Информация по семейству РЛА.

[Дмитрий В.]

Как известно, в 1974г. В.П.Глушко пришел руководить НПО «Энергия» «не с пустыми руками». Из Химок он привез проект семейства модульных ракет «РЛА».
Однако, до сих пор об этом семействе известно немного и информация противоречивая. Согласно Б.Е.Чертоку (см., например на «эпизодспейс.ру»), первоначально это семейство включало в себя РЛА-120 (30т ПН, Мст=980т, диаметр 6м, см. также http://www.friends-partners.org/partners/mwade/lvs/rla120.htm),
РЛА-135 (ПН=100т, 4 ББ, унифицированных с блоком 1-й ступени РЛА-120),  РЛА-150 (6 ББ, ПН=250т).
В воспоминаниях В.Ф.Гладкого уже упоминается РЛА-110 «Гроза». Однако проект «Грозы» в виде РЛА-125 появился уже в 1975-76гг. Вообще, это семейство развивалось с 1974 до 1978г. (у Б.И.Губанова, см. http://www.buran.ru/htm/gubanov3.htm , упоминаются варианты РЛА-131, 132 и 133, последний – видимо. Один из ранних вариантов «Вулкана»). В 1988г. я 1 или 2 раза держал в руках документ типа «технической справки» с описанием этого семейства. Мне почему-то запомнились (проклятый склероз!) РЛА-120, 130, 135, 140 и 150 с различным количеством ББ. У Вэйда информация по РЛА-135 и 150 куцая, а графика недостоверная.
Дорогие форумчане! «Братья и сестры! К вам обращаюсь я, друзья мои!» (с, И.В. Сталин, 03.07.1941г.). У кого, что есть по РЛА? Поделитесь, пожалуйста!

[Yegor]

У РЛА-135 (ПН=100т) было 2 ББ (два блока первой ступени):
http://www.astronautix.com/lvs/rla135.htm

[Vladimir]

Дорогие форумчане! «Братья и сестры! К вам обращаюсь я, друзья мои!» (с, И.В. Сталин, 03.07.1941г.). У кого, что есть по РЛА? Поделитесь, пожалуйста!

Не упоминайте это имя всуе и на ночь глядя, и не читайте перед обедом советских газет.
А вообще, у меня сохранился кое-какой разрозненный материал по РЛА еще со времен работы в "Энергии". За 100-процентную достоверность не ручаюсь, но и лапшу на уши вешать не собираюсь. Попытаюсь за выходные собрать это воедино.

[Yegor]

Я тоже буду благодарен!
А у Вейда информация совсем неправильная. У него сказано, что у РЛА-150 на второй ступени керосин:
http://www.astronautix.com/lvs/rla150.htm
А у Чертока написано, что на второй ступени Глушко вначале предлагал циклин (а что это такое и какой на нём УИ?), а по мере разработки водородных двигателей водород:
http://militera.lib.ru/explo/chertok_be/39.html

[Дмитрий В.]

1)Не упоминайте это имя всуе и на ночь глядя, и не читайте перед обедом советских газет.
2)А вообще, у меня сохранился кое-какой разрозненный материал по РЛА еще со времен работы в "Энергии". За 100-процентную достоверность не ручаюсь, но и лапшу на уши вешать не собираюсь. Попытаюсь за выходные собрать это воедино.

1)Да я, вообще-то не всуе... А газет я вообще не читаю (кроме телепрограммы). А что у нас еще остались советские? Дайте две!
2)С нетерпением жду. Буду весьма признателен!
С уважением, Дмитрий В. (бывший инженер Волжского филиала НПО "Энергия").

