателям исключает необходимость привлечения нескольких ОКБ для разработки этого носителя, сокращает затраты средств и времени, необходимые для создания ракеты. Выводимые же на орбиту головные части, спутники различных назначений и космические корабли со своими двигательными установками должны разрабатываться ОКБ-1 -- единственным ОКБ, имеющим в настоящее время опыт в такого рода конструкциях.

ОКБ-586 понимает целесообразность такого разделения труда и поддерживает его с начала разработки Р-56. ОКБ-1 усматривало в этом ущемление своих интересов. Однако этот вопрос перерос компетенцию отдельных главных конструкторов и должен быть решен директивно на более высоком уровне.

В заключении необходимо особо отметить, что дальнейшая задержка с разработкой ракеты большей грузоподъемности, чем Сатурн-1 или УР-500 закрепит назревающее отставание Советского Союза в развитии ракетной техники со всеми вытекающими серьезными последствиями политического, военного и научного значения.

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО
Арх.№ 1497 (62-69)
Примечание: Письмо аналогичного содержания 14.03.1962г. было направлено в адрес главнокомандующего Ракетными войсками Советской Армии Маршала Советского Союза тов.Москаленко К.С.
И ведь Янгель, как теперь понятно с подачи Глушко, выходил в ЦК с таким предложением, но получил отказ.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

MGouchkov

Полностью разумная в основе, при том конструктивная (не "критиканство") альтернативная "Н1омании" программа. ЧтО- Н-1 в итоге- известно.
Старый всегда логично делает это с медведем (случайно заглянув в ЧД)

Bart Hendrickx

ЦитатаСамое интересное тут:
Цитата8. Учитывая сложность и дороговизну тяжелых ракет со стартовым весом более 1000 тонн, представляется весьма желательным объединение усилий различных ракетных ОКБ для разработки такой ракеты. При этом достигается не только экономия средств, но и сокращение сроков разработки ракеты.

Заслуживает внимания то, что в США для разработки тяжелой ракеты Сатурн-5 привлечено несколько фирм: для разработки I ступени -- Боинг, II ступени -- Норт Америкен, III ступени -- Дуглас. Выводимые на орбиту спутники различных назначений разрабатываются другими фирмами. Ракета, разрабатываемая Европейским объединением, осуществляется в такой кооперации: I ступени -- Англия, II ступени -- Франция, III ступени -- ФРГ. В разработке головных частей выводимых на орбиту принимают участие перечисленные страны, Италия и др.

Нужно твердо установить, что для тяжелых ракет недопустима разработка в одном ОКБ и ракетоносителя и конструкций головных частей, выводимых на орбиту спутника Земли.

С этой точки зрения определяется и рациональная загрузка двух ведущих отечественных ракетных конструкторских бюро: ОКБ-586 и ОКБ-1. Именно, создаваться должна одна тяжелая ракета, причем ракетоноситель должно разрабатывать ОКБ-586, предложившее более рациональную компоновку /Р-56/. Унификация всех трех ступеней ракетоносителя Р-56 по корпусным блокам и двигателям исключает необходимость привлечения нескольких ОКБ для разработки этого носителя, сокращает затраты средств и времени, необходимые для создания ракеты. Выводимые же на орбиту головные части, спутники различных назначений и космические корабли со своими двигательными установками должны разрабатываться ОКБ-1 -- единственным ОКБ, имеющим в настоящее время опыт в такого рода конструкциях.

ОКБ-586 понимает целесообразность такого разделения труда и поддерживает его с начала разработки Р-56. ОКБ-1 усматривало в этом ущемление своих интересов. Однако этот вопрос перерос компетенцию отдельных главных конструкторов и должен быть решен директивно на более высоком уровне.

В заключении необходимо особо отметить, что дальнейшая задержка с разработкой ракеты большей грузоподъемности, чем Сатурн-1 или УР-500 закрепит назревающее отставание Советского Союза в развитии ракетной техники со всеми вытекающими серьезными последствиями политического, военного и научного значения.

