В соседней ветке http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=7068&start=45&postdays=0&postorder=asc&highlight=
была длительная дискуссия по -поводу того как Восток-2М выводил Метеоры и другие ПН на ССО.Точного ответа мы не нашли. Думаю есть смысл продолжить здесь. :D
ЦитироватьВобще к теме об использовании верхней ступени семёрки в качестве РБ есть вопросик. Как работал блок Е ракеты Восток-2М (8А92М) при выведении Метеоров и Целины-2 и особенно Ресурсов и ИРСов на ССО?
Имело место двукратное включение (что врядли) или запуск с задержкой после достижения апогея балистической траектории (что тоже врядли) или как? Как достигались средневысотные круговые орбиты? И можно ли сделать так же с Союзом и блоком И?
ЦитироватьМожет Pit знает? :wink:
Или Вован? :)
ЦитироватьВован не знает. Пит тоже врядли. Даже не знаю у кого и спросить. :(
ЦитироватьУ Чертока? :twisted:
ЦитироватьЧерток не говорит.
Вобщем может получиться что вместе с 8А92М канет в лету и её тайна.
Может Варфоломеев чего знает, как главный специалист по семёрке?
ЦитироватьЯ думаю тайна никуда не канет и циклограммы выведения пылятся в Плесецке и на Байконуре, да и есть еще немало людей, которые ее делали и пускали, сотрудники НК при случае могли бы выяснить этот вопрос.
ЦитироватьУверен что вся документация уничтожена после последнего пуска и снятия ракеты с вооружения. Если бы чтото осталось Вован бы уже давно нашёл. Последний запуск был в 91-м году. Тогдашние лейтенанты уже на пенсии.
ЦитироватьХотите быть уверенным на 100 %, а не на 99,9? :wink: А так у Союза из-за меньшего времени работы блока И траектория задерется и гравпотери возрастут, ПН будет больше, чем у Востока, но существенно меньше, чем у Союз-Фрегата. Да вроде тут этот вариант c одним включением уже считали.
ЦитироватьДа мне и 99.0-99.3 хватило бы... :)
ЦитироватьВарианты кроме простого однократного включения настолько маловероятны, что меньше 99,9 не получается :)
ЦитироватьЯ думаю Вы правы, потому что Блок Л запускается в невесомости 1 раз,а появился позже блока Е :wink:
ЦитироватьВосток-2М появился гораздо позже, но я с трудом представляю себе, чтобы из блока Е сделали подобие блока Л и это осталось неизвестным. Да это и не имеет особого смысла, все же ракета не твердотопливная и времени работы двигателей вполне хватает для достижения высоты в 800 км и скругления траектории, а выигрыш от задержки включения вряд ли значителен, учитывая распределение ХС по ступеням, разве что недозаправить блок Е, но тогда проще использовать готовый блок Л. Для двукратного включения РД-0109 вообще не предназначался и ПН при реализации такого варианта была бы явно больше.
ЦитироватьПосмотрел в справочнике:время работы РД-0109 430с. Видимо действительно ПН выводилась напрямую. :wink:
ЦитироватьНу само по себе время работы ничего не доказывает :wink:
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьНо всётаки интересно, как реализована траектория.
ЦитироватьЦитироватьА я кажется нашёл ответ на сайте :
http://hometown.aol.de/_ht_a/b14643/space-rockets/East_Europe_1/Semyorka/Design/Vostok-2_1.htm
http://hometown.aol.de/_ht_a/b14643/space-rockets/East_Europe_1/Semyorka/Design/Vostok-2_2.htm
Видимо использовалась гибридная апогейная ступень(Kick-Modul) для второго включения в апогее.Предположительно РД-4.
(http://hometown.aol.de/_ht_a/b14643/space-rockets/East_Europe_1/Semyorka/Gallery/RD-4.jpg)
19.6 kN hybrid motor RD-4 (kick stage for Vostok-Meteor launcher ?)
(http://hometown.aol.de/_ht_a/b14643/space-rockets/East_Europe_1/Semyorka/Gallery/irs_4.jpg)
Block E + kick stage + payload IRS-1
(http://hometown.aol.de/SLVehicles3/pictures_2/Block-E.jpg)
Block E + kick stage + payload IRS-1
(http://hometown.aol.de/_ht_a/b14643/space-rockets/East_Europe_1/Semyorka/Gallery/irs_2.jpg)
Fairing for IRS-1
(http://hometown.aol.de/_ht_a/b14643/space-rockets/East_Europe_1/Semyorka/Gallery/irs_3.jpg)
Indians IRS-1 on pad
Цитироватьhttp://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/nk/1991/3/3-91.html#irs1b
ЦитироватьЗапуск индийского ИСЗ "ИРС-1Б".
28 авг. На космодроме Байконур, откуда завтра намечено запустить индийский спутник советской ракетой-носителем, состоялась встреча ведущих советских и индийских специалистов с представителями прессы. Начальник Главкосмоса А.И.Дунаев отметил, что сотрудничество с Индией в космических исследованиях продолжается почти тридцать лет. Три года изучает природные ресурсы ИСЗ "ИРС-1А", оснащенный двухдиапазонной оптической сканирующей системой. За один "проход" он проводит съемку территории земли шириной 150км. Информация используется для анализа состояния посевов, лесных массивов, почвенного покрова, водных ресурсов и поиска полезных ископаемых.
"ИРС-1Б" - пятый индийский ИСЗ, запускаемый советской ракетой-носителем. Он тоже имеет природоведческую специализацию. Как отметил доктор Рао, с помощью этого спутника ученые Индии надеются решить такие важные проблемы, как поиск источников пресной воды, сохранение тропических лесов, предотвращения опустынивания территорий. Ресурс ИСЗ рассчитан на три года. Кроме съемки Индийской территории намечена съемка территорий ряда государств Азии и Африки. Специалисты из 18 стран уже прошли необходимую подготовку по обработке фотоснимков.
29 августа в 7ч.49м. Моск. с космодрома Байконур осуществлен запуск Индийского спутника "ИРС-1Б" Запуск произведен советской ракетой-носителем "Восток". Целью запуска является создание спутниковой системы дистанционного зондирования поверхности Индийского субконтинента в интересах сельского хозяйства, геологии, гидрологии. Управление спутником осуществляет ЦУП "Бангалор" в Индии и подмосковная наземная станция слежения в Медвежьих озерах Особого конструкторского бюро Московского энергетического института.
Работу по подготовке к запуску ИСЗ выполнены НПО им.С.А.Лавочкина в кооперации с другими предприятиями Министерства общего машиностроения в соответствий с коммерческим соглашением, заключенным, в 1988г Главкосмосом СССР и Индийской организацией космических исследований ИСРО при посредничестве Всесоюзного внешнеторгового объединения "Лицензинторг". Индийские ученые-создатели ИСЗ "ИРС-1Б" провели заключительную проверку спутника на космодроме.
Спутник выведен на солнечно-синхронную орбиту с параметрами: апогей - 924км. перигей - 869км., период -102,9мин., наклонение - 99,25град.
Если это прямое выведение при чём здесь Лавка?
Видимо ответ в апогейном двигателе. :wink:
ЦитироватьЭто не кик-стейдж. Это банальный переходник. Ирс весит в два раза меньше Целины-Д и втрое её короче. Чтоб сохранить массоинерционные характеристики головного блока ступень просто догрузили переходником.
ЦитироватьПереходник этот делала Лавка.
ЦитироватьСтарый, а Вы уже задавали эти вопросы в 2004 году и получили на них те же ответы :wink: :
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=304&start=165&postdays=0&postorder=asc&highlight=
ЦитироватьНу я думал может быть с тех пор что-нибудь прояснилось... Увы.
Кстати, из ответа А. Шлядинского там явствует что у него тоже можно не спрашивать. :(
С тех пор появился Вован но и он не знает. Вобщем есть шанс что 8А92М унесёт этот вопрос с собой в могилу.
ЦитироватьНебольшое "лирическое" отступление, но по теме блока Л из книги РКК Энергия.
ЦитироватьРазработка комплекса осуществляется в два этапа;
* на первом этапе предусматривается использование РН 'Молния' с двигателями I и II ступени с новыми форсуночными головками, блоком ЛМ с двигателем 11Д58М и апогейным блоком, при этом обеспечивается выведение на геостационарную орбиту КА массой 1060-1150 кг в зависимости от места старта.
* на втором этапе используется РН 'Молния' с новым двигателем на блоке И. разгонным блоком ЛМ и апогейным блоком, при этом масса КА. выводимого на геостационарную орбиту, составляет 1200-1300 кг.
Разгонный блок ЛМ, как уже отмечено выше, создается путем модернизации существующего блока Л ракеты-носители 'Молния' с использованием двигателя 11Д58М. Апогейный блок создается вновь в PKK 'Энергия' с использованием камеры двигателя 17Д61, прошедшего успешные испытания на компонентах топлива кислород - керосин. Введение в состав комплекса апогейного блока позволило упростить требования, предъявляемые к разгонному блоку, и увеличить массу космического аппарата. Предусматривается также выводить на орбиту спутник "Ямал" с помощью РН "Протон".
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/4685.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/4686.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/4687.jpg)
Прошу прощения за качество рисунков. Canon накрылся пришлось щелкнуть телефоном.
ЦитироватьХимера... :(
ЦитироватьСпециально для Старого, что бы поберечь его нервы не стал фоткать с той же страницы еще одну схемку вывода через Луну. :)
"Спокойствие, только спокойствие..."(с) книга то от 1996 года.
Но мне кажется это достаточным подтверждением невозможности двукратного включения блоков Л и Е.
ЦитироватьЦитироватьУверен что вся документация уничтожена после последнего пуска и снятия ракеты с вооружения. Если бы чтото осталось Вован бы уже давно нашёл. Последний запуск был в 91-м году. Тогдашние лейтенанты уже на пенсии.
Откуда же мы столько знаем про кучу МБР, РН и спутников, давно снятых с вооружения? По крайней мере в ЦСКБ должна документация быть, просто они не очень-то спешат о своих изделиях рассказывать. Ну а отставных пускачей тоже можно найти при желании, только никто этим вопросом заниматься не хочет.
ЦитироватьЦитироватьОткуда же мы столько знаем про кучу МБР, РН и спутников, давно снятых с вооружения?
А мы про них много знаем?
ЦитироватьПо крайней мере в ЦСКБ должна документация быть, просто они не очень-то спешат о своих изделиях рассказывать.
Там может быть. Но на космодроме - врядли.
ЦитироватьНу а отставных пускачей тоже можно найти при желании, только никто этим вопросом заниматься не хочет.
Мало кто вспомнит что было 15 лет назад. К тому же пускачи обычно не знают как летит ракета после старта. Это нужны балистики, а где они?
ЦитироватьЦитироватьА мы про них много знаем?