[Vladimir]

Сразу хочу сказать, что я пришел в НПО «Энергия» молодым специалистом в апреле 1977 года. Буквально перед этим, в марте 1977 года, был выпущен эскизный по «Бурану». В течение трех лет моего пребывания там несколько раз менялась компоновка ракеты-носителя 11К25, которую затем назвали «Энергией». Были выпущены дополнение к эскизному проекту, технический проект и дополнение к техническому проекту. Из этих книг удалось почерпнуть кое-какой материал. Впоследствии эту информацию я дополнил сведениями о развитии системы в период 1974-1976 годов, почерпнутую из различных источников. Правда, вот за эту информацию я ручаться не могу, поскольку не видел ее документального подтверждения. Более того, я пока не успел изучить последние изыскания Лукашевича по ранним вариантам «Бурана», а в них, наверняка, много интересного. Но меня сейчас больше интересуют межпланетные станции, а на все остальное времени не остается. Тем не менее, раз возник вопрос про РЛА, о которых я кое-что знаю, попытаюсь на него ответить.
Как известно, 22 мая 1974 года В.П. Мишин был освобожден от должности Главного конструктора ЦКБЭМ. Вместо него 21 мая 1974 года Генеральным конструктором НПО «Энергия» был назначен В.П. Глушко. Он сразу же закрыл программу Н-1 и начал формировать новую комплексную ракетно-космическую программу. При этом он, отказавшись от Н 1, предложил целое семейство ракет-носителей пакетной схемы с грузоподъемностью от 30 до 250 тонн, которые стали и называться по другому: РЛА – ракетные летательные аппараты. Всех их объединяла компоновка: вокруг центрального кислородно-водородного блока второй ступени диаметром 9 метров крепились боковые блоки первой ступени диаметром 6 метров, работающие на кислороде и керосине. Грузоподъемность ракеты зависела от количества "боковушек". Самая тяжелая из семейства РЛА 150 должна была вывести на орбиту полезный груз массой 250 тонн. Эта ракета получила название «Вулкан». Задачей этого семейства являлись освоение Луны, создание постоянной орбитальной станции и многоразового транспортного корабля, полет на Марс. Причем именно в такой последовательности, то есть создание космических средств многоразового использования не было самым приоритетным.
13 августа 1974 года в кабинете В.П. Глушко состоялось совещание, на котором были впервые озвучены основные положения комплексной ракетно-космической программы. На этом совещании присутствовали главные конструкторы В.П. Бармин, Н.А. Пилюгин, М.С. Рязанский, В.И. Кузнецов, министр общего машиностроения С.А. Афанасьев, представители ВПК. Приехал даже секретарь ЦК КПСС Д.Ф. Устинов.
С докладом по комплексной ракетно-космической программе выступил Генеральный конструктор НПО «Энергия» В.П. Глушко. Основным предложением В.П. Глушко было создание последовательного ряда тяжелых и сверхтяжелых ракет-носителей из унифицированных блоков. Всем ракетам присваивался индекс РЛА – ракетный летательный аппарат.
Самая легкая из них РН среднего класса РЛА 120 имела классическую схему, стартовую массу 980 тонн и грузоподъемность 30 тонн. Первую ступень диаметром 6 метров предполагалось оснастить четырьмя кислородно-керосиновыми двигателями тягой по 250 тонн каждый.
Эта же ступень использовалась как "боковушка" для более тяжелых носителей, которые имели пакетную схему. Вокруг центрального блока 2-й ступени тяжелого носителя диаметром 9 метров устанавливалось различное число боковушек 1-й ступени. Так РЛА 140 имела 2 боковушки и была способна вывести на орбиту полезный груз массой 155-165 тонн, РЛА 130 – 4 боковушки и 175-183 тонны полезного груза, а самая мощная РЛА 150 – 6 боковушек и 250 тонн полезного груза. На РЛА 130 и РЛА 140 полезный груз устанавливался сбоку от центрального блока в грузовом контейнере, а на РЛА 150 – сверху. Сама вторая ступень оснащалась шестью двигателями тягой по 600 тонн каждый, причем поначалу в качестве топлива для второй ступени рассматривались керосин, как и на 1-й ступени, или циклин. Сказалась нелюбовь В.П. Глушко к водороду.
РЛА-140 рассматривалась также как носитель для выведения на орбиту многоразового транспортного корабля РЛА-135 массой 155 тонн, причем сам он, в свою очередь, доставлял на орбиту полезный груз массой до 40 тонн.
Что касается сроков, то по замыслу В.П. Глушко первый запуск самого легкого носителя РЛА-120 должен состояться в 1979 году. Тогда же должна начаться сборка на орбите постоянной орбитальной станции из специализированных модулей, а завершение сборки ожидалось в 1980-1981 годах. На 1980 год планировался первый запуск РЛА 140, а на 1981 год полет к Луне с ее помощью. На 1982 год планировался запуск самой тяжелой ракеты РЛА 150, а на 1983 год – полет к Марсу. Сроки явно из области фантастики, ведь не было не только самих ракет, но даже двигателей для них. Достаточно сказать, что станция «Мир», аналог ПОС, была запущена в 1986 году, а ракета-носитель «Энергия», аналог РЛА 140, – в 1987 году. На реализацию всей программы требовалось 12 миллиардов рублей.
