Форум Новости Космонавтики

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!

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

ЦитироватьДорогие 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.

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

Цитировать1)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").

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.

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.

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

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.

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.

Прошлогодняя попытка реконструкции семейства РЛА.
(http://s49.radikal.ru/i123/1108/86/a8080f4f73c1t.jpg) (http://radikal.ru/F/s49.radikal.ru/i123/1108/86/a8080f4f73c1.jpg.html)

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

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

Цитата: undefined

Цитата: undefinedВ 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.

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

Цитировать1973 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

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

ЦитироватьОб 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.

Цитата: undefinedСамая 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.

Цитата: undefined

Цитата: undefinedСамая 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.

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

ЦитироватьРД-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.

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

ЦитироватьРД-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.

Да, попутал.

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

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/22560.jpg)

Цитата: undefinedhttp://epizodsspace.no-ip.org/bibl/glushko/izbran-rab-glushko/3/01.html

Цитата: undefinedЦК КПСС

В соответствии с постановлением ЦК КПСС от 17 мая 1974 года для решения военных, народнохозяйственных и научных задач Минобщемашем совместно с Минобороны СССР и Академией наук СССР разработана комплексная ракетно-космическая программа (НПО "Энергия" — головной исполнитель по программе в целом), предусматривающая создание в 1975-1990 годах:

— базовой модульной двухступенчатой ракеты-носителя РЛА-120 максимальной грузоподъемностью 28-30 т на северо-восточную орбиту и 24-25 т на южную (синхронно-солнечную) орбиту;

— постоянной орбитальной станции массой до 150-170 т, собираемой на орбите из модулей, автономно выводимых ракетой-носителем РЛА-120;

— многоразовой транспортной космической системы МТКС грузоподъемностью до 35-40 т на северо-восточную опорную орбиту, до 20-23 т на синхронно-солнечную орбиту и обеспечивающей возвращение из космоса на Землю объектов массой до 20 т;

— тяжелой двухступенчатой ракеты-носителя РЛА-150, собираемой из шести блоков первой ступени РЛА-120 и кислородно-водородного блока МТКС с его двигателями и обеспечивающей с кислородно-водородным разгонным блоком:

выведение спутника массой до 40 т с мощной ядерной энергетической установкой на геостационарную орбиту;

выведение на орбиту спутника Луны комплекса массой 60 т для высадки на Луну 3-х космонавтов, с запасом расходуемых компонентов на 5 суток пребывания на Луне, и возвращения космонавтов на Землю, а также доставку на Луну дополнительными пусками РЛА-150 запаса расходуемых компонентов и технических средств, обеспечивающих длительное пребывание экспедиции на Луне.

В течение десяти лет 1975-198гг. обеспечивается выполнение основной части программы, решающей также приоритетные вопросы и восстанавливающей ведущую роль СССР в космонавтике. При этом имеется в виду начать летно-конструкторские испытания:

— базовой двухступенчатой ракеты-носителя РЛА-120 в 1979 году;

— постоянной орбитальной станции, обеспечив сборку на орбите первых двух модулей в 1980 году и функционирование станции полного состава в 1982 году;

— многоразовой транспортной космической системы 1-го этапа MTKC-1, выводимой на опорную орбиту ракетой-носителем РЛА-130в 1983 году;

— тяжелой двухступенчатой ракеты-носителя РЛА-150 в 1980г.

Осуществить экспедицию на Луну и начать военно-поисковые и научные исследования на постоянной лунной базе-станции в 1982 году.

Предусмотреть в дальнейшем развитие комплексной ракетно-космической программы, обеспечив:

— создание в 1988 году геостационарного спутника с мощной энергетикой;

— создание первой ступени ракеты-носителя типа тяжелого самолета многоразового использования для многоразовой транспортной космической системы II-го этапа МТКС-II к 1990 году.

Для минимизации средств и времени, необходимых для выполнения программы, создается единая система тяжелых ракет-носителей на базе модульных конструкций, что обеспечивает минимальное количество подлежащих разработке ракетных блоков, последовательность их отработки, использование для выполнения программы по мере разработки каждого блока и, наконец, обеспечивает программе гибкость и надежность, позволяя за счет изменения числа блоков гарантировать потребную грузоподъемность ракет-носителей.

С целью снижения затрат времени и средств на создание максимально унифицируются двигатели, системы управления, бортовые служебные системы, используемые на всех разрабатываемых объектах.

С этой же целью максимально используются с необходимыми доработками заделы по изделию H-I как материальные (техническая позиция со сборочным заводом на НИИП-5 МО, стартовый комплекс с двумя стартами, испытательные установки, двигатель 11Д57М конструкции завода "Сатурн" МАП и многое другое), так и опыт, приобретенный в процессе прежних разработок.

Для обеспечения надежной предполетной отработки ракетно-космической техники и выполнения программы пусков необходимо укрепление и развитие испытательной базы в Министерствах, в том числе строительство испытательных стендов и дополнительного стартового комплекса на НИИП-5 МО.

Предлагаемая комплексная ракетно-космическая программа позволит ликвидировать отставание советской ракетно-космической промышленности в области создания, тяжелых ракет-носителей. Максимальный полезный груз, выводимый отечественной ракетой-носителем УР-500 на орбиту ИСЗ, составляет 20 т, в то время как США располагают ракетоносителем "Сатурн-5" с полезным грузом на орбите ИСЗ до 135 т. Наличие у США тяжелого носителя позволило создать уникальную орбитальную станцию "Скайлэб", масса которой вместе с кораблем составляет 91 тонну. Используя ракету-носитель "Сатурн-5", США реализовали программу лунных экспедиций "Аполлон" и добились в области пилотируемых полетов на Луну убедительного превосходства. Помимо престижных задач американская программа "Сатурн-Аполлон" имела сильный политический резонанс и значительно повысила научный и технический потенциал США.

В нашей стране из-за отсутствия тяжелых ракет-носителей исследования Луны проводятся только автоматическими объектами.

Создание постоянной орбитальной и лунной базы явится крупнейшими качественно новыми этапами в развитии космонавтики, вызовет сильный резонанс в мировом общественном мнении, будет иметь огромное политическое и престижное значение и окажется наиболее эффективным в восстановлении ведущей роли Советского Союза в освоении космоса.

Космические транспортные системы нового поколения представляют интерес не только с точки зрения достижения научно-технических и прикладных целей, но, в первую очередь, с военной точки зрения; они позволят обеспечить доставку объектов в космос и возвращение их на Землю, перевод их с одной орбиты на другую с существенно меньшими затратами, осуществлять обслуживание и ремонт космической техники непосредственно на орбитах.

Полная стоимость комплексной ракетно-космической программы на период 1975-1990 годов, учитывающая расходы на опытно-конструкторские работы и капитальное строительство всех министерств и ведомств, участвующих в работах, составляет 25,3 млрд. рублей, включая резерв 3,5 млрд.рублей. Полная стоимость всех затрат в течение первых десяти лет (1975-1984 годы) составляет 19,6 млрд.рублей, включая резерв 2,7 млрд.рублей.

Комплексная ракетно-космическая программа (технические предложения) была рассмотрена Советом главных конструкторов, отраслевыми научно-исследовательскими институтами, научно-техническим советом Минобщемаша и комиссией Президиума Совета Министров СССР по военно-промышленная вопросам.

Считаем, что реализация предлагаемой программы позволит еще более укрепить оборонное могущество СССР, ликвидировать в ближайшие годы отставание в области создания тяжелых ракет-носителей и обеспечить комплексное решение широкого круга оборонных, народно-хозяйственных и крупных приоритетных научных задач, а также укрепить политический и военно-промышленный потенциал.

Л.СМИРНОВ
С.АФАНАСЬЕВ
В.КУЛИКОВ
М.КЕЛДЫШ
В.ГЛУШКО
4.11.1974г
Арх. №13216, л. 192-195[/size]

Здесь, вероятно, речь о моноблочной РЛА-120.

ЦитироватьРЛА-120 был моноблоком. В данном случае Вэйд не ошибся. В комплекте проектных чертежей общего вида (1974 год), который я  держал в руках, так и было.