Ну конечно меньше, чем хотелось бы :)
ЦитироватьТам может быть. Но на космодроме - врядли.
Тот же Афанасьев и вообще НКшники наверняка там бывают или с представителями встречаются, могли бы и поинтересоваться при случае.
ЦитироватьМало кто вспомнит что было 15 лет назад. К тому же пускачи обычно не знают как летит ракета после старта. Это нужны балистики, а где они?
Наверно там же, где и пускачи. А вспомнить могут без труда, если это была их повседневная работа.
В общем я думаю история Востока-2М и вообще семерочного семейства еще ждет своего исследователя. Ведь самая массовая ракета-носитель, а столько белых пятен и многие сведения приходится собирать буквально по крупицам, да еще секретность сильно этому мешает.
ЦитироватьЦитироватьТот же Афанасьев и вообще НКшники наверняка там бывают или с представителями встречаются, могли бы и поинтересоваться при случае.
В Самаре то? Ох, врядли. :( Да и навскиду разве кто-нибудь ответит? Это уже слишком давняя история, надо специально рыться, искать. Это должен специально заниматься кто-нибудь сам из самарцев.
ЦитироватьНаверно там же, где и пускачи. А вспомнить могут без труда, если это была их повседневная работа.
В том то и дело что работа была непостоянная. Последний запуск из Плесецка состоялся в 1983-м году. Вы помните чем вы тогда занимались? Я тогда был лейтенантом, год как из училища.
Из Байконура с 1975 года запуски производились с темпом 1 запуск в 2 года. Последний в 1991 году. Можно это назвать "постоянной работой"?
ЦитироватьВ общем я думаю история Востока-2М и вообще семерочного семейства еще ждет своего исследователя.
Хотелось бы надеяться. Но кто возьмётся, особенно по нашим временам... :(
ЦитироватьЦитироватьВ том то и дело что работа была непостоянная. Последний запуск из Плесецка состоялся в 1983-м году. Вы помните чем вы тогда занимались? Я тогда был лейтенантом, год как из училища.
Из Байконура с 1975 года запуски производились с темпом 1 запуск в 2 года. Последний в 1991 году. Можно это назвать "постоянной работой"?
Но в общих чертах схему выведения они должны помнить.
ЦитироватьХотелось бы надеяться. Но кто возьмётся, особенно по нашим временам... :(
Желающие то найдутся, а вот возможности :(
ЦитироватьЦитироватьЧерток не говорит.
Из нового издания Б.Е,Черток "Ракеты и люди: Горячие дни холодной войны"
(http://i009.radikal.ru/0711/61/b5bd44be6066.jpg)
Цитироватьhttp://cosmopark.ru/fomin.html
ЦитироватьДля ракетно-космических комплексов наблюдения, первые ИСЗ которых были разработаны в ОКБ-1, и о них здесь говори- лось тоже, на базе ракет "Восток" и Р-7а была разработана модернизированная 3-ступенчатая ракета "Восток-М". Ракета "Восток-М" разработана в ОКБ-1 уже при непосредственном участии специалистов филиала N3, а конструкторская документация полностью разработана в Куйбышеве. "Восток-М" стал первой космической ракетой, принятой на вооружение Советской Армии в составе комплекса видеонаблюдения, т.е. это комплекс "Восток-М" + "Зенит-2". Тут можно сказать, что именно этот комплекс ("Восток-М" + "Зенит-2") послужили основой для формирования космических войск и формирования специального направления в генштабе по целевому использованию космической информации в интересах обороны страны. В 1964 г. филиалу N3 ОКБ-1 было поручено провести модернизацию ракеты "Восток-М" в целях обеспечения запуска объек- тов типа метеор на высокие круговые орбиты с массой до 1200-1300 кг. Такая задача была выполнена. Первый запуск модернизированной ракеты "Восток-М" был произведен в январе 1965 г., и эксплуатация продолжалась до 1991 г. Всего было осуществлено 94 пуска ракет "Восток" и "Восток-М". Ракета "Восток-М" использовалась для запуска спутников "Метеор", "Метеор-2", "Метеор-Природа", "Ресурс-О", спутников в инте- ресах министерства обороны, а также для запуска двух индийских спутников "ИРС-1а", "ИРС-1б" и болгарского "Интеркосмос-Болгария-1500". Это была первая в СССР ракета, с помощью которой полезные нагрузки выводились на солнечно-синхронные орбиты, причем для этого было предложено и реализовано оригинальное решение запуска в южном направлениии с полигона Байконур с падением центрального блока в акваторию Индийского океана.
Попробуем разобраться в истории появления и модификации РН Восток.
Основываться будем на докладе Козлова Д.И."ИСТОРИЯ СОЗДАНИЯ И РАЗВИТИЯ РАКЕТЫ Р-7, ПОСЛУЖИВШЕЙ ОСНОВОЙ ОСВОЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО ПРОСТРАНСТВА." который можно прочесть здесь http://cosmopark.ru/fomin.html (спасибо Pitу).
Итак создание Востока:
Сначала была создана МБР 8К71 (Спутник).
(http://i010.radikal.ru/0711/76/eff4aadf5b9e.jpg)
ЦитироватьНа базе 8К71 в конце 1958 г. коллективом ОКБ-1 была создана 3-ступенчатая ракета-носитель (РН) "Восток". Первые две ступени этой ракеты изготовлялись на заводе "Прогресс", и они были примерно такими же, как у МБР. После изготовления они отправлялись в ОКБ-1, на завод N88, где они проходили доработку под установку 3-й ступени. 3-й ступенью был вновь разработанный и изготовлявшийся в ОКБ-1 блок "Е". В сентябре-октябре 1959 г. РН "Восток" были запущены объекты, ставшие первыми земными аппаратами, направленными к Луне. В печати они получили наименования "Луна-1, -2 и -3".
Блок Е
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/48964.jpg)(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/48966.jpg)
Маршевый двигатель РД-0105 разработки КБХА.
Цитировать12 апреля 1961 г. РН "Восток" на орбиту искусственного спутника Земли был выведен первый в мире пилотируемый космический корабль "Восток" с первым космонавтом Земли, гражданином Советского Союза Ю.А.Гагариным.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/48965.jpg)(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/48967.jpg)
Блок Е с маршевым двигателем РД-0109 разаработки КБХА.
(http://i009.radikal.ru/0711/db/06a315211150.jpg)
ЦитироватьДля ракетно-космических комплексов наблюдения, первые ИСЗ которых были разработаны в ОКБ-1, и о них здесь говори- лось тоже, на базе ракет "Восток" и Р-7а была разработана модернизированная 3-ступенчатая ракета "Восток-М". Ракета "Восток-М" разработана в ОКБ-1 уже при непосредственном участии специалистов филиала N3, а конструкторская документация полностью разработана в Куйбышеве. "Восток-М" стал первой космической ракетой, принятой на вооружение Советской Армии в составе комплекса видеонаблюдения, т.е. это комплекс "Восток-М" + "Зенит-2". Тут можно сказать, что именно этот комплекс ("Восток-М" + "Зенит-2") послужили основой для формирования космических войск и формирования специального направления в генштабе по целевому использованию космической информации в интересах обороны страны.
ЦитироватьВ 1964 г. филиалу N3 ОКБ-1 было поручено провести модернизацию ракеты "Восток-М" в целях обеспечения запуска объек- тов типа метеор на высокие круговые орбиты с массой до 1200-1300 кг. Такая задача была выполнена. Первый запуск модернизированной ракеты "Восток-М" был произведен в январе 1965 г., и эксплуатация продолжалась до 1991 г. Всего было осуществлено 94 пуска ракет "Восток" и "Восток-М". Ракета "Восток-М" использовалась для запуска спутников "Метеор", "Метеор-2", "Метеор-Природа", "Ресурс-О", спутников в инте- ресах министерства обороны, а также для запуска двух индийских спутников "ИРС-1а", "ИРС-1б" и болгарского "Интеркосмос-Болгария-1500". Это была первая в СССР ракета, с помощью которой полезные нагрузки выводились на солнечно-синхронные орбиты, причем для этого было предложено и реализовано оригинальное решение запуска в южном направлениии с полигона Байконур с падением центрального блока в акваторию Индийского океана.
(http://i027.radikal.ru/0711/81/0615de6ead60.jpg)
(http://i037.radikal.ru/0711/c3/19cae58a5cfb.jpg)
И чем же все-таки отличались "Восток-М" 1963 года от "Восток-М" 1964 года? :D
Судя по всему у неё увеличена заправка Блока Е на 4,6т. ПН выросла на 200 кг.
ЦитироватьСудя по всему у неё увеличена заправка Блока Е на 4,6т. ПН выросла на 200 кг.
Сколько кг было, а сколько кг стало?
ЦитироватьПопробуем разобраться в истории появления и модификации РН Восток.
(http://i037.radikal.ru/0711/c3/19cae58a5cfb.jpg)
Жаль, что внешнее отличие 11А511У и 11А511У-2 автор рисунка не просёк :cry:
О ужас! РН Молния (Молния М), оказывется, отличаются от РН Восход длиной головного обтекателя :shock: А мы-то в Космическом фотоархиве выходит зря копья ломали :cry:
ЦитироватьСудя по всему у неё увеличена заправка Блока Е на 4,6т. ПН выросла на 200 кг.
Чуть ли не в 2 раза при мизерном росте ПН? :wink:
Судя по всему наврали в цифрах по стартовой массе. :oops:
Вряд ли Восток-2М на 4,7 т тяжелее Востока-2, т.к. Блок-Е весит 8т.
Видимо прав был Вован http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=3745&start=0&postdays=0&postorder=asc&highlight=
ЦитироватьОтличия 8А92М от 8А92: увеличен удельный импульс на всех двигателях (блоках А-Е), в системе управления применена новая элементная база на полупроводниках, которая сделала СУ легче и компактнее, СУ стала называться ОС (особо стойкая)
ЦитироватьЦитироватьСудя по всему у неё увеличена заправка Блока Е на 4,6т. ПН выросла на 200 кг.
Сколько кг было, а сколько кг стало?
Было 4800кг, а стало 5020кг. По крайней мере в этих таблицах. :wink:
(http://i009.radikal.ru/0711/db/06a315211150.jpg)
(http://i027.radikal.ru/0711/81/0615de6ead60.jpg)
Правда тут ещё два ляпа:
1.Тяга двигателей 1-2 ступеней не может быть 5410,1 кН, максимум 5000.
2.Тяга двигателей 1 ступени не может быть 4960 кН, максимум 4164. :oops:
Вован у меня вопрос: в энциклопедии "Космонавтика" написано что на третьей ступени четыре рулевых сопла, а на фотографии вроде бы только два. Кстати на фото двигателя РД-0105 в справочнике "Двигатели " то же.
Или рулевые сопла находятся выше под обтекателями?