В 1975 году в НПО «Энергия» был завершен выпуск технических предложений в рамках Комплексной ракетно-космической программы. Программа предусматривала создание унифицированного ряда ракетных летательных аппаратов для высадки пилотируемой экспедиции на Луну и создания лунной базы. Технические предложения включали в себя также основные конструктивные решения многоразовых систем. В технических предложениях основное внимание было уделено использованию созданного ранее задела ракеты Н-1 и – главное – стартовых полигонных сооружений.
В целом же комплексная ракетно-космическая программа оказалась несостоятельной по очень простой причине – она не заинтересовала советское руководство.
Об истории создания программы «Буран» очень подробно рассказывает Лукашевич. Я же рассказываю только о семействе РН под общим названием РЛА.
17 февраля 1976 года вышло Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР №132-51 «О создании многоразовой космической системы в составе разгонной ступени, орбитального самолета, межорбитального буксира, комплекса управления системой, стартово-посадочного и ремонтно-восстановительного комплексов и других наземных средств, обеспечивающих выведение на северо-восточные орбиты высотой 200 км полезных грузов массой до 30 тонн и возвращение с орбиты грузов массой до 20 тонн». Основным заказчиком многоразовой космической системы (индекс заказчика 1К11К25) выступало Министерство обороны СССР, а головным разработчиком – НПО «Энергия». Такое длинное название Постановления довольно точно отражало суть проекта. Создавалась именно многоразовая космическая система, получившая закрытое название «Буран» (имя системы, а не корабля). В ее состав входили многоразовый ракетно-космический комплекс (индекс 11Ф36), состоящий из ракеты-носителя (индекс 11К25), орбитального корабля (индекс 11Ф35) и межорбитального буксира  (индекс 11Ф45), а также стартовый комплекс, универсальный комплекс стенд-старт, технический комплекс, посадочные комплексы орбитального корабля ПК ОК и блоков первой ступени ПК А. Что касается названий и обозначений, то на первом этапе использовались разные. Так кроме индекса заказчика ракета-носитель имела традиционное для В.П. Глушко обозначение РЛА 130, а также имя собственное – «Гром». В свою очередь орбитальный корабль получил имя «Молния», однако эти имена не прижились, и вплоть до старта использовались индексы заказчика. Выражение «работы по «Бурану»» подразумевало работы по всей МКС в целом, а не только по орбитальному самолету.
Сразу после выхода постановления правительства представители Министерства обороны СССР и НПО «Энергия» приступили к разработке тактико-технических требований к многоразовой системе. В мае 1976 года проект ТТТ был рассмотрен научно-техническим советом ГУКОС и одобрен. В течение почти года утрясались основные характеристики и требуемые качества комплекса, которые еле уложились в несколько увесистых книг.
ТТТ были утверждены 8 ноября 1976 года у Д.Ф. Устинова. Все промышленные министерства, заказывающие управления Министерства обороны, Академия наук СССР подписали этот исходный документ. Именно с этого момента элементы многоразовой космической системы «Буран» получили индекс заказчика, приведенный выше.
На первом этапе проектных работ еще при создании комплексной ракетно-космической программы многоразовый корабль почти полностью повторял «Спейс Шаттл». Тот же подвесной топливный бак с перекачкой топлива к маршевым двигателям, расположенным на орбитальной ступени, те же два боковых ускорителя первой ступени. Только ускорители жидкостные, да в центральном баке в качестве топлива – керосин. Но чтобы обеспечить столь колоссальную грузоподъемность (около 100 тонн) удельный импульс кислородно-керосиновый топливной пары был низковат. Использование керосина на 2-й ступени вело к неоправданно большим габаритам всего носителя. Это и вынудило выбрать в качестве топлива для второй ступени водород. В.П. Глушко наступил на горло собственной песне, ведь он долгие годы был противником водорода. Разработку кислородно-водородного двигателя поручили воронежскому КБ Химавтоматики.
Следующий шаг был также вынужденным. Поскольку опыт создания кислородно-водородных двигателей в нашей стране был невелик, и повторить американский SSME было бы очень сложно, решили упростить задачу и сделать его одноразовым. Но тогда пропадал смысл его возвращения на Землю. В результате кислородно-водородные двигатели переместились с орбитального корабля на 2-ю ступень. Это имело и положительный момент. Ракета-носитель становилась автономной, что позволяло не только отрабатывать ее отдельно от орбитального корабля, но и использовать ее для выведения других полезных нагрузок.