Главный конструктор ОКБ-456 ГЛУШКО
Арх.№ 1497 (62-69)
Примечание: Письмо аналогичного содержания 14.03.1962г. было направлено в адрес главнокомандующего Ракетными войсками Советской Армии Маршала Советского Союза тов.Москаленко К.С.
И ведь Янгель, как теперь понятно с подачи Глушко, выходил в ЦК с таким предложением, но получил отказ.

Выходил, но только через два года (в марте 1964 г.) и тогда было уже поздно. Мне кажется, что весной 1962 г. (когда были предложены вышеназванные варианты Р-56) была намного лучшая возможность объединить усилия ОКБ-1 и ОКБ-586 в создании лунного ракетного комплекса. Разработка Н-1 была еще в начальной стадии и отставание в лунной программе было еще не совсем безнадежным. ОКБ-586 предложило создать 4-блочный и 7-блочный варианты Р-56 (с грузоподъемностью 30 и 70 тонн) и поручить  разработку головных частей королевцам. Но ОКБ-1 настаивало на продолжении работ по Н-1 и в это же время (в марте 1962 г.) вышло с предложением создать Н-II (грузоподъемность 25 т), видимо как альтернативу 4-блочной Р-56.

Итак в марте 1962 г. правительство и ЦК были поставлены перед выбором между 4-блочным и 7-блочным вариантами Р-56 с одной стороны и Н-I/Н-II с другой стороны. В итоге было найдено компромиссное решение : постановлением от  16 апреля 1962 г. была одобрена разработка эскизного проекта Н-I и "легкого" варианта Р-56 (такое ощущение, что не хотели держать все яйца в одной корзине). Через несколько месяцев (постановлением от 24 сентября 1962 г.) содание Н-I было окончательно одобрено, хотя официально она еще не была привязана к лунной программе.

Работы по Р-56 продолжались и где-то в 1963 г. был выбран моноблочный вариант с грузоподъемностью 40-50 тонн. Только в марте 1964 (так пишется в книге «Янгель : уроки и наследие») Янгель на заседании ВПК предложил объединить усилия трех КБ в лунной программе : ОКБ-586 отвечает за ракету, ОКБ-1 за пилотируемые корабли, ОКБ-52 за автоматические станции. Но было уже поздно : разработка Н-1 продвинулась далеко вперед, уже началась конструкция стартовых комплексов и т.п. К тому же, использование моноблочного варианта Р-56 потребовало сложную многопусковую схему и превратить моноблок в более мощную ракету было не так легко.

Salo

Вот моноблочная Р-56 и была видимо ошибкой. С одной стороны сложности с транспортировкой на космодром, а с другой сложности многопуска.
Жаль, что Янгель не нашёл варианта подобного энергиевской Ангаре или 11К37.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Дмитрий В.

ЦитатаВыходил, но только через два года (в марте 1964 г.) и тогда было уже поздно. Мне кажется, что весной 1962 г. (когда были предложены вышеназванные варианты Р-56) была намного лучшая возможность объединить усилия ОКБ-1 и ОКБ-586 в создании лунного ракетного комплекса. Разработка Н-1 была еще в начальной стадии и отставание в лунной программе было еще не совсем безнадежным.

Для этого нужно было ясное понимание целей в области космонавтики. В 1962 году задача высадки на Луну даже неставилась как приоритетная.
Lingua latina non penis canina
StarShip - аналоговнет!

НИИзнайка

Цитатаhttp://epizodsspace.no-ip.org/bibl/glushko/izbran-rab-glushko/1/03.html
Цитата03.04.1961г.

Предлагается ОКБ-586 разработать изделие Р-46 на базе двигателей РД-253 и РД-254. На 1-й ступени изделия должны быть установлены четыре двигателя РД-253...,
Стартовая тяга составляет 4x151=604 т, оптимальный стартовый вес -- 360