(http://rf.foto.radikal.ru/0708/45/97df56425ecc.jpg)
ЦитироватьРН «Восток» из источника: И.Б. Афанасьев и др. Под ред. Ю.М. Батурина. Мировая пилотируемая космонавтика. История. Техника. Люди. М.: Издательство «РТСофт», 2005, стр. 12-13.
(http://rf.foto.radikal.ru/0708/de/21135c15bcbb.jpg)
Основные технические характеристики РН 8К72К
(характеристика с кораблем 1КП (ЗКА)
Длина, м 38.360
Максимальный поперечный размер, м 10.303
Масса: стартовая с полезным грузом, т 286.44 (287.00)
в т.ч. компонентов топлива, т 257.60 (257.79)
сухая (с полезным грузом ), т 28.84 (29.11)
Суммарная номинальная тяга ДУ:
на Земле/в вакууме, тс 409.9/501.9
Боковые блоки 1-й ступени (Б, В, Г, Д)
Длина, м 19.825
Максимальный поперечный размер, м 3.820
Максимальный диаметр, м 2.680
Масса: стартовая, т 43.225 (43.25)
в т.ч. компонентов топлива, т 39.50
Двигательная установка: 8Д74 (РД-107)
ном.тяга на Земле/в вакууме, тс 83.5/101.5
уд.импульс на Земле/в вакууме, с 252/308
давление в камере сгорания, атм 59.6
суммарное время работы, с 140
сухая масса, кг 1 155
Время отделения блоков Т+118...119с
Центральный блок 2-й ступени (А)
Длина с переходной фермой, м 28.750
Максимальный диаметр, м 2.950
Масса: стартовая, т 100.4 (100,8 )
в т.ч. компонентов топлива, т 93.0 (93.4)
Двигательная установка: 8Д75 (РД-108)
ном. тяга на Земле/в вакууме, тс 75.9/95.9
уд. импульс на Земле/в вакууме, с 245/309
давление в камере сгорания, атм 52.0
суммарное время работы, с 340
сухая масса, т 1.250
Время отделения блока Т+305...308 с (308...309 с)
Блок 3-й ступени (E)
Длина, м 2.980
Диаметр, м 2.576
Масса: стартовая, без полезного груза, т 7.950 (7.820)
стартовая, с полезным грузом, т 1 2.490 (12.545)
сухая, т 1.346(1.430)
полезный груз, т 4.540 (4.725}
Двигательная установка: 8Д714 (РД-0105) (8Д719 (РД-0109))
номинальная тяга в вакууме, тс 5.04 (5.56)
удельный импульс в вакууме, с 316 (323.5)
давление в камере сгорания, атм 45.9
сухая масса, кг 125 (121)
максимальное время работы, с 450 (430)
Время отделения КК от блока Е Т+730 с (680...690 с)
Головной обтекатель
Длина, мм 6630
Диаметр, мм 2700
Масса, кг 650
Время сброса ГО Т+151... 155 с
ЦитироватьПравда тут ещё два ляпа:
1.Тяга двигателей 1-2 ступеней не может быть 5410,1 кН, максимум 5000.
2.Тяга двигателей 1 ступени не может быть 4960 кН, максимум 4164. :oops:
Это не ляп. Все правильно - тяга первой ступени пакета равна сумме тяг ББ и ЦБ.
ЦитироватьВован у меня вопрос: в энциклопедии "Космонавтика" написано что на третьей ступени четыре рулевых сопла, а на фотографии вроде бы только два. Кстати на фото двигателя РД-0105 в справочнике "Двигатели " то же.
Или рулевые сопла находятся выше под обтекателями?
(http://rf.foto.radikal.ru/0708/45/97df56425ecc.jpg)
Я вижу здесь четыре сопла :wink:
ЦитироватьЦитироватьПравда тут ещё два ляпа:
1.Тяга двигателей 1-2 ступеней не может быть 5410,1 кН, максимум 5000.
2.Тяга двигателей 1 ступени не может быть 4960 кН, максимум 4164. :oops:
Это не ляп. Все правильно - тяга первой ступени пакета равна сумме тяг ББ и ЦБ.
Дмитрий, но 5410,1 кН согласитесь слишком много. :wink:
В общем получается, что ПН на орбиту в 850 км и наклонением 82 градуса упала в 3-4 раза по сравнению с орбитой "Востоков". Это можно объяснить только гравпотерями из-за однократного включения. Превращение блока Е в блок Л так же маловерояно и не имело особого смысла. Схожая потеря ПН наблюдается и у Зенита, дотягивающего на средневысокие орбиты на рулевике (тот еще идиотизм).
ЦитироватьВован у меня вопрос: в энциклопедии "Космонавтика" написано что на третьей ступени четыре рулевых сопла, а на фотографии вроде бы только два. Кстати на фото двигателя РД-0105 в справочнике "Двигатели " то же.
Или рулевые сопла находятся выше под обтекателями?
(http://rf.foto.radikal.ru/0708/45/97df56425ecc.jpg)
Сопло 2-й пары сливается со ступенью, но его легко найти по газоводам, нижнее сопло этой пары плохо видно.
Да, теперь вижу. :wink:
ЦитироватьВ общем получается, что ПН на орбиту в 850 км и наклонением 82 градуса упала в 3-4 раза по сравнению с орбитой "Востоков". Это можно объяснить только гравпотерями из-за однократного включения. Превращение блока Е в блок Л так же маловерояно и не имело особого смысла. Схожая потеря ПН наблюдается и у Зенита, дотягивающего на средневысокие орбиты на рулевике (тот еще идиотизм).
Да к тому же и разброс у IRS-1B между апогеем (924 км) и перигеем (869 км) достаточно большой.
Что тоже видимо объясняется прямым выведением. :wink:
ЦитироватьВ общем получается, что ПН на орбиту в 850 км и наклонением 82 градуса упала в 3-4 раза по сравнению с орбитой "Востоков". Это можно объяснить только гравпотерями из-за однократного включения. Превращение блока Е в блок Л так же маловерояно и не имело особого смысла. Схожая потеря ПН наблюдается и у Зенита, дотягивающего на средневысокие орбиты на рулевике (тот еще идиотизм).
Бывало, что блок Е для средневысоких орбит недозаправляли на 800 кг
ЦитироватьПопробуем разобраться...
Блок Е
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/48964.jpg)
Где тут управляющие сопла по крену?
ЦитироватьБывало, что блок Е для средневысоких орбит недозаправляли на 800 кг
А часто бывало?
Для сравнения IRS-1C http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/nk/1995/26/26-1995-2.html
ЦитироватьМ.Тарасенко.
В отличие от IRS-1A и IRS-1B, которые запускались 3-ступенчатыми ракетами-носителями "Восток-М" (8А92М), запуск IRS-1C был осуществлен 4-ступенчатой РН "Молния-М" (8К78М), поскольку выпуск РН 8А92М уже прекращен и последняя, по-видимому, была использована как раз для запуска IRS-1В.
РН "Молния-М", также как и "Восток-М", изготовляются Самарским заводом "Прогресс" и их первые две ступени практически идентичны. Ракетные блоки 4-й ступени (блоки Л) изготовляются НПО имени С.А.Лавочкина (г.Химки).
Для РН "Молния-М" это был первый запуск на солнечно-синхронную орбиту. В связи с этим выведение происходило по нестандартной, никогда ранее не использовавшейся схеме. В отличие от обычной для "Молнии" схемы, когда третья ступень выводит блок Л с полезной нагрузкой на опорную орбиту, а затем блок Л обеспечивает довыведение ПН на конечную орбиту, при запуске спутника IRS-1С третья ступень вывела блок Л и ПН на суборбитальную траекторию с высотой апогея 808 км, а включение блока Л обеспечило довыведение на орбиту, близкую к солнечно-синхронной.
Другая особенность запуска состояла в том, что он должен был осуществляться с космодрома Байконур, поскольку только оттуда проложена действующая трасса для выведения на солнечно-синхронные орбиты (вопрос об отводе трассы для запусков на ССО с Плесецка все еще находится в стадии согласования). Однако, РН "Молния-М" с космодрома Байконур не запускались уже 10 лет, с 1985 г., поэтому обеспечение запуска данной РН было связано со значительными дополнительными организационными издержками, как то: командированием с космодрома Плесецк боевого расчета в полном составе и т.п.
От редакции. Поскольку носитель 8К78М впервые использовался для запуска КА на солнечно-синхронную орбиту с Байконура, мы сочли необходимым дать подробную циклограмму выведения РН и другую информацию.
Запуск производится с полигона Байконур в южном направлении, азимут стрельбы 193.28°. Московское декретное время прохождения основных операций на участке выведения КА IRS-1C на рабочую орбиту приведено в таблице:
Этапы полета------------Время, с------Высота, км Скорость, м/с
КП (старт) ---------------------0-----------0--------------- 0
Разд.1 и II ступеней РН---- 119.62 -----60--------------1620
Сброс ГО----------------------218.86-----210-------------2009
Разд. II и III ступеней РН-- 242.28-----252------------ 2209
Отделение ГБ от РН--------- 485.34-----604-------------5225
КЗ IV (зажигание ДУ IV)----721.33-----798-------------4834
ГК IV (выключение ДУ IV)--893.21-----804-------------7458
Отделение КА IRS-1C-------901.22-----804-------------7460
Отделение КА "Skipper"---- 1501.22---804--------------7458
Три ступени РН выводят головной блок (блок 2БЛ + спутник) на незамкнутую падающую траекторию с параметрами:
а=4536.26км
е=0.58305
i=97.94°
Hmax=808.0 км
Точка падения третьей ступени находится вблизи берегов Сомали в акватории Индийского океана.
Длительность активного участка блока 2БЛ 171.9 секунд, приращение кажущейся скорости 2652.37 м/с. Блок 2БЛ выводит полезную нагрузку на рабочую орбиту с параметрами:
Расчетные начальные параметры рабочей
орбиты: (гринвичская система координат,
фиксированная на момент старта)
большая полуось a=7195.11 км
экцентриситет е=0.00223
наклонение i=98.71°
аргумент перигея
ЦитироватьЦитироватьПопробуем разобраться...
Блок Е
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/48964.jpg)
Где тут управляющие сопла по крену?
На двух противоположных кронштейнах (из четырех) на которых расположены управляющие сопла есть еще и тангенциальные сопла, управляющие по крену. Их две пары, по паре на каждом кронштейне. На данном рисунке их изобразили в виде окружностей у основания кронштейнов. Фотографии, где эти сопла видны, имеются. Чаще всего эти сопла видны на фотографиях ВДНХовского и Калужского Востоков. Поищи по своим архивам и легко их найдешь.
ЦитироватьАлександр Шлядинский пишет:
ЦитироватьЦитироватьПопробуем разобраться...
Блок Е
Где тут управляющие сопла по крену?