Также претерпела изменения и первая ступень. Проектные проработки в КБ «Энергомаш» в 1973-74 годах по сверхмощному килородно-керосиновому двигателю РД 123 показали реальность создания четырехкамерного двигателя с тягой 800 тонн на жидком кислороде и керосине типа РГ-1, что и было взято за основу. Но такое уменьшение тяги двигательной установки первой ступени по сравнению с заложенной в комплексной ракетно-космической программе привело к увеличению числа боковушек с двух до четырех. В свою очередь и индекс ракеты изменился с РЛА 140 на РЛА 130. С другой стороны, требование беспрепятственной транспортировки ракетных блоков 1-й ступени по железной дороге заставило выбрать диаметр первой ступени 3,9 метра – третья степень негабаритности. В конце 1973 – начале 1974 года были разработаны технические предложения по созданию двигателей РД-124 тягой 125 тонн каждый и РД-125 с тягой по 130 тонн, по сути, модификацией РД-124 для ракеты-носителя «Зенит». В июне 1974 года были также разработаны технические предложения по двигателю РД-150 с тягой до 1500 тонн. Расчетные и конструкторские проработки, начиная с 1974 года, сопровождались экспериментальными исследованиями. На базе серийного двигателя 15Д168, работающего на азотном тетроксиде и несимметричном диметилгидразине, были созданы экспериментальные двигатели-аналоги, работающие на жидком кислороде и керосине, тягой 90 тонн и давлением в камере сгорания 200 атмосфер. Было проведено более 300 испытаний на 200 экземплярах с суммарной наработкой по времени в 20 тысяч секунд. После принятия Постановлений о разработке ракетных систем «Энергия» – «Буран» и «Зенит» в ноябре 1976 года был выпущен эскизный проект двигателя РД-170 со следующими характеристиками: тяга на земле 740 тонн, в пустоте – 806,4 тонны (эти значения были приняты на основе оптимизации двух проектов ракет-носителей «Энергии» и «Зенита»).
12 декабря 1976 года Генеральным конструктором В.П. Глушко был утвержден эскизный проект, который был одобрен в целом, но получил ряд замечаний, для реализации которых было разработано Дополнение к нему. Основу многоразовой космической системы «Буран» составляли РН пакетной схемы с четырьмя спасаемыми кислородно-керосиновыми блоками 1-й ступени диаметром 3,9 метра и центральным кислородно-водородным блоком 2-й ступени диаметром 8,8 метра. К блоку Ц сбоку крепился многоразовый орбитальный корабль, оснащенный двумя турбореактивными двигателями для маневрирования при заходе на посадку. На блоке Ц устанавливались 4 кислородно-водородных ЖРД. В случае аварии ракеты на старте предусматривалось спасение орбитальный корабль с помощью твердотопливных двигателей, установленных в хвостовой части ОК.
Пакетная схема ракеты-носителя позволяла создать целое семейство ракет-носителей разной грузоподъемности за счет изменения количества ракетных блоков 1 й ступени – боковушек, что и было зафиксировано в эскизном проекте:
1) РЛА 125 («Гром») с двумя боковушками, стартовой массой 1650 тонн и выводимым полезным грузом массой 50 тонн;
2) вариант с четырьмя боковушками, стартовой массой 2392 тонны и выводимым полезным грузом массой 92-95 тонны;
3) вариант с шестью боковушками, стартовой массой 3112 тонн и выводимым полезным грузом массой 135-142 тонны;
4) РЛА 132 («Вулкан») с восемью боковушками, стартовой массой 3810 тонн и выводимым полезным грузом массой 160-170 тонн на опорной ОИСЗ и 41 тонна на окололунной;
5) РЛА 133 с девятью боковушками с увеличенной заправкой, стартовой массой 5800 тонн и выводимым полезным грузом массой 190-210 тонн на опорной ОИСЗ и 51 тонна на окололунной.
Во всех вариантах все двигатели начинали работать со старта.
Эскизный проект многоразовой космической системы был рассмотрен Межведомственной экспертной комиссией, в которую входили представители головных институтов промышленности, Министерства обороны, академий наук Союза и республик. В марте 1977 года проект и заключение комиссии были рассмотрены на объединенном научно-техническом совете Минобщемаша, Минавиапрома и военно-технического совета Министерства обороны. Проект был одобрен с некоторыми замечаниями. Совет рекомендовал разработать дополнение к эскизному проекту.
В июле 1977 года было выпущено дополнение к эскизному проекту. Облик ракеты существенно поменялся. Между прочим, начиная с 1976 года, в течение пяти лет (до 1981 года) всего было проработано пять вариантов конструкторских схем на базе исходной. По результатам исследований устойчивости полета ракеты была проведена аэродинамическая перекомпоновка ракеты. В основном это коснулось центрального блока. Блок А после введения в конструкцию парашютных средств посадки приобрел в носовой и хвостовой частях небольшие аэродинамические плоскости для стабилизации блока в полете в верхних слоях атмосферы.