Примерно так выглядело семейство (слева-направо): РЛА-120, 140, 130 и 150.

(http://s41.radikal.ru/i094/1202/eb/7768043555d7.jpg) (http://www.radikal.ru)

Но это попытка реконструкции через 20 лет, так что далеко не уверен что все правильно, но исходным был моноблок - 30-тонник.

http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/glushko/izbran-rab-glushko/3/01.html

ЦитироватьМИНИСТРУ ОБЩЕГО МАШИНОСТРОЕНИЯ СССР
тов. АФАНАСЬЕВУ С.А.
НАЧАЛЬНИКУ ГЕНЕРАЛЬНОГО ШТАБА
ВООРУЖЕННЫХ СИЛ СССР
генералу армии КУЛИКОВУ В.Г.
ПРЕЗИДЕНТУ АКАДЕМИИ НАУК СССР
академику М.В.КЕЛДЫШУ

По техническому предложению НПО «Энергия» письмом от 2 января 1975 г. Министерство Обороны сообщило о заинтересованности в создании двухступенчатой модульной ракеты-носителя (РЛА-120) для запуска на синхронно-солнечные орбиты полезной нагрузки весом около 25 тонн, а при использовании разгонных блоков — нескольких тонн на стационарную орбиту.

По многоразовой космической системе, признавая ее важность, Министерство Обороны предлагает провести эскизное проектирование с уточнением тактических, технических и экономических характеристик системы с определением оптимальной этапности ее создания.

При этом указывается также на целесообразность разработки силами НПО «Энергия» комплекса с многоцелевым спутником на геостационарной орбите, в том числе в интересах Министерства Обороны.

Считаю целесообразным изложенные предложения Министерства Оборины положить в основу проекта Постановления ЦК КПСС и СМ СССР, сохранив разработку тяжелой ракеты-носителя РЛА-150 на базе модульного носителя РЛА-120 и осуществление с помощью РЛА-150 лунной экспедиции в соответствии с указанием ЦК КПСС, что будет иметь огромное политическое, престижное и научное значение и окажется наиболее эффективным в восстановлении ведущей роли Советского Союза в освоении Космоса.

Весьма важно, что ракета-носитель РЛА-130 многоразовой космической системы комплектуется из ступеней РЛА-150.

Наличие РЛА-150 позволит также решать перспективные задачи по выведению тяжелых спутников с повышенной энергетикой и усиленной защищенностью вплоть до стационарных орбит для решения в первую очередь задач, поставленных Министерством Обороны в упомянутом выше письме.

Таким образом, проектом Постановления предусматривается:
1. Создание двухступенчатой ракеты-носителя РЛА-120 на нетоксичном топливе с указанными выше характеристиками и разгонным блоком (1975-1979 гг.).
2. Разработка эскизного проекта многоразовой транспортной космической системы с уточнением её характеристик и определением оптимальной этапности создания (1975-1976 гг.).
3. Разработка эскизного проекта многоцелевой комплексированной станции повышенной защищенности на геостационарной орбите для решения военных, народнохозяйственных и научных задач (1975-1976 гг.).
4. Создание ракеты-носителя РЛА-150 для выполнения лунной экспедиции в однопусковой схеме и для выведения на геостационарную орбиту тяжелых спутников с повышенной энергетикой с целью решения военных, народнохозяйственных и научных задач (1975-1981 гг.).

Предусматривается унификация блоков первых и вторых ступеней РЛА-150 и ракеты-носителя РЛА-130 многоразовой космической системы
5. Осуществление лунной экспедиции в составе трех космонавтов с созданием долговременной лунной станции (1981-1982 гг.).

Выполнение этой программы в течение 1976-1982 гг., с учетом затрат на текущую программу (космические корабли и орбитальные станции) потребует 6,72 млрд. руб., в том числе на опытно-конструкторские работы 5,3 млрд. руб., на капитальное строительство — 1,42 млрд. руб. (строительно-монтажные работы — 0,82 млрд. руб.). Потребное финансирование на X пятилетку — 6,04 млрд. руб., на 1981-1982 гг. — 0,68 млрд. руб. — с учетом резерва на непредвиденные расходы 1 млрд. руб. полное финансирование предложенной программы на 1976-82 гг. составит 7,72 млрд. рублей.

После завершения работ по эскизным проектам многоразовой космической системы и многоцелевой комплектованной станции-спутника будут внесены предложения по дальнейшему развертыванию работ.

Программа предусматривает на НИИП-5: усиление и расширение МИК пл. 112 и МИККО пл.2Б, строительств-автономного стенда (первая очередь) для испытания всех ступеней ракет-носителей, а также реконструкцию обеих стартов Н-1 для пусков РЛА-120, РЛА-130 и РЛА-150 (см. приложение).

Прошу Вашего согласия.
ПРИЛОЖЕНИЕ: на 1 листе (не приведено — прим.составителя).

ГЛУШКО
23.01.1975г
Арх №13723, л.9-12[/size]

Цитата: undefined

Цитата: undefined

Цитата: undefinedВообще-то, РЛА-120 была моноблочным двухступенчатым тандемом (в КГЧ, само собой, мог быть РБ).

Избранные работы академика В.П. Глушко, том 3

http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/glushko/izbran-rab-glushko/3/01.html

Из письма В.П. Глушко министру С.А. Афанасьеву от 18.08.1975 :

Цитата: undefinedМодульный принцип построения системы ракет-носителей позволяет:
— существенно упростить производство ракет-носителей в отрасли;
существенно уменьшить номенклатуру изготавливаемых разгонных ракетных блоков, двигателей, систем управлений и т.п.;
— сократить потребные площади для изготовления ракет-носителей;
— уменьшить стоимость разработки каждой ракеты-носителя в системе;
— повысить надежность ракет-носителей, так как при модульном построении системы отработка начинается с более простой системы (в частности блока "А" в составе 11К77) и отработанная часть (модуль) далее используется в более сложной системе (РЛА-120, РЛА-130, РЛА-130А).

Ракета-носитель РЛА-120, создаваемая на базе модульных блоков «А» и кислородно-водородной второй ступени с использованием двигателей, применяющихся в разгонных ракетных блоках, стоит в этой системе и может выполнять самостоятельные задачи для выведения объектов оборонного назначения на синхронно-солнечные орбиты. В связи с предлагаемым спасением блоков первой ступени она приобретает качество всеазимутальности.

Применение на ракете-носителе РЛА-120 доработанного блока ДМ позволяет решить широкий круг задач на геостационарной орбите. Кроме большого целевого назначения РЛА-120 позволяет сделать шаг к освоению шдорода на более мощных системах МТКС и РЛА-130А.
Поэтому предложение о замене ракеты-носителя РЛА-120 на ракету-носитель УР-500МК, имеющей следующие недостатки:
— большое число блоков (семь вместо трех на РЛА-120);
— разные диаметры центрального и боковых блоков, что усложняет их производство;
— неспасаемые и многократно неиспользуемые блоки первой ступени;
— ракетные блоки не связаны с программой МТКС, в то время как ракетные блоки первой ступени РЛА-120 являются одновременно блоками первой ступени МТКС и подкрепляют ее, нарушает целостность предлагаемой системы ракет-носителей и рассредотачивает усилия отрасли.

Прочел письмо целиком и более внимательно. Собственно в нем и описан переход к использованию модульных блоков "А" 11К77. Тогда, в рамках сохранения грузоподъемности РЛА-120, логичным видится использование двух блоков "А".

Письмо целиком:

ЦитироватьМИНИСТРУ ОБЩЕГО МАШИНОСТРОЕНИЯ СССР
товарищу АФАНАСЬЕВУ С.А.


Представляю Вам замечания НПО «Энергия» к «Решению Научно-технического совета Министерства общего машиностроения по программе развития работ по тяжелым носителям, пилотируемым кораблям и станциям от 29 июля 1975 г.»

Приложение: Замечания НПО «Энергия» на 14 листах.