На двух противоположных кронштейнах (из четырех) на которых расположены управляющие сопла есть еще и тангенциальные сопла, управляющие по крену. Их две пары, по паре на каждом кронштейне. На данном рисунке их изобразили в виде окружностей у основания кронштейнов. Фотографии, где эти сопла видны, имеются. Чаще всего эти сопла видны на фотографиях ВДНХовского и Калужского Востоков. Поищи по своим архивам и легко их найдешь.
Нет у меня таких близких фото :cry:
ЦитироватьЦитировать(http://rf.foto.radikal.ru/0708/45/97df56425ecc.jpg)
На правом верхнем кронштейне и на левом нижнем видны красные заглушки в тангенциальном направлении. Это наверняка они - сопла по крену! :lol:
ЦитироватьЦитироватьБывало, что блок Е для средневысоких орбит недозаправляли на 800 кг
А часто бывало?
Недозаправлены были блоки Е при запусках КА, начиная с 1.03.72 г. Однако КА Метеор, Метеор-Природа и ИРС снова летали на полностью заправленных блоках, но со снятым балансировочным грузом
1.03.1972 была запущена Целина-Д ракетой 8А92М. :D
А балансировочный груз видимо появился потому , что Целину Д делали для Циклона-3? Вован а почему тогда Космос-389 и Космос-405 были без балансировочного груза?
Когда Циклон-3 приняли на вооружение в 1980 году Целину Д стали пускать попеременно с 8А92М, а с 1983 года только Циклоном-3. :wink:
ЦитироватьА балансировочный груз видимо появился потому , что Целину Д делали для Циклона-3? Вован а почему тогда Космос-389 и Космос-405 были без балансировочного груза?
Они и последующие были с грузом, а Метеоры - без
ЦитироватьНедозаправлены были блоки Е при запусках КА, начиная с 1.03.72 г.
Т.е. с третьей Целины-Д, хотя она была тяжелее Метеоров, а орбита почти та же.
ЦитироватьОднако КА Метеор, Метеор-Природа и ИРС снова летали на полностью заправленных блоках, но со снятым балансировочным грузом
Тут вполне логично - когда Метеоры перебрались на 850- километровые орбиты и ССО, потребовалась большая энергетика, а при запусках Целины получается был запас и недозаправляли, чтобы ступень с невыработанным топливом не взорвалась.Хотя с другой стороны ранние Метеоры же как-то летали.
В 1983 четыре пуска (две Целины Д , два Метеора-2?).
В 1985 один (Метеор-2?). В 1988 два(IRS-1А и Метеор-2?). В 1991 один (IRS-1B). И всё. :(
Циклон-3 вытеснил Восток-2М. :(
ЦитироватьЦитироватьЦитировать(http://rf.foto.radikal.ru/0708/45/97df56425ecc.jpg)
На правом верхнем кронштейне и на левом нижнем видны красные заглушки в тангенциальном направлении. Это наверняка они - сопла по крену! :lol:
Абсолютно верно. Это именно они.
Поскольку данные по Востоку(8К72К) приведены в МПК за 2005 год, попробуем восстановить данные по Востоку-М (Восток-2 или 8А92).
Согласно Б.Е. Чертоку (3-й том , 2007 год, Приложение):
(http://i027.radikal.ru/0711/81/0615de6ead60.jpg)
Данные по первым двум ступеням (Р-7А) берем по РН «Восход» из источника: И.Б. Афанасьев и др. Под ред. Ю.М. Батурина. Мировая пилотируемая космонавтика. История. Техника. Люди. М.: Издательство «РТСофт», 2005, стр. 50. По третьей ступени рт РН 8К72К там же стр.13
(http://rf.foto.radikal.ru/0708/de/21135c15bcbb.jpg)
Основные технические характеристики РН Восток-М(Восток-2 или 8А92)
(характеристика с ИСЗ Зенит-2 )
Максимальный поперечный размер, м 10.303
Масса: стартовая с полезным грузом, т 287.00
сухая (с полезным грузом ), т 29.1
Суммарная номинальная тяга ДУ:
на Земле/в вакууме, тс 413.3/505.3
Боковые блоки 1-й ступени (Б, В, Г, Д)
Длина, м 19.825
Максимальный поперечный размер, м 3.820
Максимальный диаметр, м 2.680
Масса: стартовая, т 43.225
в т.ч. компонентов топлива, т 39.45
Двигательная установка: 8Д728 (РД-107)
ном.тяга на Земле/в вакууме, тс 83.5/101.5
уд.импульс на Земле/в вакууме, с 252/313
суммарное время работы, с 140
сухая масса, кг 1 155
Время отделения блоков Т+118с
Центральный блок 2-й ступени (А)
Длина с переходной фермой, м 28.465
Максимальный диаметр, м 2.950
Масса: стартовая, т 100.3
в т.ч. компонентов топлива, т 93.1
Двигательная установка: 8Д727 (РД-108)
ном. тяга на Земле/в вакууме, тс 79.3/99.3
уд. импульс на Земле/в вакууме, с 248/315
суммарное время работы, с 320
сухая масса, т 1.250
Время отделения блока Т+290 с
Блок 3-й ступени (E)
Длина, м 2.980
Диаметр, м 2.576
Масса: стартовая, без полезного груза, т 7.820
стартовая, с полезным грузом, т 12.545
сухая, т 1.430
полезный груз, т 4.725
Двигательная установка: 8Д719 (РД-0109)
номинальная тяга в вакууме, тс 5.56
удельный импульс в вакууме, с 323.5
давление в камере сгорания, атм 45.9
сухая масса, кг 121
максимальное время работы, с 430
Время отделения КК от блока Е Т+660...670 с
Головной обтекатель
Длина, мм 6630
Диаметр, мм 2700
Масса, кг 650
Время сброса ГО Т+151... 155 с
ЦитироватьНа правом верхнем кронштейне и на левом нижнем видны красные заглушки в тангенциальном направлении. Это наверняка они - сопла по крену! :lol:
Абсолютно верно. Это именно они.
И в каких же плоскостях стабилизации они работали?
ЦитироватьДанные по первым двум ступеням (Р-7А) берем по РН «Восход» из источника: И.Б. Афанасьев и др. Под ред. Ю.М. Батурина. Мировая пилотируемая космонавтика. История. Техника. Люди. М.: Издательство «РТСофт», 2005, стр. 50. По третьей ступени рт РН 8К72К там же стр.13
Основные технические характеристики РН Восток-М(Восток-2 или 8А92)
(характеристика с ИСЗ Зенит-2 )
Максимальный поперечный размер, м 10.303
Масса: стартовая с полезным грузом, т 287.00
сухая (с полезным грузом ), т 29.1
Суммарная номинальная тяга ДУ:
на Земле/в вакууме, тс 413.3/505.3
Боковые блоки 1-й ступени (Б, В, Г, Д)
Длина, м 19.825
Максимальный поперечный размер, м 3.820
Максимальный диаметр, м 2.680
Масса: стартовая, т 43.225
в т.ч. компонентов топлива, т 39.45
Двигательная установка: 8Д728 (РД-107)
ном.тяга на Земле/в вакууме, тс 83.5/101.5
уд.импульс на Земле/в вакууме, с 252/313
суммарное время работы, с 140
сухая масса, кг 1 155
Время отделения блоков Т+118с
Центральный блок 2-й ступени (А)
Длина с переходной фермой, м 28.465
Максимальный диаметр, м 2.950
Масса: стартовая, т 100.3
в т.ч. компонентов топлива, т 93.1
Двигательная установка: 8Д727 (РД-108)
ном. тяга на Земле/в вакууме, тс 79.3/99.3
уд. импульс на Земле/в вакууме, с 248/315
суммарное время работы, с 320
сухая масса, т 1.250
Время отделения блока Т+290 с
Блок 3-й ступени (E)
Длина, м 2.980
Диаметр, м 2.576
Масса: стартовая, без полезного груза, т 7.820
стартовая, с полезным грузом, т 12.545
сухая, т 1.430
полезный груз, т 4.725
Двигательная установка: 8Д719 (РД-0109)
номинальная тяга в вакууме, тс 5.56
удельный импульс в вакууме, с 323.5
давление в камере сгорания, атм 45.9
сухая масса, кг 121
максимальное время работы, с 430
Время отделения КК от блока Е Т+660...670 с
Головной обтекатель
Длина, мм 6630
Диаметр, мм 2700
Масса, кг 650
Время сброса ГО Т+151... 155 с
Это Вы зря. Двигатели на РН 8А92 и 8А92М как были, так и остались 8Д74 и 8Д75 :wink:
Уже сам нашел на сайте Энергомаша. Только Гость 22 даёт информацию по двигателям 8Д74К и 8Д75К которые ставили на Р-7А. Исправляем! :D
ЦитироватьУже сам нашел на сайте Энергомаша. Только Гость 22 даёт информацию по двигателям 8Д74К и 8Д75К которые ставили на Р-7А. Исправляем! :D
Я не имел в виду 8Д74К и 8Д75К, я имел в виду 8Д74 и 8Д75 :lol:
Так что на Р-7А эти двигатели не стояли? В чём тогда отличие 8А92 от 8К72К?
Или двигатели были те же, но у них просто рос УИ в процессе доработки?
ЦитироватьИли двигатели были те же, но у них просто рос УИ в процессе доработки?
Да, на 2 единицы при переходе от указанных в МПК к двигателям 8А92М
А у 8А92 двигатели те же , что у 8К72К?
Кстати по 8А92М у Вэйда приведены следующие данные по Блоку Е:
ЦитироватьStage Number: 2. 1 x Stage: Vostok 8A92M-2. Gross Mass: 8,100 kg (17,800 lb). Empty Mass: 1,100 kg (2,400 lb). Thrust (vac): 54.520 kN (12,257 lbf). Isp: 326 sec. Burn time: 400 sec. Isp(sl): 0 sec. Diameter: 2.56 m (8.39 ft). Span: 2.56 m (8.39 ft). Length: 2.84 m (9.31 ft). Propellants: Lox/Kerosene. No Engines: 1. Engine: RD-0109. Status: Out of production.
Если стартовая и сухая масса соответствуют действительности, то получается что в связи с тем, что Восток-2М предназначался для выведения на средневысокие орбиты ПН массой 1150-1800 кг, то появилась возможность снизить прочность блока Е и уменьшить его сухую массу с 1430 кг до 1100 кг. Одновременно несколько увеличили стартовую массу (с 7,8 до 8,1 т). В результате запас топлива возрос на 600 кг ( где-то десять процентов). :wink:
Вован, получается, что данные по стартовым массам и запасам топлива для варианта 3КА соответствуют 8А92?
ЦитироватьРН «Восток» из источника: И.Б. Афанасьев и др. Под ред. Ю.М. Батурина. Мировая пилотируемая космонавтика. История. Техника. Люди. М.: Издательство «РТСофт», 2005, стр. 12-13.