В соответствии с распределением работ изготовление центрального блока второй ступени закреплялось за куйбышевским заводом «Прогресс». Однако еще в самом начале главный конструктор ЦСКБ Д.И. Козлов отказался участвовать в программе «Буран». Для сопровождения производства на заводе «Прогресс», а также сборки ракеты-носителя на космодроме в Куйбышеве был образован Волжский филиал НПО «Энергия». В ходе подготовки производства блока Ц на заводе «Прогресс» выявились ограниченные возможности производственно-технологической базы. Так невозможно было обработать баки диаметром более 7,7 метра из-за отсутствия соответствующего оборудования и технологической оснастки. Пришлось взять эту величину за основу. Но тогда при том же запасе топлива и постоянном объеме баков увеличивалась его длина. Тогда было решено сделать блок Ц составным. В верхней части блока Ц находился топливный бак 1Ц, из которого со старта перекачивалось топливо к двигателям. По выработке топлива блок 1Ц отделялся и уводился с помощью пороховой ДУ, аналогичной САС. Дальше топливо поступало из блока 2Ц. Количество двигателей на блоке Ц уменьшилось до трех. Данная схема и была затверждена в дополнении к эскизному проекту в марте 1977 года. В нем же были приведены пересмотренные варианты семейства ракет-носителей, которое дополнилось ракетами с боковым расположением полезного груза в грузовом контейнере (ГТК):
РН ГТК 4 с четырьмя блоками А, стартовой массой 2250 тонн и массой выводимого полезного груза 90 тонн;
РН ГТК 6 с шестью блоками А, стартовой массой 2981 тонна и массой выводимого полезного груза 120 тонн.
Ракета-носитель «Вулкан» (РЛА 132) теперь имела 8 боковушек и при стартовой массе 3437 тонн могла вывести на орбиту полезный груз массой 158 тонн, а РЛА 133 при том же числе боковушек (диаметр блока Ц 7,7 метра не позволял установить на нем больше 8 блоков А), но с увеличенной заправкой и стартовой массой 4155 тонн выводила 170 тонн полезного груза. При этом 2-я ступень состояла только из одного блока 2Ц, а двигатели 2 й ступени со старта не работали и включались на определенной высоте. Стартовый вес РЛА-125 составил 1270 тонн при массе полезной нагрузки 50 тонн (55 тонн с довыведением).
Дополнение к эскизному проекту, как и предыдущие проекты, прошло экспертизу, было одобрено Советом главных конструкторов и научно-техническим советом Министерства общего машиностроения и легло в основу Постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 21 ноября 1977 года, которым были утверждены основные этапы и мероприятия по обеспечению создания многоразовой космической системы «Буран». Этим Постановлением был установлен срок начала летных испытаний ракеты-носителя 11К77 на 3-ий квартал 1980 года, а начало летных испытаний «Бурана» в 1983 году.
Такая сложная схема блока Ц, требующая перелива компонентов топлива и увода верхнего полубака в целом понижала надежность всей системы. Кроме того, специалисты пришли к выводу, что использование пороховой САС для спасения 100-тонного орбитального корабля слишком рискованно, да и проверка ее в реальных условиях грозила гибелью аппарата. Поэтому уже в 1978 году блок Ц был возвращен к двухбаковой конструкции, но диаметр остался 7,7 метра, длина уменьшилась и стала даже несколько меньше варианта 1976 года. Ракета приближалась по конструкции к конечному варианту. В марте 1978 года начался выпуск технического проекта, который был завершен к концу этого же года.
В дополнении к техническому проекту, выпущенном в июне 1979 года, уже отсутствовали система аварийного спасения ОК, блок Ц окончательно превратился в неразъемный моноблок: за счет применения переохлажденных ("шугообразных") кислорода и водорода удалось получить приемлемые размеры 2 й ступени. Одновременно количество двигателей на второй ступени возросло до четырех. Это было необходимо для повышения тяговооруженности на случай отказа одного из двигателей первой или второй ступени. В нем уже исчезло упоминание о РЛА 133, а под именем «Вулкан» фигурировала РЛА 132 со стартовым весом 3750 тонн и выводимой полезной нагрузкой 160 тонн на орбите Земли и 36 тонн на орбите Луны. Такая грузоподъемность не обеспечивала при одном пуске РН «Вулкан» полет на Луну по прямой схеме. Переход же к схеме со стыковкой на орбите Луны повторял программу «Аполлон» и не давал ничего нового. Поэтому в проектных материалах 1979 года была предложена двухпусковая схема со стыковкой на орбите Луны лунного орбитального и лунного посадочного кораблей. Каждый из кораблей доставлялся к Луне с помощью РН «Вулкан» и кислородно-водородного блока «Везувий».
Лунный экспедиционный комплекс на базе ракет «Вулкан» - это отдельный рассказ. Могу только сказать, что спускаемый аппарат, входивший в состав ЛОК по размерам совпадает с СА многоразового корабля «Заря». В нем могли совершать полет 5 человек. На базе ЛОК также предполагалось создать корабль-спасатель или транспортный корабль с экипажем 5-7 или 7-10 человек (в 2 яруса), выводимые ракетой-носителем РЛА 125 «Гроза» с двумя блоками А.
Насколько мне известно, в 80-х годах обозначение РЛА уже не применялось. А от всего семейства РЛА остались только сама «Энергия» и периодически упоминавшийся «Вулкан». Ракета «Энергия-М» из-за урезанного блока Ц в это семейство не вписывалась.