Академик ГЛУШКО


ЗАМЕЧАНИЯ
НПО "Энергия" к "Решению Научно-технического совета Министерства общего машиностроения по программе развития работ по тяжелым носителям, пилотируемым кораблям и станциям от 29 июля 1975г"

В "Решении Научно-технического совета Министерства общего машиностроения по программе развития работ по тяжелым носителям, пилотируемым кораблям и станциям от 29 июля 1975г." отмечено следующее:

— представленная НПО «Энергия» программа работ не может быть рекомендована к реализации в предложенном объеме;

— считать целесообразным опытно-конструкторские работы по лунному экспедиционному комплексу и тяжелому носителю РЛА-130А в настоящее время в НПО «Энергия» не проводить, считать целесообразным на данном этапе проведение научно-исследовательских работ по определению научных и технических задач по изучению Луны;

— работы по созданию ракеты-носителя РЛА-120 в НПО «Энергия» не проводить;

— создание усовершенствованных долговременных орбитальных станций типа ДОС-7К обеспечить силами НПО «Энергия» и подведомственных предприятий, освободив Машиностроительный завод им.Хруничева и филиал № 1 ЦКБ машиностроения от этих работ.

НПО "Энергия" не может согласиться с вышеуказанными рекомендациями по следующим причинам:

1. Решение НТС об исключении из программы НПО "Энергия" на 1975-83 гг. создания лунного экспедиционного комплекса является необоснованным и наносит существенный ущерб работам по исследованию и освоению космического пространства, важным в научном, а также в престижном и политическом отношениях.

Вопреки действительному положению вещей в замечаниях НТС Минобщемаша по Техническим предложениям НПО «Энергия» говорится об отсутствии, якобы, программы исследований Луны и достаточных обоснований необходимости исследований Луны с непосредственным участием человека, а также о том, что Техническими предложениями предусматривается единичная экспедиция, возможности которой весьма ограничены. Все это, согласно решению НТС, не оправдывает относительно больших затрат на создание лунного экспедиционного комплекса.

Внимательное и объективное рассмотрение представленных НПО «Энергия» Технических предложений по комплексной ракетно-космической программе показывает несостоятельность такого решения.

Следуем ответить, что нельзя подходить к лунной проблеме с точки зрения чисто прикладного значения. Возможно, что на первых порах, учитывая ограниченный состав экспедиционных средств и отсутствие должных познаний Луны и методов ее использования, мы и не получим ощутимых результатов в решении задач прикладного значения, хотя они существуют и показаны в Технических предложениях.

Лунную проблему нужно рассматривать сейчас, главным образом, с точки зрения научной, с точки зрения получения ключей к дальнейшим практическим результатам.

Изучение Луны само по себе дает важный научный материал как для познания Вселенной вообще, так и для познания Земли в частности. Но что особенно является важным, так это то, что исследования и освоение Луны открывает путь в дальний космос. Достаточно сказать, что установка на Луне оптических телескопов, создание интерферометров с базой Земля-Луна дают возможность обнаружения источников излучения 27-28 звездной величины, в то время как использование подобных устройств на Земле ограничивает возможности в этом отношении до 23-24 звездных величин.

Что же касается непосредственно материалов Технических предложений, то можно привести следующее.

В томах У (книга 1, стр.6-25), 1А (стр.24-31) и 1Б (стр.64-66) Технических предложений представлена обобщенная программа лунного экспедиционного комплекса, показаны основные направления исследований, которые могут быть осуществлены с использованием экспедиционного комплекса в научных, народно-хозяйственных и оборонных целях. В Технических предложениях отсутствует конкретная программа исследований, но это и не требуется от Технических предложений, а является предметом разработки на стадии эскизного проектирования.

На основании официальных материалов, представленных институтами АН СССР и других исследовательских организаций, в томах У, 1А и 1Б подробно и убедительно показана объективная необходимость изучения и освоения Луны. При этом особо акцентировано, что дальнейшие исследования Луны, выполняемые без участия человека, при современном развитии техники не могут сколь-либо значительно продвинуть вперед уровень уже достигнутых знаний, и что фундаментальные исследования Луны и ее освоение невозможны без непосредственного участия человека, т.е. без создания лунного комплекса (том У, кн.1, стр.14).

При разработке Технических предложений были использованы:

1. "Пояснительная записка по созданию селенофизического полигона (дополнение к разделу 3, 3.3, п. 10 "Физика планетных тел" рекомендаций о важнейших проблемах изучения Луны и планет на период 1976-1980гг., разработанных в соответствии с распоряжением Президиума АН СССР от 12 июля 1974г. № 00164), согласованная с Геологическим институтом АН СССР, комиссией АН СССР по изучению взаимодействия твердых тел с наземным грунтом, комиссией по координации наземных исследований Луны Астросовета АН СССР, проблемной комиссией по физике планетных тел Научного Совета АН СССР по проблемам больших планет". Институт физики Земли АН СССР, 1974г.

2. Предложения Совета по внеатмосферной астрономии секции МНТС по КИ. Пояснительная записка «Об астрономической обсерватории на Луне». Крымская астрофизическая обсерватория АН СССР.

3. Решение Всесоюзного совещания по проблемам картографирования поверхности Луны. Главное управление по геодезии и картографии при Совете Министров СССР.

4. "Предложения Главгидрометеослужбы». Главное управление гидрометеорологической службы при Совете Министров СССР.

5. Предложения по использованию лунной базы в военных целях.

В указанных материалах в обоснование необходимости создания лунного экспедиционного комплекса приводится следующее:

1. "Пояснительная записка по созданию селенофизического полигона" — том IA, стр.30:

"Очевидно, что участие космонавтов в организации селенофизического полигона значительно упрощает ввод в эксплуатацию доставляемых на Луну технических устройств, повышает надежность действий отдельных агрегатов и увеличивает добротность проводимых исследований. Прежде всего космонавты смогут:

— рационально расположить на местности комплекс аппаратуры;

— выбрать места расположения буровых установок, обеспечить бурение скважин и выполнять состыковку кабельных соединений аппаратуры, установленной в скважинах, с управляющей станцией;

— разместить должным образом средства воздействия на лунный грунт (взрывчатку, вибраторы, электроагрегаты и пр.) для «просвечивания» Луны вглубь;

— провести развертывание и прецизионное наведение телескопов, отражателей и антенн... и ввести в действие следящие системы.

Только космонавты могут провести геологические исследования Луны с геологически документированным сбором образцов лунных пород.

Изучение геологической структуры и взаимоотношений типов пород на Луне... не может быть проведено автоматическими средствами. Космонавты могут обеспечить отборочное фотографирование окружающих ландшафтов и геологических объектов на Луне, а также выборочное фотографирование Земли.

Участие космонавтов по эффективности исследований и полученной информации эквивалентно запуску десятка автоматических объектов, имеющих ограниченные задачи и возможности».

2. "Решение Всесоюзного совещания по проблемам картографирования Луны".

"Всесоюзное совещание по проблемам картографирования поверхности Луны», созванное Главным Управлением геодезии и картографии при Совете Министров СССР при поддержке Академии Наук СССР, Государственного комитета по науке и технике Совета Министров СССР и Министерства общего машиностроения... отмечает, что к настоящему времени закончился этап рекогносцировочных исследований Луны и должна быть начата стадия ее фундаментальных исследований.

...Однако, ряд проблем, имеющих кардинальное значение для выяснения процессов образования Луны и планет, не может быть решен без дальнейших фундаментальных исследований Луны, составной частью которых должно явиться ее детальное картографирование. Эти исследования должны быть выполнены с помощью искусственных спутников Луны и долговременно действующих обитаемых станций».

3. «Об астрономической обсерватории на Луне». Записка секции МНТС по КИ АН СССР.

«Устройство постоянно действующей астрономической обсерватории на Луне позволит решить ряд важнейших задач в области оптической, ультрафиолетовой, рентгеновской и гамма астрономии, а также в области радиоастрономии, решение которых невозможно с помощью наземных обсерваторий и крайне затруднено с помощью орбитальных и стратосферных станций.