(http://rf.foto.radikal.ru/0708/de/21135c15bcbb.jpg)
Основные технические характеристики РН 8К72К
(характеристика с кораблем 1КП (ЗКА)
Длина, м 38.360
Максимальный поперечный размер, м 10.303
Масса: стартовая с полезным грузом, т 286.44 (287.00)
в т.ч. компонентов топлива, т 257.60 (257.79)
сухая (с полезным грузом ), т 28.84 (29.11)
Суммарная номинальная тяга ДУ:
на Земле/в вакууме, тс 409.9/501.9
Боковые блоки 1-й ступени (Б, В, Г, Д)
Длина, м 19.825
Максимальный поперечный размер, м 3.820
Максимальный диаметр, м 2.680
Масса: стартовая, т 43.225 (43.25)
в т.ч. компонентов топлива, т 39.50
Двигательная установка: 8Д74 (РД-107)
ном.тяга на Земле/в вакууме, тс 83.5/101.5
уд.импульс на Земле/в вакууме, с 252/308
давление в камере сгорания, атм 59.6
суммарное время работы, с 140
сухая масса, кг 1 155
Время отделения блоков Т+118...119с
Центральный блок 2-й ступени (А)
Длина с переходной фермой, м 28.750
Максимальный диаметр, м 2.950
Масса: стартовая, т 100.4 (100,8 )
в т.ч. компонентов топлива, т 93.0 (93.4)
Двигательная установка: 8Д75 (РД-108)
ном. тяга на Земле/в вакууме, тс 75.9/95.9
уд. импульс на Земле/в вакууме, с 245/309
давление в камере сгорания, атм 52.0
суммарное время работы, с 340
сухая масса, т 1.250
Время отделения блока Т+305...308 с (308...309 с)
Блок 3-й ступени (E)
Длина, м 2.980
Диаметр, м 2.576
Масса: стартовая, без полезного груза, т 7.950 (7.820)
стартовая, с полезным грузом, т 1 2.490 (12.545)
сухая, т 1.346(1.430)
полезный груз, т 4.540 (4.725}
Двигательная установка: 8Д714 (РД-0105) (8Д719 (РД-0109))
номинальная тяга в вакууме, тс 5.04 (5.56)
удельный импульс в вакууме, с 316 (323.5)
давление в камере сгорания, атм 45.9
сухая масса, кг 125 (121)
максимальное время работы, с 450 (430)
Время отделения КК от блока Е Т+730 с (680...690 с)
Головной обтекатель
Длина, мм 6630
Диаметр, мм 2700
Масса, кг 650
Время сброса ГО Т+151... 155 с
ЦитироватьКстати по 8А92М у Вэйда приведены следующие данные по Блоку Е:ЦитироватьStage Number: 2. 1 x Stage: Vostok 8A92M-2. Gross Mass: 8,100 kg (17,800 lb). Empty Mass: 1,100 kg (2,400 lb). Thrust (vac): 54.520 kN (12,257 lbf). Isp: 326 sec. Burn time: 400 sec. Isp(sl): 0 sec. Diameter: 2.56 m (8.39 ft). Span: 2.56 m (8.39 ft). Length: 2.84 m (9.31 ft). Propellants: Lox/Kerosene. No Engines: 1. Engine: RD-0109. Status: Out of production.
Если стартовая и сухая масса соответствуют действительности, то получается что в связи с тем, что Восток-2М предназначался для выведения на средневысокие орбиты ПН массой 1150-1800 кг, то появилась возможность снизить прочность блока Е и уменьшить его сухую массу с 1430 кг до 1100 кг. Одновременно несколько увеличили стартовую массу (с 7,8 до 8,1 т). В результате запас топлива возрос на 600 кг ( где-то десять процентов). :wink:
Не знаю как массы, а УИ действительности точно не соответствует.
ЦитироватьКстати по 8А92М у Вэйда приведены следующие данные по Блоку Е:ЦитироватьStage Number: 2. 1 x Stage: Vostok 8A92M-2. Gross Mass: 8,100 kg (17,800 lb). Empty Mass: 1,100 kg (2,400 lb). Thrust (vac): 54.520 kN (12,257 lbf). Isp: 326 sec. Burn time: 400 sec. Isp(sl): 0 sec. Diameter: 2.56 m (8.39 ft). Span: 2.56 m (8.39 ft). Length: 2.84 m (9.31 ft). Propellants: Lox/Kerosene. No Engines: 1. Engine: RD-0109. Status: Out of production.
Если стартовая и сухая масса соответствуют действительности, то получается что в связи с тем, что Восток-2М предназначался для выведения на средневысокие орбиты ПН массой 1150-1800 кг, то появилась возможность снизить прочность блока Е и уменьшить его сухую массу с 1430 кг до 1100 кг. Одновременно несколько увеличили стартовую массу (с 7,8 до 8,1 т). В результате запас топлива возрос на 600 кг ( где-то десять процентов). :wink:
Уменьшить сухую массу блока Е сразу на 330 кг (1430-1100 кг), снизить прочность и увеличить запас топлива на 600 кг нереально. Делать такие выводы по данным Вэйда не стоит, так как он где-то (наверное в Индии) стырил данные только для запуска КА ИРС. Но для других КА характеристики блока Е (из-за разной массы КА, разных орбит, разных шасси, балансировочных грузов) были другие :wink:
Но в принципе мысль видимо правильная?
ЦитироватьВован, получается, что данные по стартовым массам и запасам топлива для варианта 3КА соответствуют 8А92?
Перечитал статью Т.Варфоломеева"Первая межконтинентальная:рождение "семёрки""в НК №7 за 2007 год.
Цитировать20 января 1960 г. Р-7 была принята на вооружение Советской Армии. В дальнейшем, в 1960 и 1961 гг. были проведены пуски Р-7 в рамках программы отстрела серийной партии. Из-за низких эксплуатационных качеств первая МБР не сыграла важной роли в достижении стратегического паритета с США и вскоре была снята с вооружения. Но она стала хорошей базой для создания космических РН. Так, на базе варианта 8К71/III были созданы РН 8К72, запустившие к Луне первые АМС, и 8К72К, выводившие на орбиту КК «Восток»; правда, в их конструкции уже использовались узлы и системы усовершенствованной МБР Р-7А (8К74).
8К74 - усовершенствованная"семерка»
2 июля 1958 г. вышло постановление СМ СССР №72б-346сс о разработке МБР Р-7А (8К74) с дальностью 12000 км. Это стало возможным благодаря тому, что специалистам Минсредмаша удалось снизить массу термоядерного заряда, и общая масса ГЧ уменьшилась до 3 т.
Стартовая масса 8К74 составила 276 т, длина - 31.065 м. На приборном отсеке Р-7А появился конический переходник для стыковки менее габаритной ГЧ с блоком А. Новая инерциальная СУ взяла на себя функции системы радиоуправления, за исключением управления дальностью. Было проведено некоторое облегчение конструкции ракеты (за счет химического фрезерования стенок баков), усовершенствована система СОБИС.
Сократилось время подготовки ракеты к пуску, чем была повышена боеготовность. РД-107/108 образца 1959 г. были доведены до требований техзадания и продолжали совершенствоваться. Была выполнена некоторая перекомпоновка агрегатов для удобства доступа во время предстартовой подготовки, введена новая система зажигания от единого таймера для основных и рулевых камер.
Для ЛКИ было выделено восемь МБР 8К74. Первый пуск состоялся 23 декабря 1959 г., последний - 7 июля 1960 г. Семь пусков были успешными. МБР Р-7А приняли на вооружение 12 сентября 1960 г. Последующие пуски 8К74 вплоть до последнего, 25 июля 1967 г. (в том числе три пуска с полигона Плесецк), проводились в рамках контрольных отстрелов от серийных партий. Некоторые ракеты были оснащены экспериментальной ГЧ для проведения высотного взрыва (ВВ).
Р-7А была снята с вооружения в 1968 г. На базе 8К74 были созданы РН 8К78 («Молния»), 8А92 («Восток-2»), 11А59 («Полет») и 11А57 («Восход»).
Нашёл у Хлынина статью В.Агапова "Запуски космических аппаратов "Зенит-2""в НК №10 за 1996 год
http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/nk/1996/10/10-1996-2.html
Получается , что 8А92 использовался исключительно для запуска Зенита-2. Использовался с 1962 по 1967 год, после чего Зенит 2 запускали Восходом 11А57.
Видимо в связи с этой заменой и переходом на более тяжёлые фоторазведчики Зенит-4 8А92 модифицировали под средневысокие орбиты. Для этого чуть изменилиБлок Е , подтянули УИ двигателей и как писал Вован заменили СУ. А потом Восток -2М вытеснил в 80-х Циклон-3.
ЦитироватьВ чём тогда отличие 8А92 от 8К72К?
Кстати, да, Вован, я давно хотел узнать: в чём разница между 8К72К и 8А92. Не внесёте ясность?
В.А.Капитонов, П.А.Попов, О.С.Булкин
"40 лет ракетно-космической деятельности ЦСКБ"
http://www.spek.keytown.com/rasIIIProg/5_tvorch/Space40/1999/books_99/Kapiton.htm
Интересные картинки :wink: :
Схема разделения
http://bob-pot.narod.ru/dobr/rp4.jpg
Чертежи Востока
http://bob-pot.narod.ru/dobr/rp5.jpg
http://bob-pot.narod.ru/dobr/rp6.jpg
Пришла вголову такая мысль: если бы не полный развал в космонавтике в 90-х годах , можно было бы переделать Блок Е в блок довыведения на ССО с многократным включением. Поставить на него РД-58М, СООЗ ,БМЗ от ДМ и вперёд. Заправка у него больше чем у Блока Л. Где-то на тонну.
Правда похожий вариант Блок ЛМ всё-таки рассматривался.
ЦитироватьПришла вголову такая мысль: если бы не полный развал в космонавтике в 90-х годах , можно было бы переделать Блок Е в блок довыведения на ССО с многократным включением. Поставить на него РД-58М, СООЗ ,БМЗ от ДМ и вперёд. Заправка у него больше чем у Блока Л. Где-то на тонну.
Правда похожий вариант Блок ЛМ всё-таки рассматривался.
ЦитироватьНа первом этапе создаётся блок "ЛМ" - модернизация блока "Л" ракеты-носителя типа Р-7. Блок "ЛМ" разрабатывался НПО им. Лавочкина, объединенная двигательная установка на базе многофункционального двигателя 11Д58МФ - НПО "Энергия". На орбиту с высотой перигея 600 и апогея 40000 км с помощью блока "ЛМ" планировалось выведение КА массой до 2,3 т.
На втором этапе планировалась модернизация блока "ЛМ" с использованием вновь разрабатываемого двигателя РД-161 (типа используемого на РБ "Прорыв").
...