В завершение хочу сказать, что в бытность мою в Подлипках мне удалось пролистать аванпроект по Н-1М, выпущенный в 1969 годах. Вот где раздолье для интересующихся предлагавшимися вариантами РН и лунных кораблей. Этого я никогда не встречал в открытой печати. Информации по этим проектам у меня почти нет. Можно уповать только на еще работающих там.

[Дмитрий В.]

Спасибо, Владимир! Выходит, что я многое правильно запомнил, в частности про РЛА-135. Насколько помню у него ПН была 60т. Отличный пост. Еще раз огромное спасибо! С уважением, Дмитрий В.

[STEP]

Нда ...
Побольше бы таких воспоминаний, да по большему числу вопросов истории нашей.

[Дмитрий В.]

Хотел бы добавить пару слов к сообщению Владимира.
1.Мне кажется, что выбор диаметра 7,7 м для блока Ц 11к25 был выбран из несколько иных соображений. На Прогрессе практически всю оснастку, за исключением оснастки для изготовления днищ радиусом 4185 мм (заимствован с Н-1), все равно приходилось изготавливать заново. Были построены несколько совершенно новых корпусов (от Н-1 был использован так называемый Аквариум). Так что это не лимитировало диаметр блока Ц (естественно для возможности использования днищ с R=4185 мм, диаметр не мог быть больше 8,37 м). Скорее всего диаметр 7,7 был выбран из компоновочных соображений с учетом увязки с 1-й ступенью Зенита. А также с учетом авиационной транспортировки (устойчивость самолета-носителя).
2.Также на блоке Ц применялись переохлажденные ЖК и ЖВ, но не шугообразные - эта технология до сих пор не освоена в промышленных масштабах.