По сравнению с орбитальными и стратосферными станциями, отличительной особенностью наблюдения с поверхности Луны являются:

— возможность использования инструментов, например, интерферометров, требующих большой, вплоть до нескольких километров, фиксированной, высокостабильной базы;

— возможность проведения длительных, вплоть до нескольких сотен часов, непрерывных наблюдений, что даст возможность наблюдать вспышечные явления на небесных телах, а также предельно слабые — удаленные объекты, тем самым расширяя область наблюдаемой Вселенной;

— отсутствие помех со стороны радиационных поясов Земли, что дает возможность на несколько порядков повысить чувствительность рентгеновских и гамма телескопов:

— возможность высокоточного наведения и стабилизации инструментов в течение длительного времени;

— возможность выполнения, благодаря отсутствию рефракции атмосферы особо точных астрофизических измерений, направленных на создание фундаментальных каталогов координат звезд;

— возможность решения задач, требующих одновременных измерений с базой порядка астрономической единицы, с использованием постоянного измерительного комплекса на Луне и второго на запускаемых эпизодически межпланетных станциях, а также с базой Луна-Земля».

Весьма убедительны высказывания американских специалистов о необходимости участия человека, особенно специалиста, в исследовании Луны. По их мнению, присутствие в составе экспедиции «Аполлона-XVII» геолога Гариссона Шмитта дало больше, чем все предыдущие экспедиции на Луну вместе взятые. В редакционной статье журнала «Aviation Week» говорится: «Полет корабля «Аполлон-XV» был триумфом человеческого духа, демонстрацией того, что разум и тело человека являются более совершенным инструментом для научных исследований, чем дистанционно управляемые автоматы от «Рейнджера» до «Лунохода-1».

...Космонавты были самым эффективным инструментом для исследования Луны. Десятки раз космонавты с помощью простейших средств (лента, молоток) исправляли мелкие неполадки, которые сорвали бы выполнение задач автоматическими аппаратами».

В настоящее время НПО "Энергия" совместно с ИКИ и другими институтами АН СССР разрабатывает конкретную программу исследований применительно к предлагаемому экспедиционному комплексу.

В числе намеченных исследований и работ имеются такие, как селенофизические и селенохимические исследования с проведением глубинного бурения, изучение глубинной (до 600-700 м) электропроводности в целях определения состава и температуры недр, многоразовое электромагнитное зондирование с целью выявления в недрах Луны (на глубинах до 1,5-2 км) объектов с аномальной электропроводностью, активное сейсмическое зондирование, исследование геологического строения лунных пород (на глубинах до 100 м) методом измерения импеданса горизонтальной рамочной антенны, геологически документированный отбор образцов лунных пород. Проведение этих исследований и работ, имеющих большое научное значение, невозможно без непосредственного участия человека.

Таким образом, необходимость дальнейших исследований Луны с непосредственным участием человека и, соответственно, необходимость создания лунного экспедиционного комплекса нужно считать доказанной.

В решении НТС Минобщемаша нецелесообразность создания лунного экспедиционного комплекса мотивируется также тем, что в Технических предложениях НПО "Энергия" с программой на 1975-83 гг. предусмотрена только одна экспедиция на Луну. Но ведь это продиктовано только чисто практически (материальными) факторами, действующими в указанный период. В последующие годы экспедиции с новыми (или развитыми) задачами могут быть повторены. И каждая из них по стоимости будет составлять около 135 млн.руб. Предлагаемую первую экспедицию с ее техническими средствами нужно рассматривать не как бесперспективную акцию, а только как начало перспективных работ по исследованию и освоению Луны и космического пространства.

Что же касается сравнительно большой стоимости создания первого лунного экспедиционного комплекса, то это будет иметь место всегда. Но нельзя себе представить, чтобы можно было бы на пути в дальний космос, на пути человека к планетам солнечной системы, образно говоря, перешагнуть Луну и избежать расходов на создание лунного экспедиционного комплекса.

Предлагаемый НПО "Энергия" лунный комплекс позволяет гибко и разносторонне решать задачи исследования Луны и окололунного пространства. На его базе с минимальными затратами могут создаваться лунные орбитальные станции с весом научной аппаратуры до 5 т, посадочные транспортные корабли, способные доставить в любой район лунной поверхности научную аппаратуру весом до 7-8 т. Все это в дальнейшем позволит иметь средство для действительно фундаментальных исследований Луны, сочетая тяжелые автоматические средства и пилотируемые корабли.

Неоправданным является исключение лунного экспедиционного комплекса из программы на период 1975-83 гг. также по престижным и политическим соображениям.

2. НПО "Энергия" при подготовке предложений по созданию средств обеспечения по "Комплексной программе" исходило из принципа построения системы ракет-носителей на базе унифицированных модулей и предельной унификации других составных частей ракетно-космических комплексов (разгонных ракетных блоков, двигателей и т.д.). При этом массовые характеристики системы ракет-носителей, в том числе и ракетная часть для МТКС, выбирались из принципа оптимизации выводимой массы полезного груза на единицу тяги первой ступени, т.е. максимального использования тяги для достижения наибольшей массы полезного груза. При таком подходе ни одна из предлагаемых к разработке ракет-носителей не отходит существенно от оптимальных характеристик.

Модульный принцип построения системы ракет-носителей позволяет:

— существенно упростить производство ракет-носителей в отрасли;

существенно уменьшить номенклатуру изготавливаемых разгонных ракетных блоков, двигателей, систем управлений и т.п.;

— сократить потребные площади для изготовления ракет-носителей;

— уменьшить стоимость разработки каждой ракеты-носителя в системе;

— повысить надежность ракет-носителей, так как при модульном построении системы отработка начинается с более простой системы (в частности блока "А" в составе 11К77) и отработанная часть (модуль) далее используется в более сложной системе (РЛА-120, РЛА-130, РЛА-130А).

Ракета-носитель РЛА-120, создаваемая на базе модульных блоков «А» и кислородно-водородной второй ступени с использованием двигателей, применяющихся в разгонных ракетных блоках, стоит в этой системе и может выполнять самостоятельные задачи для выведения объектов оборонного назначения на синхронно-солнечные орбиты. В связи с предлагаемым спасением блоков первой ступени она приобретает качество всеазимутальности.

Применение на ракете-носителе РЛА-120 доработанного блока ДМ позволяет решить широкий круг задач на геостационарной орбите. Кроме большого целевого назначения РЛА-120 позволяет сделать шаг к освоению шдорода на более мощных системах МТКС и РЛА-130А.

Поэтому предложение о замене ракеты-носителя РЛА-120 на ракету-носитель УР-500МК, имеющей следующие недостатки:

— большое число блоков (семь вместо трех на РЛА-120);

— разные диаметры центрального и боковых блоков, что усложняет их производство;

— неспасаемые и многократно неиспользуемые блоки первой ступени;

— ракетные блоки не связаны с программой МТКС, в то время как ракетные блоки первой ступени РЛА-120 являются одновременно блоками первой ступени МТКС и подкрепляют ее, нарушает целостность предлагаемой системы ракет-носителей и рассредотачивает усилия отрасли.

Создание ракеты-носителя РЛА-130А, базирующейся на материальной части МТКС, позволяет незначительной затратой средств, то есть добавлением по существу к рекомендованному в решении НТС грузовому варианту МТКС двух блоков «А», повысить грузоподъемность примерно в два раза в сравнении с грузовым вариантом МТКС, что является новым качеством, позволяет решать новые задачи, в том числе выводить на геостационарные орбиты спутники типа ГК КРС с затратами, не превышающими затрат при выведении этих спутников грузовым вариантом МТКС, решать задачи по лунному экспедиционному комплексу и др. Вместе с тем, нельзя не учитывать заявку НАСА на предложения по исследованию тяжелого носителя, разрабатываемого на базе космического транспортного корабля, грузоподъемностью такой же как у "Сатурна-5", но более совершенного. (См."Aerospace Daily", 9 апреля 1975г, стр.220).