Ракетный блок "ЛМ" обеспечивал выведение КА большей массы, чем блок "Л", на различные высокоэллиптические и круговые орбиты с заданными параметрами с длительностью функционирования до 2 суток. Его ДУ использовала экологически чистые компоненты топлива (кислород и керосин), а для отдельных задач - горючее "синтин" или перспективное экологически чистое горючее "омар".
Разработка РБ "ЛМ" позволила бы создать семейство РБ лёгкого класса: для РН лёгкого класса типа Р-7 "Молния" и "Союз-2К" (блок "ЛМ"), для РН среднего класса "Зенит" (блок "ЛМ1"), для РН тяжёлого класса "Ангара" (блок "ЛМ2") и "Энергия-М" (блок "ЛМ3").
http://www.buran.ru/htm/gud%2033.htm
Цитировать...перспективное экологически чистое горючее "омар".
А это что за зверь? Кто нибудь в курсе?
ЦитироватьА это что за зверь? Кто нибудь в курсе?
Условное название какого-то углеводорода, скорее всего синтетического.
ЦитироватьЦитироватьВ чём тогда отличие 8А92 от 8К72К?
Кстати, да, Вован, я давно хотел узнать: в чём разница между 8К72К и 8А92. Не внесёте ясность?
Пока история умалчивает :cry:
ЦитироватьПришла вголову такая мысль: если бы не полный развал в космонавтике в 90-х годах , можно было бы переделать Блок Е в блок довыведения на ССО с многократным включением. Поставить на него РД-58М, СООЗ ,БМЗ от ДМ и вперёд. Заправка у него больше чем у Блока Л. Где-то на тонну.
Правда похожий вариант Блок ЛМ всё-таки рассматривался.
Реально на РН 8А92М рассматривался запуск КА "Молния" :P
ЦитироватьВ.А.Капитонов, П.А.Попов, О.С.Булкин
"40 лет ракетно-космической деятельности ЦСКБ"
http://www.spek.keytown.com/rasIIIProg/5_tvorch/Space40/1999/books_99/Kapiton.htm
Судя по этой статье, Восток-М и 8А92М - это две большие разницы :(
ЦитироватьИнтересные картинки :wink: :
Схема разделения
http://bob-pot.narod.ru/dobr/rp4.jpg
Чертежи Востока
http://bob-pot.narod.ru/dobr/rp5.jpg
http://bob-pot.narod.ru/dobr/rp6.jpg
К чему бы эти картинки, широко известные среди ракетомоделистов и историков Байконура? Укажите направление :D
Для любителей вроде меня, которые не могут считаться ракетомоделистами и тем более историками. :wink:
ЦитироватьЦитироватьВ.А.Капитонов, П.А.Попов, О.С.Булкин
"40 лет ракетно-космической деятельности ЦСКБ"
http://www.spek.keytown.com/rasIIIProg/5_tvorch/Space40/1999/books_99/Kapiton.htm
Судя по этой статье, Восток-М и 8А92М - это две большие разницы :(
Вы об этой фразе:
ЦитироватьВ 1961 г. было выделено 5 ракет Р-7А, для доработки под РН 8А92 с новым блоком 111 ступени - блоком <Е>. С 1962 г. начался серийный выпуск РН 8А92. Вместе со все возрастающей нагрузкой растет и расширяется Куйбышевский филиал ОКБ-1. Начиная с 1961 г., многие работы по совершенствованию конструкции ракет-носителей, отработка, летные испытания и эксплуатация ракет-носителей типа Р-7 (Р-7А) ведутся филиалом как головным конструкторским бюро.
Ракетоноситель "Восток-М" стала первой самостоятельной разработкой нового предприятия. Впоследствии носители "Восток-М" использовались для запуска спутников "Метеор", "Метеор-Природа", "Ресурс-0", болгарского спутника "Интеркосмос-Болгария-13 00", индийских спутников IRS-1A, IRS-1B. В 1964 г. трехступенчатый носитель "Восток-М" стал первой ракетой, принятой на вооружении Советской Армии в составе комплекса наблюдения Земли из космоса.
А вот что пишет Д.И.Козлов в докладе "ИСТОРИЯ СОЗДАНИЯ И РАЗВИТИЯ РАКЕТЫ Р-7, ПОСЛУЖИВШЕЙ ОСНОВОЙ ОСВОЕНИЯ КОСМИЧЕСКОГО" ПРОСТРАНСТВА."
http://cosmopark.ru/fomin.html
ЦитироватьВ 1960 г. на базе отдела ОКБ-1, расположенного в Куйбышеве был организован филиал N3 ОКБ-1. В течении 1958-1959 гг. ОКБ-1 провело модернизацию Р-7. Усовершенствованая ракета Р-7а получила индекс 8К74. Завод наладил производство модернизированного изделия в третьем квартале 1960 г., и эта ракета находилась в эксплуатации до 1976 г. На базе 8К71 в конце 1958 г. коллективом ОКБ-1 была создана 3-ступенчатая ракета-носитель (РН) "Восток". Первые две ступени этой ракеты изготовлялись на заводе "Прогресс", и они были примерно такими же, как у МБР. После изготовления они отправлялись в ОКБ-1, на завод N88, где они проходили доработку под установку 3-й ступени. 3-й ступенью был вновь разработанный и изготовлявшийся в ОКБ-1 блок "Е". В сентябре-октябре 1959 г. РН "Восток" были запущены объекты, ставшие первыми земными аппаратами, направленными к Луне. В печати они получили наименования "Луна-1, -2 и -3". 12 апреля 1961 г. РН "Восток" на орбиту искусственного спутника Земли был выведен первый в мире пилотируемый космический корабль "Восток" с первым космонавтом Земли, гражданином Советского Союза Ю.А.Гагариным. В 1958-1960 гг. коллективом ОКБ-1 уже на базе Р-7а была разработана РН "Молния", 4-ступенчатая с ракетными блоками "Л" и "И" в качестве 3-й ступени.
и далее
ЦитироватьДля ракетно-космических комплексов наблюдения, первые ИСЗ которых были разработаны в ОКБ-1, и о них здесь говори- лось тоже, на базе ракет "Восток" и Р-7а была разработана модернизированная 3-ступенчатая ракета "Восток-М". Ракета "Восток-М" разработана в ОКБ-1 уже при непосредственном участии специалистов филиала N3, а конструкторская документация полностью разработана в Куйбышеве. "Восток-М" стал первой космической ракетой, принятой на вооружение Советской Армии в составе комплекса видеонаблюдения, т.е. это комплекс "Восток-М" + "Зенит-2". Тут можно сказать, что именно этот комплекс ("Восток-М" + "Зенит-2") послужили основой для формирования космических войск и формирования специального направления в генштабе по целевому использованию космической информации в интересах обороны страны. В 1964 г. филиалу N3 ОКБ-1 было поручено провести модернизацию ракеты "Восток-М" в целях обеспечения запуска объек- тов типа метеор на высокие круговые орбиты с массой до 1200-1300 кг. Такая задача была выполнена. Первый запуск модернизированной ракеты "Восток-М" был произведен в январе 1965 г., и эксплуатация продолжалась до 1991 г. Всего было осуществлено 94 пуска ракет "Восток" и "Восток-М". Ракета "Восток-М" использовалась для запуска спутников "Метеор", "Метеор-2", "Метеор-Природа", "Ресурс-О", спутников в инте- ресах министерства обороны, а также для запуска двух индийских спутников "ИРС-1а", "ИРС-1б" и болгарского "Интеркосмос-Болгария-1500". Это была первая в СССР ракета, с помощью которой полезные нагрузки выводились на солнечно-синхронные орбиты, причем для этого было предложено и реализовано оригинальное решение запуска в южном направлениии с полигона Байконур с падением центрального блока в акваторию Индийского океана.
А ведь только Восток-2М (8А92М) пускался 94 раза (92 удачно).
А вот что пишет сайт ЦСКБ о пусках РН Восток и Восток-М (Восток-2М) :
ЦитироватьВсего проведено 139 пусков ракеты-носителя, из них 132 успешных.
ЦитироватьЦитироватьПришла вголову такая мысль: если бы не полный развал в космонавтике в 90-х годах , можно было бы переделать Блок Е в блок довыведения на ССО с многократным включением. Поставить на него РД-58М, СООЗ ,БМЗ от ДМ и вперёд. Заправка у него больше чем у Блока Л. Где-то на тонну.
Правда похожий вариант Блок ЛМ всё-таки рассматривался.
Реально на РН 8А92М рассматривался запуск КА "Молния" :P
И как бы Блок Е обеспечил высоту в апогее 38000 км? Или собирались сверху ставить Блок Л и выводить его на незамкнутую орбиту как Молния при выводе IRS-1C? :wink:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьВ чём тогда отличие 8А92 от 8К72К?
Кстати, да, Вован, я давно хотел узнать: в чём разница между 8К72К и 8А92. Не внесёте ясность?
Пока история умалчивает :cry:
Видимо такая же как между 65С3 и 11К65. :wink:
При передаче в серию на другой завод дали другой индекс учитывая некоторые дораьотки на серийном заводе. :wink:
А разве 65С3 делали не на этом же заводе?
ЦитироватьЦитироватьПришла вголову такая мысль: если бы не полный развал в космонавтике в 90-х годах , можно было бы переделать Блок Е в блок довыведения на ССО с многократным включением. Поставить на него РД-58М, СООЗ ,БМЗ от ДМ и вперёд. Заправка у него больше чем у Блока Л. Где-то на тонну.
Правда похожий вариант Блок ЛМ всё-таки рассматривался.
ЦитироватьНа первом этапе создаётся блок "ЛМ" - модернизация блока "Л" ракеты-носителя типа Р-7. Блок "ЛМ" разрабатывался НПО им. Лавочкина, объединенная двигательная установка на базе многофункционального двигателя 11Д58МФ - НПО "Энергия". На орбиту с высотой перигея 600 и апогея 40000 км с помощью блока "ЛМ" планировалось выведение КА массой до 2,3 т.
На втором этапе планировалась модернизация блока "ЛМ" с использованием вновь разрабатываемого двигателя РД-161 (типа используемого на РБ "Прорыв").
...
Ракетный блок "ЛМ" обеспечивал выведение КА большей массы, чем блок "Л", на различные высокоэллиптические и круговые орбиты с заданными параметрами с длительностью функционирования до 2 суток. Его ДУ использовала экологически чистые компоненты топлива (кислород и керосин), а для отдельных задач - горючее "синтин" или перспективное экологически чистое горючее "омар".
Разработка РБ "ЛМ" позволила бы создать семейство РБ лёгкого класса: для РН лёгкого класса типа Р-7 "Молния" и "Союз-2К" (блок "ЛМ"), для РН среднего класса "Зенит" (блок "ЛМ1"), для РН тяжёлого класса "Ангара" (блок "ЛМ2") и "Энергия-М" (блок "ЛМ3").
http://www.buran.ru/htm/gud%2033.htm
Видимо тема умерла в 90-х годах. Нет денег- нет блока. :(
Так же как в случае с Лифтом для Днепра.