[Дмитрий В.]

Да, и еще. Согласно ЭП 1984-1988гг, РН Вулкан (ЕМНИП, 133ГК) при Мст=4800 т выводила на ЛЕО 198 т ПН, а с Везувием - 36-40 на ГСО.

[Дмитрий В.]

Прошлогодняя попытка реконструкции семейства РЛА.

[Большой]

Почему у моноблочной РЛА-120 масса 980 тн, а тяга 1000 тн? Никакой тяговооружённости :roll:

[Salo]

В июне 1974 года были также разработаны технические предложения по двигателю РД-150 с тягой до 1500 тонн.

[Дмитрий В.]

В июне 1974 года были также разработаны технические предложения по двигателю РД-150 с тягой до 1500 тонн.

На сайте Энергомаша у РД-150 стартовая тяга указана чукть выше 1000 тс. Но насколько помню, стартовая масса РЛА-120 была не 980, а все же 900 т. Поэтому тяговооруженность была минимально достаточной. Хотя все это было бы крайне желательно уточснить документально.

[Salo]

Хотя если поскрести по сусекам...
http://www.lpre.de/energomash/RD-170/index.htm

1973 г. - начало проектно-расчетных исследований и конструкторских проработок. Разработаны технические предложения по двигателям РД-123 с тягой 800 т и РД-150 с тягой до 1500 т.

http://www.lpre.de/energomash/index.htm

РД-150 кислород/керосин 1002.6/1135.9 300/340 212/ -/14500 3800/5200 1974 Проект для 1 ст. РН

[Salo]

Об РД-150 читайте здесь:
Комплексная ракетно-космическая программа. Технические предложения. Том II. Тяжелые ракеты-носители. Книга 3. Двигатель РД-150 / В.П.Глушко, М.Р.Гнесин, И.А.Клепиков, Ф.Ю.Челькис и др.-М.: НПОЭМ, 1974.-315 с.

[Salo]

Самая легкая из них РН среднего класса РЛА 120 имела классическую схему, стартовую массу 980 тонн и грузоподъемность 30 тонн. Первую ступень диаметром 6 метров предполагалось оснастить четырьмя кислородно-керосиновыми двигателями тягой по 250 тонн каждый.

В диаметр шесть метров четырёхкамерный РД-150 тягой 1500 тс упаковать можно.

А вот в диаметр 3,9 м уже проблематично. Что видимо и привело к снижению тяги до 1000 тс.

А дальше жизнь показала, что даже задрав давление до небес, можно с трудом получить 740-784 тс.

[Дмитрий В.]

Самая легкая из них РН среднего класса РЛА 120 имела классическую схему, стартовую массу 980 тонн и грузоподъемность 30 тонн. Первую ступень диаметром 6 метров предполагалось оснастить четырьмя кислородно-керосиновыми двигателями тягой по 250 тонн каждый.

В диаметр шесть метров четырёхкамерный РД-150 тягой 1500 тс упаковать можно.

А вот в диаметр 3,9 м уже проблематично. Что видимо и привело к снижению тяги до 1000 тс.

А дальше жизнь показала, что даже задрав давление до небес, можно с трудом получить 740-784 тс.

На первых РЛА диаметр 3,9 м даже и не рассматривался. А когда состоялся переход к "Энергии"-"Грозе"-"Вулкану" РД-150 был сменен РД-123, а потом РД-170.

[Salo]

http://www.lpre.de/energomash/index.htm

РД-150 кислород/керосин 1002.6/1135.9 300/340 212/ -/14500 3800/5200 1974 Проект для 1 ст. РН

Однако диаметр указан 3,8 метра.

[Дмитрий В.]

http://www.lpre.de/energomash/index.htm

РД-150 кислород/керосин 1002.6/1135.9 300/340 212/ -/14500 3800/5200 1974 Проект для 1 ст. РН

Однако диаметр указан 3,8 метра.

Там сначала идет высота, потом диаметр. Он как раз 5200 мм.