3. Для обеспечения изготовления в кратчайшие сроки с требуемой надежностью второго экземпляра станции ДОС №125, для использования ее на первом этапе как аналога (при полете первой станции), а затем в качестве орбитальной станции необходимо сохранить сложившуюся кооперацию по изготовлению первого экземпляра орбитальной станции ДОС № 125 между НПО «Энергия», филиалом №1 ЦКБ машиностроения и Машиностроительным заводом им.Хруничева. При создании двух последующих усовершенствованных многоцелевых космических станций поручить Машиностроительному заводу им.Хруничева изготовление гермокорпуса станции в соответствии с утвержденной приказом Министра от 27 июня 1975г. № 208 "Разделительной ведомостью изготовления ДОС № 126".

В соответствии с вышеизложенным НПО "Энергия" считает необходимым:

— включить в "Решение Научно-технического совета Министерства общего машиностроения по программе развития работ по тяжелым носителям, пилотируемым кораблям и станциям от 29 июня 1975г." рекомендации о проведении работ по лунному экспедиционному комплексу, ракетам-носителям РЛА-120 и РЛА-130А;

— изготовление второго экземпляра долговременной орбитальной станции осуществлять по сложившейся кооперации изготовления станции ДОС № 125;

— изготовление двух усовершенствованных долговременных орбитальных станций осуществлять в соответствии с утвержденной приказом Министра от 27 июня 1975г. № 208 "Разделительной ведомостью изготовления ДОС № 126".

4. Предусмотренное в пункте 14 дооборудование стартового комплекса 1Ш852 для обеспечения ЛКИ изделий 11К99 и 11К98 в период 1977-1979 гг. не позволит своевременно дооборудовать этот комплекс для начала ЛКИ изделий по тематике НПО «Энергия», т.к. обеспечить начало ЛКИ этих изделий в 1980г. можно только при условии начала дооборудования комплекса в 1976 году.

В связи с этим пункт 14 следует формулировать следующим образом:

"Поручить КБ общего машиностроения и НПО "Энергия" представить в трехмесячный срок соображения о порядке проведения реконструкции и дооборудования стартового комплекса 11П852 под МКС и ГК КРС".

Исходя из того, что "Решение Научно-технического совета Министерства общего машиностроения..." должно быть направлено в соответствии с Постановлением ЦК КПСС от 17 мая 1974г. на развитие работ по тяжелым носителям, пилотируемым кораблям и станциям, считаем необходимым включить соответствующие пункты в "Решение Научно-технического совета Министерства общего машиностроения..."

Директор и Генеральный конструктор НПО "Энергия"
Академик ГЛУШКО
18.08.1975
Арх. №13723, л. 191-204[/size]

И ещё:

ЦитироватьМИНИСТРУ ОБЩЕГО МАШИНОСТРОЕНИЯ СССР
товарищу АФАНАСЬЕВУ С.А.

Представляю Вам замечания НПО «Энергия» к подготовленному Министерством общего машиностроения проекту Постановления Центрального Комитета КПСС и Совета Министров СССР «О создании многоразовой космической системы, ракетно-космических комплексов и кораблей».

Приложение: Замечания НПО «Энергия» к подготовленному Министерством общего машиностроения проекту Постановления на 4 листах.

Академик ГЛУШКО

ЗАМЕЧАНИЯ
НПО «Энергия» к подготовленному Министерством общего
машиностроения проекту Постановления Центрального
Комитета КПСС и Совета Министров СССР «О создании
многоразовой космической системы, ракетно-космических
комплексов и пилотируемых кораблей»

В проект Постановления, подготовленный Министерством общего машиностроения, не включены предложения НПО «Энергия» о создании:
— лунного ракетно-космического экспедиционного комплекса,
— ракеты-носителя РЛА-130А.

Считаем необходимым включить указанные работы в проект Постановления в силу следующих соображений.

Исследования Луны, выполненные к настоящему времени с помощью, главным образом, автоматических аппаратов и путем высадки США кратковременной экспедиции в составе двух человек, дали существенные результаты с точки зрения познания собственно Луны и некоторых вопросов планетологического плана.

Однако, эти исследования не были обширными и глубокими в силу, прежде всего, ограниченных возможностей использовавшихся технических средств и кратковременности пребывания человека на Луне.

Поэтому Луна, по-прежнему, представляет несомненный и большой интерес как объект исследования. Ее дальнейшее фундаментальное изучение позволит ответить на многие вопросы планетологии, остающиеся до сих пор проблемным в познании происхождения и эволюции солнечной системы, природы и эволюции Земли, распределения земных природных ресурсов и т.д.

С другой стороны, изучение Луны и ее освоение дадут возможность использовать Луну как базу для проникновения в дальний космос и осуществления глубоких исследований космического пространства. Создание на Луне соответствующих технических средств позволит решать важные оборонные и народнохозяйственные задачи, будет способствовать развитию и совершенствованию ракетно-космических систем для дальних космических полетов.

Рассматривая вопрос о необходимости фундаментальных исследований и освоения Луны, следует иметь в виду, что дальнейшие исследования Луны, и тем более, ее освоение без непосредственного участия человека с длительным его пребыванием на Луне не могут значительно расширить уровень уже достигнутых знаний и создать широкие возможности для практического использования Луны.

Осуществление такой задачи, учитывая ее научное и практическое значение, явится чрезвычайно важным фактором в приоритетном смысле, и будет иметь особое политическое значение, как свидетельство высокого уровня развития науки и техники в Советском Союзе и его промышленного потенциала.

При подготовке предложений по созданию ракетных средств обеспечения комплексной программы НПО «Энергия» исходило из принципа построения системы ракет-носителей на базе унифицированных модулей и предельной унификации составных частей ракетно-космических комплексов (разгонных блоков, двигателей и т.п.).

Предлагаемая НПО "Энергия" система ракет-носителей за счёт изменения количества транспортабельных многоразовых ракетных блоков I ступени способна обеспечить выведение на орбиту искусственного спутника Земли полезных грузов весом от 10 до 135 тонн.

При этом массовые характеристики системы ракет-носителей, в том числе и ракетная часть МТКС, выбирались из принципа оптимизации выводимой массы полезного груза на единицу тяги первой ступени, т.е. максимального использования тяга для достижения наибольшей массы полезного груза. При таком подходе ни одна из предлагаемых к разработке ракет-носителей не отходит сколько-нибудь существенно от оптимальных характеристик.

Модульный принцип построения всей предлагаемой НПО "Энергия" системы ракет-носителей позволяет;

— существенно упростить производство ракет-носителей в отрасли;

— уменьшить номенклатуру изготавливаемых в отрасли ракетных блоков, двигателей, систем управления и т.п.;

— уменьшить стоимость разработки каждой ракеты-носителя в системе,

— повысить надежность ракет-носителей.

Создание ракеты-носителя РЛА-130А, базирующейся на ракетной части МТКС, позволяет незначительной затратой средств и усилий, то есть добавлением к грузовому варианту

МТКС двух блоков «А» повысить грузоподъёмность ракеты-носителя почти в два раза в сравнении с грузовым вариантом МТКС, что является новым качеством, позволяет решать перспективные задачи, в том числе задачи лунного экспедиционного комплекса и др. Нельзя не учитывать заявку НАСА на предложения по исследованию тяжелого носителя, разрабатываемого на базе космического транспортного корабля, грузоподъемностью такой же как у «Сатурна-5», но более совершенного (см. "Aerospace Daily", 9 апреля 1975 г., стр.220). В связи с этим исключение разработки РЛА-130А из проекта Постановления не является обоснованным.

НПО "Энергия" не может согласиться также с положением, содержащимся в проекте Постановления, об исключении из числа исполнителей работ при создании усовершенствованных долговременных орбитальных станций Машиностроительного завода им.Хруничева и филиала №1 ЦКБ машиностроения Минобщемаша.

За заводом им.Хруничева необходимо оставить изготовление гермокорпуса станции в соответствии с утвержденной "Разделительно:, ведомостью изготовления ДОС № 126", утвержденной приказом Министра от 27 июня 1975 г. № 208. При этом необходимо сохранить сложившееся кооперирование со смежными министерствами по изготовлению специализированных систем орбитальных станций и кораблей комплекса.