Слава богу Фрегат летает. :wink:
ЦитироватьА разве 65С3 делали не на этом же заводе?
Обсуждали здесь http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=7379&start=30&postdays=0&postorder=asc&highlight=
В книге "Ракеты и космические аппараты конструкторского бюро "Южное" 2004 г., стр.77:
ЦитироватьХод разработки и эксплуатации
В апреле 1961 г. был разработан эскизный проект РН 65СЗ. Выпуск конструкторской документации осуществлялся ОКБ-586 до осени 1962 г.
В связи с загруженностью работами по созданию ракет Р-36 и Р-56 разработка ракеты 65СЗ (11К65] была передана в ОКБ-10 Экспериментальная отработка и изготовление 10 летных ракет проводились совместно с ОКБ-10 при головной роли ОКБ-586. С 1970 г. ведение ракеты 11 К65 в производстве и ее изготовление переданы в ПО "Полет" (г. Омск], которое модернизировало ракету, получившую индекс 11К65М.ЛКИ ракеты 11К65 были начаты 18 августа 1964 г. на 5 НИИП с приспособленного старта (разработчик - КБ НКМЗ). Штатная эксплуатация осуществляется с 1967 г. с космодрома Плесецк и с 1973 г. - с космодрома Капустин Яр, где сооружены стационарные старты с подвижными башнями обслуживания разработки КБТМ (СК "Восход").
Из книги "Призваны временем" КБ "Южное" http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/kb-ujn/02-2.html
ЦитироватьГосударственная комиссия, возглавляемая генералом А. М. Войтенко, принимает решение о проведении первого пуска РН 65С3 с макетами трех КА 18 августа 1964 г. Операциями по подготовке и проведению пуска руководил инженер-полковник А. С. Матренин, имевший большой опыт пусков ракет ОКБ М. К. Янгеля.
Сложилось так, что ракета ушла со старта только с четвертой попытки пуска. Трижды по различным причинам сбрасывалась схема готовности к пуску, объявлялась задержка, устранялись причины сброса схемы. Четвертая попытка привела к полному успеху, хотя задачей первого пуска было, кроме полного времени работы первой ступени, лишь включение и выход на режим двигателя второй ступени.
Пришлось средствам массовой информации объявить миру о том, что в Советском Союзе одной РН выведены на орбиту три ИСЗ: "Космос-38", "Космос-39", "Космос-40".
Это был триумф. У многих, не расположенных к сентиментальности ракетчиков, слезы радости и волнения застилали глаза, перехватывало горло.
Всего с временного старта НИИП-5 по программе ЛИ было произведено 14 пусков ракеты 65С3. Летные испытания продлились до конца следующего года. Специалисты ОКБ-10 работали бок о бок с сотрудниками ОКБ-586, набираясь опыта, технической смелости, проявляя инициативу и разумную самостоятельность. Все это дало основание М. К. Янгелю накануне 1966 г. предоставить М. Ф. Решетневу все права и обязанности Главного конструктора ракеты 65С3, которой в дальнейшем был присвоен новый индекс — 11К65.
ЦитироватьЦитироватьА разве 65С3 делали не на этом же заводе?
Обсуждали здесь http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=7379&start=30&postdays=0&postorder=asc&highlight=
Ну так изготовлялась то она сразу в Омске. Не было передачи на другой завод.
Хорошо, Старый , при передаче из КБ Южное в КБ-10. :D
ЦитироватьХорошо, Старый , при передаче из КБ Южное в КБ-10. :D
Аааа...
А тут вроде граждане из Самары говорят что 8А92 первая ракета разработанная ими? Чтото интересно получается, это что, не чуть переделанная 8К72К а чтото вновь разработанное? Или именно так они и называют передачу?
А Вы попросите Вадима Лукашевича задать этот вопрос Козлову Д.И. Он на этой неделе с ним встречается. :lol:
Была еще одна разновидность РН «Восток-2М»: 8А92М-ПВБ. На Байконуре она впервые была пущена с КА ИРС-1А 17 марта 1988 года
А чем ПВБ-вариант отличается от обычного?
Вобще мне интересно как ракета может быть пожаровзрывобезопасной?
ЦитироватьА чем ПВБ-вариант отличается от обычного?
Вобще мне интересно как ракета может быть пожаровзрывобезопасной?
Кстати, из-за катастрофы с 8А92М в 1980 году на космодроме Плесецк и начали делать РН-ПВБ.
Некоторые (по памяти) мероприятия, превращающие обычную РН в ПВБ:
1. Замена обычных электроцепей на искробезопасные.
2. Оснащение наземных и бортовых заправочных систем сигнализаторами повышения (понижения) температуры.
3. Механизация и автоматизация ручных операций подготовки РН к пуску.
4. Уменьшение количества обслуживающего персонала.
А, понятно, спасибо.
Я уж думал там чтото радикальное...
ЦитироватьЦитироватьУже сам нашел на сайте Энергомаша. Только Гость 22 даёт информацию по двигателям 8Д74К и 8Д75К которые ставили на Р-7А. Исправляем! :D
Я не имел в виду 8Д74К и 8Д75К, я имел в виду 8Д74 и 8Д75 :lol:
Вован всегда прав! Если Вован не прав смотри пункт первый. :lol:
http://www.lpre.de/energomash/RD-107/index.htm
ЦитироватьМодификации
В 1959 г. был создан Приволжский филиал (филиал № 2) ОКБ-456. С 1960 г., т.е. через год после создания этого филиала, здесь начались работы по созданию новых модификаций двигателей на базе двигателей РД-107 и РД-108.
К настоящему времени были созданы 18 модификаций базовых двигателей РД-107 и РД-108. Основные модернизации двигателя РД-107: 8Д728 (8Д74К), 11Д511 и 14Д22; основные модернизации двигателея РД-108: 8Д75К, 8Д727, 11Д512 и 14Д21.
Двигатели 8Д728 (8Д74К) и 8Д75К
В 1960 г. проводилась отработка двигателей 8Д74К и 8Д75К - первых модификаций двигателей РД-107 (8Д74) и РД-108 (8Д75).
Отличия двигателя 8Д74К от 8Д74 заключались в следующем: на двигателе 8Д74К для уменьшения предстартовых расходов было сокращено число промежуточных ступеней. Запуск двигателя 8Д74К осуществлялся через две промежуточные ступени вместо трех, а выключение - через первую промежуточную ступень. На двигателе 8Д75К увеличивалось время работы на режиме конечной ступени (22 с вместо 10 с на двигателе 8Д75). К началу отработки двигателей 8Д74К и 8Д75К были завершены работы по проверке разработанных мероприятий, направленных на повышение устойчивости рабочего процесса в камерах двигателей. На основании положительных результатов испытаний было сделано заключение о возможности внесения соответствующих изменений в документацию на сборку и испытания двигателей 8Д74К и 8Д75К. Эти двигатели устанавливались на РН 8К78. В дальнейшем двигателю 8Д74К был присвоен индекс 8Д728.
Двигатели 8Д727 (8Д75М) и 8Д727К (8Д75Ф)
Для увеличения полезной нагрузки РН 8К78 ОКБ-456 в 1961 г. предложило увеличить тягу двигателя 8Д75К на 4 т путем форсирования его на 5% по давлению газов в камерах сгорания, что должно было привести к увеличению удельного импульса тяги на земле на 2.9 с. Работы по созданию двигателя 8Д75К с форсированием номинального режима по давлению газов в камерах сгорания проводились в 1961 - 1963 гг. Двигатель отрабатывался в двух модификациях: 8Д75М - двигатель 8Д75, форсированный на 5% по давлению в камерах сгорания, с отключением с номинального режима без конечной ступени; 8Д75Ф - двигатель 8Д75, форсированный на 5% по давлению в камерах сгорания, с отключением через конечную ступень. В 1961 г. двигателю 8Д75М был присвоен индекс 8Д727, а двигателю 8Д75Ф - индекс 8Д727К. Двигатели 8Д727К совместно с двигателями 8Д728 устанавливались на РН 8К78 и 8К78М, а двигатели 8Д727 совместно с двигателями 8Д728 - на РН 11А57 и 11А511
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьУже сам нашел на сайте Энергомаша. Только Гость 22 даёт информацию по двигателям 8Д74К и 8Д75К которые ставили на Р-7А. Исправляем! :D
Я не имел в виду 8Д74К и 8Д75К, я имел в виду 8Д74 и 8Д75 :lol:
Вован всегда прав! Если Вован не прав смотри пункт первый. :lol:
http://www.lpre.de/energomash/RD-107/index.htm
ЦитироватьМодификации
В 1959 г. был создан Приволжский филиал (филиал № 2) ОКБ-456. С 1960 г., т.е. через год после создания этого филиала, здесь начались работы по созданию новых модификаций двигателей на базе двигателей РД-107 и РД-108.
К настоящему времени были созданы 18 модификаций базовых двигателей РД-107 и РД-108. Основные модернизации двигателя РД-107: 8Д728 (8Д74К), 11Д511 и 14Д22; основные модернизации двигателея РД-108: 8Д75К, 8Д727, 11Д512 и 14Д21.
Двигатели 8Д728 (8Д74К) и 8Д75К
В 1960 г. проводилась отработка двигателей 8Д74К и 8Д75К - первых модификаций двигателей РД-107 (8Д74) и РД-108 (8Д75).
Отличия двигателя 8Д74К от 8Д74 заключались в следующем: на двигателе 8Д74К для уменьшения предстартовых расходов было сокращено число промежуточных ступеней. Запуск двигателя 8Д74К осуществлялся через две промежуточные ступени вместо трех, а выключение - через первую промежуточную ступень. На двигателе 8Д75К увеличивалось время работы на режиме конечной ступени (22 с вместо 10 с на двигателе 8Д75). К началу отработки двигателей 8Д74К и 8Д75К были завершены работы по проверке разработанных мероприятий, направленных на повышение устойчивости рабочего процесса в камерах двигателей. На основании положительных результатов испытаний было сделано заключение о возможности внесения соответствующих изменений в документацию на сборку и испытания двигателей 8Д74К и 8Д75К. Эти двигатели устанавливались на РН 8К78. В дальнейшем двигателю 8Д74К был присвоен индекс 8Д728.