Исходя из того, что проект Постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР должен быть направлен в соответствии с Постановлением ЦК КПСС от 17 мая 1974 г. на развитие работ по тяжелым носителям, пилотируемым кораблям и станциям, считаем необходимым включить соответствующие пункты в проект Постановления.

Директор и Генеральный конструктор НПО «Энергия»
Академик ГЛУШКО
18.08.1975г
Арх. №13723, л.206-209[/size]

Перечислим двигатели, которые рассматривались для семейства РЛА в 1974 г. и попробуем реконструировать ранние версии этих ракет.

Из книги НПО Энергомаш «Путь в ракетной технике» :

ЦитироватьВ развитие концепции В.П. Глушко по перспективным носителям семейства РЛА в отделе 729 были начаты проектные разработки вариантов двигателей для I, II и III ступеней носителей тягой от 112,5 до 263,5 тс на кислородно-углеводородном топливе, причем в качестве горючего рассматривались как керосины различных марок, так и созданные более высококалорийные синтетические углеводороды.

В 1974 г. были представлены проектные материалы по серии таких двигателей РД-125 тягой 131,7 тс для II ступени носителя, РД-126 тягой 263,5 тс и РД-127 тягой 260,5 тс (отличались маркой горючего) для II и III ступеней, РД-128 и РД-129 тягой 250,58 тс (первый с качанием в двух плоскостях, второй с качанием в одной плоскости), РД-124б тягой 112,5 тс – рулевой для I ступени. Для первой ступени рассматривался также однокамерный двигатель с тягой более 500 тс.

Одновременно с проработкой концепции РЛА была начата разработка носителя среднего класса в КБ «Южное». В дальнейшем этому носителю было дано название «Зенит». Для I ступени «Зенита» рассматривалась связка из трех двигателей РД-124а (отдел 729) и 600-тонный четырехкамерный двигатель РД-123 (отдел 728), а для II ступени двигатель РД-125 (отдел 729).

Итак, уже в 1974 г. была сделана попытка частично унифицировать двигатели 11К77 и семейства РЛА, что и подтверждает Борис Губанов в своих мемуарах :

ЦитироватьКислородные двигатели РД-124, РД-125 первой и второй ступеней ракеты-носителя 11К77 были разработаны КБ ''Энергомаш" в соответствии с решением Научно-технического совета Министерства общего машиностроения от 13 сентября 1974 г.
   
 Двигатель РД-124А состоял из трех однокамерных двигателей РД-124а. Однокамерный двигатель РД-125 для второй ступени унифицирован с двигателем РД-124. Двигатели РД-124 и 125 планировались для модульной ракеты типа РЛА-120 разработки ОКБ-1.

Из книги «Путь в ракетной технике» также известно, что для 1-й ступени в КБ Энергомаш в 1974 г. проектировалась РД-150 с тягой 1000 т, а для 2-й ступени кислородно-водородный двигатель РД-135. Работы по кислородно-водородному двигателю были переданы в КБХА в ноябре 1974 г., где он получил индекс РД-0120.

Значит, в 1974 г. для семейства РЛА в КБ Энергомаш рассматривались следующие двигатели   (тяга на земле и в пустоте взяты из книги «Путь в ракетной технике» ) :

для 1-й ступени

РД-150  (1003/1116 тс)  кислород/керосин (четырехкамерный)
РД-?? (более 500 тс)  кислород/керосин?  (однокамерный)
РД-128 (251/-)  кислород/керосин  (однокамерный?)
РД-129 (251/-) кислород/керосин  (однокамерный?)
РД-124б (113/127) – кислород/керосин (однокамерный) (рулевой)

для 2-й ступени

РД-125 (-/130) кислород/керосин  (однокамерный)
РД-126 (-/264) кислород/циклин  (однокамерный?)
РД-127 (-/261) кислород/керосин   (однокамерный?)
РД-135 (194/250) кислород/водород  (однокамерный)

Какие сочетания двигателей теоретически были возможны для 1-й и 2-й ступеней?

Для блоков 1-й ступени :

1 х РД-150  
2 х РД??  (однокамерный двигатель тягой более 500 тс)  
4 х РД-128 или РД-129  
А для  какого варианта требовались рулевые двигатели РД-124б?

Для 2-й ступени
?  х РД-125  (для РЛА-120)
3/4? х РД-126 или РД-127  (для центрального блока РЛА-130, 140, 150)
3/4? х РД-135 (для центрального блока РЛА-130, 140, 150)

Судя по воспоминаниям Чертока, в августе 1974 г. рассматривались ракеты с двигателями тягой 1000-1200 тс на шестиметровой первой ступени (т.е. РД-150) и двигателями, работающими на циклине на второй и третьей ступенях (т.е. РД-126). Водород только в перспективе.

Из рассекреченной корреспонденции Глушко известно, что не позже чем к началу ноября 1974 г. от циклина отказались в пользу водорода, т.е. на центральном блоке появились двигатели РД-135, потом РД-0120 (с одинаковыми характеристиками). Конечно, вполне возможно, что эти варианты разрабатывались параллельно.

В начале 1975 г. (как вспоминает Губанов) появляется РД-123 тягой 600 тс и 11К77 становится моноблоком с диаметром 3.9 м.  Начинается унификация первой ступени 11К77 с первой ступенью семейства РЛА (переход с диаметра 6 м на диаметр 3.9 м), возможно уменьшается и диаметр центрального блока.  РЛА-120 превращается из моноблока в полиблок :  2 блока А и центральный блок с таким же диаметром, скорее всего с кислородно-водородными двигателями 11Д57(М).

Из шестого поста темы:

Цитировать13 августа 1974 года в  кабинете В.П. Глушко состоялось совещание, на котором были впервые  озвучены основные положения комплексной ракетно-космической программы. 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.

Нет смысла не верить этим воспоминаниям, но может быть всё же ИЗНАЧАЛЬНАЯ линейка имела последовательную нумерацию - от простого к сложному?
То есть:
РЛА-120 - моноблок
РЛА-130 - 2 боковушки
РЛА-140 - 4 боковушки
РЛА-150 - 6 боковушек?

А уже в дальнейшем, по мере смены диаметров, двигателей и типа топлива нумерация "поплыла".

Готовлю статью к первому пуску "Энергии".
Дмитрий, Вы завели эту тему 16 лет назад.
И я кое-что нашел. Этот рисунок многое объясняет.

О! А вот за это спасибо! Загадка прояснилась - кроме РД-150 было 2 рулевика, и тяговооружённость имела вполне нормальное значение 1,25.

А по остальным РЛА есть что-нибудь?

Цитата: Дмитрий В. от 06.05.2022 22:05:35О! А вот за это спасибо! Загадка прояснилась - кроме РД-150 было 2 рулевика, и тяговооружённость имела вполне нормальное значение 1,25.

На соотношение масс  и тяг ступеней глянь.  ;) :D

Сейчас сам изучаю этот документ, там более 200 стр.
Не факт, что мне разрешат публикацию.
Но это важно для истории.
Тем более, что это, действительно, интересно.

Вот еще:

Цитата: Старый от 06.05.2022 23:21:40

Цитата: Дмитрий В. от 06.05.2022 22:05:35О! А вот за это спасибо! Загадка прояснилась - кроме РД-150 было 2 рулевика, и тяговооружённость имела вполне нормальное значение 1,25.

На соотношение масс  и тяг ступеней глянь.  ;) :D

Тяга 1 к 10 - вполне нормально. А что тебя не устраивает?

Спасибо, Сергей! А РЛА-140 есть?

Цитата: Старый от 06.05.2022 23:21:40

Цитата: Дмитрий В. от 06.05.2022 22:05:35О! А вот за это спасибо! Загадка прояснилась - кроме РД-150 было 2 рулевика, и тяговооружённость имела вполне нормальное значение 1,25.

На соотношение масс  и тяг ступеней глянь.  ;) :D

И соотношение масс: 1-й ступени ко 2-й 5,3, а второй к Мпг чуть больше 6 - тоже нормально для керосновой ракеты.

Цитата: Дмитрий В. от 07.05.2022 08:45:16

Цитата: Старый от 06.05.2022 23:21:40

Цитата: Дмитрий В. от 06.05.2022 22:05:35О! А вот за это спасибо! Загадка прояснилась - кроме РД-150 было 2 рулевика, и тяговооружённость имела вполне нормальное значение 1,25.

На соотношение масс  и тяг ступеней глянь.  ;) :D

Тяга 1 к 10 - вполне нормально. А что тебя не устраивает?

А что с соотношением масс?

Цитата: Старый от 07.05.2022 10:53:57

Цитата: Дмитрий В. от 07.05.2022 08:45:16

Цитата: Старый от 06.05.2022 23:21:40

Цитата: Дмитрий В. от 06.05.2022 22:05:35О! А вот за это спасибо! Загадка прояснилась - кроме РД-150 было 2 рулевика, и тяговооружённость имела вполне нормальное значение 1,25.

На соотношение масс  и тяг ступеней глянь.  ;) :D

Тяга 1 к 10 - вполне нормально. А что тебя не устраивает?

А что с соотношением масс?

Подними глаза - на пост выше ;D

Цитата: Дмитрий В. от 07.05.2022 09:12:28И соотношение масс: 1-й ступени ко 2-й 5,3, а второй к Мпг чуть больше 6 - тоже нормально для керосновой ракеты.

О, пятёрочка!

Интересно наличие на титульном листе фамилии Туполева. Может, ему тогда планировали поручить орбитальный многоразовый корабль?

Цитата: Шамс от 07.05.2022 01:55:56Вот еще:

На рисунке РЛА-150 видно, что водородные двигатели центрального блока прикрыты сферическим щитом. На Виде А срезы сопл обозначены пунктирным контуром. То есть, скорее всего, ЖРД ЦБ запускались не на старте, а в полёте (вероятно, незадолго до отключения боковушек). Довольно нетипичное решение для НПО "Энергия": логичнее было бы ожидать одновременного запуска всех двигателей на земле.

Цитата: Дмитрий В. от 07.05.2022 19:24:26Интересно наличие на титульном листе фамилии Туполева. Может, ему тогда планировали поручить орбитальный многоразовый корабль?

Да, именно так. Есть в этом документе.

Цитата: Дмитрий В. от 07.05.2022 09:08:49Спасибо, Сергей! А РЛА-140 есть?

Есть. На предыдущей странице, там где рисунок всего комплекса "Подъем".

А вот и более крупная "картинка" РЛА-140.
Источник: https://rgantd.ru/news/pamyatnye-daty/neprevzoydennyy-buran/

Цитата: Дмитрий В. от 25.02.2023 18:39:44А вот и более крупная "картинка" РЛА-140.
Источник: https://rgantd.ru/news/pamyatnye-daty/neprevzoydennyy-buran/

Водород и элегантность не совместимы.

Цитата: ухач от 25.02.2023 21:04:57

Цитата: Дмитрий В. от 25.02.2023 18:39:44А вот и более крупная "картинка" РЛА-140.
Источник: https://rgantd.ru/news/pamyatnye-daty/neprevzoydennyy-buran/

С элегантностью совместимы только циклопропан и пероксид.

Цитата: Дмитрий В. от 25.02.2023 21:56:38

Цитата: ухач от 25.02.2023 21:04:57

Цитата: Дмитрий В. от 25.02.2023 18:39:44А вот и более крупная "картинка" РЛА-140.
Источник: https://rgantd.ru/news/pamyatnye-daty/neprevzoydennyy-buran/

С элегантностью совместимы только циклопропан и пероксид.

Наиболее элегантен циклопропан с озоном.
И температурной развязки не надо - беспроблемные совмещеные днища и тд.

Цитата: ухач от 25.02.2023 21:04:57

Цитата: Дмитрий В. от 25.02.2023 18:39:44А вот и более крупная "картинка" РЛА-140.
Источник: https://rgantd.ru/news/pamyatnye-daty/neprevzoydennyy-buran/

Водород и элегантность не совместимы.

Как по мне, то современные палки на элегантность вообще не тянут...

Цитата: Шамс от 07.05.2022 01:33:31Сейчас сам изучаю этот документ, там более 200 стр.
Не факт, что мне разрешат публикацию.
Но это важно для истории.
Тем более, что это, действительно, интересно.

130 И 140 Можно листы?

ТУТ РАЗОБРАЛИ

https://dzen.ru/a/Y5l1sO4byCm18HyY

РАЗРЕШЕНИЕ ТОЛЬКО мелкое

Наткнулся на такую схему. https://newcomerstudio.livejournal.com/16335.html Двухпусковая схема Вулкан (РЛА-132) - ЛОК+ЛПК (1979) В техническом проекте 1979 года 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....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 ракеты-носителя «Вулкан» и кислородно-водородного блока «Везувий». Лунный орбитальный корабль массой 36 тонн состоит из приборно-агрегатного отсека с двигательной установкой и спускаемого аппарата, размещенного внутри отсека управления. Спускаемый аппарат увеличенных размеров (масса 6,2 тонны) формой и габаритами аналогичен возвращаемому кораблю «Заря». Для перехода экипажа из СА в отсек управления служит люк в нижней части СА в лобовом теплозащитном экране. В верхней части ЛОК — андрогинный стыковочный узел. Численность экипажа — 5 человек. Продолжительность полета на орбите Луны — до 30-45 суток. Лунный посадочный корабль массой 36 тонн внешне напоминает ЛЭК «Звезда», но со стыковочным узлом и без спускаемого аппарата. Масса его в момент посадки — 19 тонн. Продолжительность пребывания космонавтов на Луне — 15 (30) суток. ЛПК оснащен шлюзовой камерой, в которой одновременно могут находиться 3 человека в скафандрах. Первым к Луне выводится лунный посадочный корабль, а через 1-3 месяца — ЛОК. После их стыковки на орбите Луны трое из пяти космонавтов переходят в ЛПК и совершают посадку на Луну. По окончании исследований космонавты в лунном взлетном аппарате стартуют с Луны и стыкуются с ЛОК, после чего ЛВА отбрасывается, а ЛОК стартует к Земле."

Это выходит ещё до двухпусковой схемы на Энергии. Но, как мне кажется, 36 тонный корабль несколько занижено при выведении в один пуск 160 тонной РЛА-132. И блок В (Везувий) там уже меньше, чем для РЛА-150. Как то нерационально...
А не рассматривался ли вариант с запуском одного полноценного блока Везувий от РЛА-150 и связки ЛОК+ЛПК на другой РЛА меньшей грузоподъёмности со сборкой на ОИСЗ?
Корабли конечно выходят чуть меньше 36 тонных, но больше чем для двухпуска на РН Энергия.

Если верить Губанову, то РЛА-132 и 133 прорабатывались одновременно в 1978 г.: http://www.buran.ru/htm/38-3.htm#vulkan

Оттуда же:
"Так РЛА 140 имела 2 боковушки и была способна вывести на орбиту полезный груз массой 155-165 тонн...На РЛА 130 и РЛА 140 полезный груз устанавливался сбоку от центрального блока в грузовом контейнере... На 1980 год планировался первый запуск РЛА 140, а на 1981 год полет к Луне с ее помощью".

Я даже представить не могу подобную пилотируемую схему :o. Или там речь о какой-то тяжёлой АЛС в грузовом контейнере?

Как изначально выглядела система РЛА-140 (1974 г.) известно (Шамс выкладывал). А вот как она эволюционировала - визуально пока неизвестно.
Скажем, моноблочная РЛА-120 потихоньку преобразилась в пакетную компоновку с 2-мя боковушками, а затем превратилась в РЛА-125 (Гроза) и потом в Энергию-М.
РЛА-130 превратилась в Энергию.

Цитата: Андрюха от 27.07.2023 07:35:35А РЛА-135, как я понял, - это сам орбитальный самолет?
..

Да.
Сейчас ясность есть по самым начальным вариантам РЛА-120, 130, 140 и 150, которые Глушко двигал в 1974 г., и на которых, собственно, и базировалась вся концепция Комплексной РКП. Все остальные варианты потом разрабатывались ситуационно, пока не переродились в устойчивую линейку Гроза/Энергия/Вулкан уже на новой базе. А между ними была куча вариантов, многие из которых прорабатывались поверхностно.  

Переформатирование семейства РЛА произошло где-то между декабрём 1974 г. (подписание комплексной РКП НПО Энергия) и 29.07.1975 г. (дата проведения НТС МОМ, где проходила защита проекта МКС с ОС-120, там же были похерены почти все предложения "Энергии" в комплексную РКП. Спустя 20 дней Глушко написал по этому поводу письмо от 18.08.1975 г.: http://epizodyspace.ru/bibl/glushko/izbran-rab-glushko/3/01.html

Из контекста этого письма следует:
- к тому времени, "кирпичиком" всего семейства РЛА стал уже блок "А", унифицированный с 11К77
- РЛА-120 из кислородно-циклинового тандемного моноблока превратился в трёхблочный носитель с двумя блоками "А" и одним центральным кислородно-водородным блоком. Из описания следует, что на ЦБ используются двигатели  "применяющиеся в разгонных ракетных блоках". Такими двигателями могли быть только 11Д57/57М (скорее всего, 4 шт.). Поскольку они не могли работать от Земли, то очевидно, запускались уже в полёте. По прикидкам такая РН могла бы вывести на НОО 43-тонный ПГ.
Также из контекста (из критики челомеевской УР-500МК, якобы, имеющей ББ и ЦБ разного диаметра) следует, что диаметры всех трёх блоков РЛА-120 одинаковы, и составляют 3900 мм. Очевидно, что в такой конфигурации РЛА-120 уже переходила дорожку ракете 11К37, которая проектировалась параллельно

Для полноты картины.

Любопытно упоминание в вышеупомянутом письме варианта носителя РЛА-130А: 
Создание ракеты-носителя РЛА-130А, базирующейся на материальной части МТКС, позволяет незначительной затратой средств, то есть добавлением по существу к рекомендованному в решении НТС грузовому варианту МТКС двух блоков «А», повысить грузоподъемность примерно в два раза в сравнении с грузовым вариантом МТКС, что является новым качеством, позволяет решать новые задачи, в том числе выводить на геостационарные орбиты спутники типа ГК КРС с затратами, не превышающими затрат при выведении этих спутников грузовым вариантом МТКС, решать задачи по лунному экспедиционному комплексу и др. 

По логике, это означает появление варианта с 6 боковыми блоками и, вероятно, с размещением ПГ сбоку. Возможно эта конфигурация примерно соответствует среднему носителю на фото.

Более или менее известна информация по РН РЛА-130В для системы "Буран-ВП".
А был ли вариант РЛА-130Б?

Полиблочный вариант РЛА-120 в сравнении с 11К37:

Похоже, в трёхблочную РЛА-120 заложен резерв ПГ процентов 25.

Подведём промежуточнве итоги.
1) Семейство РЛА было задумано Глушко, вероятнее всего, ещё в "Энергомаше". Сформировать первичную концепцию там были вполне способны. Достаточно вспомнить предложения ВП по тяжёлым и сверхтяжёлым ракетам Р-8, Р-10 и Р-20, а также инициативы в адрес Янгеля и Челомея. К тому же поручение о разработке Комплексной РКП были даны  ПСМ и ЦК КПСС от 17 мая 1974 года (письмо Глушко в ЦК КПСС от 04.11.1974 - вероятно, сопроводительное к КРКП). Первоначально в состав семейства входили:
- РЛА-120 (моноблочная, 6м в диаметре), также вариант МТКС-0 с небольшим орбитальным самолётом
- МТКС-1 = РЛА-130+РЛА-135 (не исключаю что был вариант "чистого" носителя РЛА-130 без орбитального самолёта)
- МТКС-2 (РЛА-140)
- РЛА-150 - сверхтяжёлый лунный носитель.
Из них керосиново-циклиновая только РЛА-120, остальные варианты - водородными ЦБ и/или водородными разгонными блоками. Подтверждения о якобы прорабатывавшихся вариантах только на циклине пока ненайдено.
Основная направленность программы - Луна, остальное - дополнение. На основании этой программы ВП начинает готовить проект ПСМ и СМ в январе 1975 г. (письмо Афанасьеву, Куликову и Келдышу от 23.01.1975). Судя по дальнейшему развитию событий программа 1974 года была отклонена, и всё больший упор делался на первоочередную разработку МТКС.
2)  в первой половине 1975 года концепция РЛА меняется в связи с унификацией с 11К77 и акцентом на МТКС. Боковые блоки переводятся на диаметр 3,9 (с 6 м), а центральные переводятся на единый калибр 8,37 м (вместо бикалиберных центров 8,37 и 10,3 м). Соответственно появляются:
1) Полиблочная РЛА-120 с водородным ЦБ с тремя 11Д57М (после 1976 г. эволюционирует в РЛА-125 и Грозу)
2) РЛА-130 - базовый вариант МТКС с четырьбя ББ и боковым размещением орбитального самолёта ОС-120 и позднее ОК-92.
3) РЛА-130А - вариант с 6-мя ББ и верхним расположением груза - лунный варинт для двухпусковой схемы взамен отменённой РЛА-150.
4) РЛА-130В - вариант РЛА-130 с укороченными ЦБ и ББ (их уже 6 шт) - для варианта многоразового корабля Буран-ВП. 
5) Вопрос о возможной РЛА-130Б пока открыт
6) РЛА-131 - вероятно, вариант РЛА-130А за вычетом двух ББ. Год начала проработк варианта неизвестен.
7) РЛА-132 - (очевидно, первый вариант "Вулкана") вариант развития РЛА-130А путём добавления двух ББ (всего их восемь) и одного ЖРД на ЦБ. Информация Губанова о том, что вариант рассматривался в 1978 г. и основан на использовании укороченного ББ на основе четырёхбакового блока Ц вызывает сомнение в части последнего. Доступная графика показывает, что геометрия ЦБ в целом соответствует двухбаковому ЦБ диаметром 8,37 м (картинки ниже)
8)РЛА-133 - по Губанову - тоже 8-блочный вариант , но с удлинёнными ББ и укороченным ЦБ (?) и тоже предложенв 1978 г. По одному из первых постов это был вариант РЛА-132, но с 9 ББ. Возможно, что РЛА-133 получил дальнейшее развитие в проекте 133ГК (Вулкан) в начале 1980-х

Как мне кажется (и опираясь на один из первых постов), варианты РЛА-132 с 8 боковушками и РЛА-133 с 9-ю при диаметре центра 8,37 м рассматривались ещё в 1976-м (упоминаются в ЭП от декабря 1976-го);
 В 1977-м (в дополнении к ЭП)  у них "разделился" блок Ц, из-за уменьшения диаметра до 7,7 м, в следствии чего РЛА-133 тоже становится с 8-ю боковушками, но с увеличенной заправкой;
А в 1978-м блок Ц снова неразделяемый, с 4-мя ДУ, тогда как про РЛА-133 уже ничего не говорится. 

Цитата: Андрюха от 27.09.2023 06:25:41

Цитата: Дмитрий В. от 26.09.2023 22:47:32Подтверждения о якобы прорабатывавшихся вариантах только на циклине пока ненайдено

Есть документ, который я смотрел в читальном зале РГАНТД, называется "выбор вариантов" (1974). Там рассматривается разное топливо на второй ступени разных РЛА, в том числе циклин. ГП естественно меньше. Там же ещё и выбор диаметров блока первой ступени - 6 или, почему то, 4,1 м (уже тогда!). Причем уже есть РЛА-130А с диаметров боковушек 4,1 м и с 4-мя двигателями на ЦБ. А у РЛА-130 с орбитальным самолетом аж 6 боковушек при диаметре 4,1 м.
Но всё это конечно только на уровне предложений. Как мы знаем, выбрали то что описано Вами выше ..

Вероятно, это.