Двигатели 8Д727 (8Д75М) и 8Д727К (8Д75Ф)
Для увеличения полезной нагрузки РН 8К78 ОКБ-456 в 1961 г. предложило увеличить тягу двигателя 8Д75К на 4 т путем форсирования его на 5% по давлению газов в камерах сгорания, что должно было привести к увеличению удельного импульса тяги на земле на 2.9 с. Работы по созданию двигателя 8Д75К с форсированием номинального режима по давлению газов в камерах сгорания проводились в 1961 - 1963 гг. Двигатель отрабатывался в двух модификациях: 8Д75М - двигатель 8Д75, форсированный на 5% по давлению в камерах сгорания, с отключением с номинального режима без конечной ступени; 8Д75Ф - двигатель 8Д75, форсированный на 5% по давлению в камерах сгорания, с отключением через конечную ступень. В 1961 г. двигателю 8Д75М был присвоен индекс 8Д727, а двигателю 8Д75Ф - индекс 8Д727К. Двигатели 8Д727К совместно с двигателями 8Д728 устанавливались на РН 8К78 и 8К78М, а двигатели 8Д727 совместно с двигателями 8Д728 - на РН 11А57 и 11А511
Ну и где в вышеприведенном Вами тексте РН 8А92М? :shock:
Я к тому и веду , что Вы правы когда говорили что РД74К и РД75К на Востоках не стояли. Не стояли и на Р-7А. :)
А устанавливались в разных модификациях сначала на Молнии, потом на Восходе и Союзе.
Вован всегда прав!!![/size]
На полном серьёзе. :wink:
Черток Б.Е. Ракеты и люди. Т.2 Изд-во «РТСофт». 2006 г. Стр. 412
По поводу Р-7А:
ЦитироватьРасчеты проектантов после получения директивы на снижение массы боевого заряда более чем на тонну сразу дали повышение дальности на 3500 км. Еще 500—700 км набрали благодаря упрощению и облегчению системы радиоуправления, заправки кислородом и керосином, повышению точности систем регулирования уровней и систем синхронизации опорожнения всех блоков с целью уменьшения гарантийных запасов топлива. Появилось еще много разного рода непринципиальных изменений в конструкции, направленных на ее облегчение и повышение запасов топлива за счет увеличения объема баков центрального блока.
Для «семьдесят четвертых» ракет были приняты все меры по устранению опасности возникновения резонансных явлений в контуре, образованном упругой конструкцией и пульсациями давления в камерах сгорания двигателей, которые привели к драматическим ситуациям при пусках первых лунников. Испытания «семьдесят четвертых» полностью подтвердили эффективность системы демпфирования, разработанной объединенными силами ОКБ-1, НИИ-1 и ОКБ-456. Таким образом, все эти мероприятия позволили без перебоев в производстве перейти к выпуску ракет с дальностью до 13 000 км. Для гарантии Совет главных конструкторов решил объявить предельную дальность 12 000 км. Тысячу оставили в «резерве Главного конструктора».
И далее
ЦитироватьЛетные испытания 8К74 начались в конце 1959 года. Всего предполагалось пустить восемь ракет, из них по крайней мере три — на предельную дальность. Первые пуски по району «Кама» (так называли для секретности район падения головных частей на Камчатке) прошли успешно.
Думаю, что к 61 году на 8К72К все эти усовершенствования уже должны были использоваться. Что подтверждают данные по этой РН в МПК:
ЦитироватьОсновные технические характеристики РН 8К72К
(характеристика с кораблем 1КП (ЗКА)
Длина, м 38.360
Максимальный поперечный размер, м 10.303
Масса: стартовая с полезным грузом, т 286.44 (287.00)
в т.ч. компонентов топлива, т 257.60 (257.79)
сухая (с полезным грузом ), т 28.84 (29.11)
Суммарная номинальная тяга ДУ:
на Земле/в вакууме, тс 409.9/501.9
Боковые блоки 1-й ступени (Б, В, Г, Д)
Длина, м 19.825
Максимальный поперечный размер, м 3.820
Максимальный диаметр, м 2.680
Масса: стартовая, т 43.225 (43.25)
в т.ч. компонентов топлива, т 39.50
Двигательная установка: 8Д74 (РД-107)
ном.тяга на Земле/в вакууме, тс 83.5/101.5
уд.импульс на Земле/в вакууме, с 252/308
давление в камере сгорания, атм 59.6
суммарное время работы, с 140
сухая масса, кг 1 155
Время отделения блоков Т+118...119с
Центральный блок 2-й ступени (А)
Длина с переходной фермой, м 28.750
Максимальный диаметр, м 2.950
Масса: стартовая, т 100.4 (100,8 )
в т.ч. компонентов топлива, т 93.0 (93.4)
Двигательная установка: 8Д75 (РД-108)
ном. тяга на Земле/в вакууме, тс 75.9/95.9
уд. импульс на Земле/в вакууме, с 245/309
давление в камере сгорания, атм 52.0
суммарное время работы, с 340
сухая масса, т 1.250
Время отделения блока Т+305...308 с (308...309 с)
Блок 3-й ступени (E)
Длина, м 2.980
Диаметр, м 2.576
Масса: стартовая, без полезного груза, т 7.950 (7.820)
стартовая, с полезным грузом, т 1 2.490 (12.545)
сухая, т 1.346(1.430)
полезный груз, т 4.540 (4.725}
Двигательная установка: 8Д714 (РД-0105) (8Д719 (РД-0109))
номинальная тяга в вакууме, тс 5.04 (5.56)
удельный импульс в вакууме, с 316 (323.5)
давление в камере сгорания, атм 45.9
сухая масса, кг 125 (121)
максимальное время работы, с 450 (430)
Время отделения КК от блока Е Т+730 с (680...690 с)
Демпфер конечно уже стоял, заправку ЦБ как видим увеличили на 400 кг.
ЦитироватьДемпфер конечно уже стоял, заправку ЦБ как видим увеличили на 400 кг.
Какая связь между появлением демпфера в боковых блоках (22 кг кислорода х 4 блока) и увеличением заправки центрального блока на 400 кг?
ЦитироватьЯ к тому и веду , что Вы правы когда говорили что РД74К и РД75К на Востоках не стояли. Не стояли и на Р-7А. :)
А устанавливались в разных модификациях сначала на Молнии, потом на Восходе и Союзе.
Вован всегда прав!!![/size]
На полном серьёзе. :wink:
Спасибо. Я тоже серьезно пытаюсь Вам помочь разобраться
Я думаю основное отличие между 8К72К и 8А92 видимо заключалось именно в упрощении и облегчении радиосистемы, связанном с переходом от Р-7 к Р-7А.
Вот что пишет Б.Е. Черток в книге Ракеты и люди. т.3. Изд-во «РТСофт». 2007 г. Стр. 252 -253.
ЦитироватьК началу лета 1956 года разработка системы радиоуправления полетом первых межконтинентальных ракет Р-7 в основном завершилась, и начался мучительный этап изготовления бортовой и очень громоздкой наземной аппаратуры. Бортовая часть системы вместе с антеннами имела вес свыше 200 кг.
Несмотря на большую массу, бортовая аппаратура не обладала большой надежностью. При подготовке к пускам первых ракет Р-7 надежность радиосистемы приносила разработчикам, испытателям и госкомиссии много неприятностей. Особенно дурную славу снискал бортовой радиопередатчик. В то время мощные передатчики делались только на радиолампах. Лампы, как им и положено, грелись. Передатчик превращался в мощную электропечь. Внешнего охлаждения не было, и при затянувшихся испытаниях на технической или стартовой позициях он часто выходил из строя. Замена передатчика превращалась в отдельную проблему. Черный ящик массой в 60 кг с большими предосторожностями извлекали из приборного отсека. Четверо солдат переносили его в лабораторию для очередной диагностики и ремонта. Местные остряки злословили и прозвали передатчик «радиогробом».
Измерение параметров движения и передача команд управления на «борт» осуществлялись по импульсной многоканальной линии связи, работающей в 3-сантиметровом диапазоне волн кодированными сигналами. Система имела два пункта управления — главный и зеркальный, находившиеся на расстоянии 500 км один от другого. Прямая, соединяющая два пункта, должна быть перпендикулярна директрисе стрельбы.
Именно этот разнос на 250 км вправо и влево от старта оказался решающим при выборе места для строительства старта и всего полигона НИИП-5 — будущего Байконура.
Для боковой коррекции измерялась разность расстояний с «борта» до главного и зеркального пунктов, и на «борту» вырабатывались сигналы, соответствующие боковому отклонению и боковой скорости ракеты относительно плоскости стрельбы. Эти сигналы поступали в автомат стабилизации, разработанный в отделе Пилюгина, и после обработки, дифференцирования, усиления и сложения с командами от гироскопов шли на рулевые машины, которые поворачивали на нужный угол рулевые двигатели. Так производилось управление по углу рыскания. Управление по дальности осуществлялось с помощью специального счетно-решающего устройства, находящегося на главном пункте. При достижении ракетой расчетного значения конечной скорости и координат, при которых удовлетворяется функционал, определяющий дальность полета, счетно-решающее устройство выдавало для передачи на «борт» предварительную и главную команды выключения двигателя второй ступени.
Наземная аппаратура системы радиоуправления в 1957 году размещалась в кузовах 15 автомашин. Вскоре построили кирпичные здания, так называемые «станции управления», в которые перенесли аппаратуру из автомашин.
В сотнях километров от стартовой позиции в голой степи пришлось строить не только здания для аппаратуры, но и казармы, столовые, электростанции, создавать условия для жизни воинского контингента и специалистов промышленности.
Громоздкость и уязвимость системы радиоуправления были очевидны.
Нелегко жить и работать на «двойке», но во много раз тяжелее — в затерянных в пустыне гарнизонах при станциях управления. Особенно страдали солдаты и молодые офицеры, которые, в отличие от «промышленников», не были увлечены доведением «до ума» своей сложной и капризной радиоаппаратуры. С тех лет сохранилось фольклорное солдатское творчество, отражающее настроения заброшенных в полупустыню маленьких гарнизонов:
Там за лето на небе ни тучки,
Там зеленой травы не видать,
Саксаул да сухие колючки
Лишь природа сумела создат
Чахнут, корчась под солнцем, растения,
Молят небо о хладном дожде,
Но оно их не слышит моления
И ни капли не бросит нигде.I
По барханам злой ветер гуляет,
Сумасшедшие вихри ревут,
Нашу юность песок засыпает,
И ее никогда не вернуть.
Однако не только из казахской полупустыни предстояло взлетать «семеркам». Начиналась «великая ракетная стройка» и на севере страны — в Архангельской области на полигоне Плесецк должны были к 1962 году появиться четыре «семерочные» стартовые позиции.
В «зеленое море тайги» Архангельской области 500-километровые «радиоусы» для четырех стартов не вписывались. Начались интенсивные работы по упрощению и повышению надежности системы радиоуправления. Коллективы Пилюгина и Кузнецова трудились над повышением точности первичных командных приборов и всей автономной системы. Радисты искали пути избавления от двух равноудаленных станций и превращения системы в однопунктную. Такая система появилась при переходе от Р-7 к Р-7А.
Автономная система, мы ее называли «пилюгинская», обеспечивала рассеивание в боковом направлении, удовлетворяющее тактико-техническим требованиям. С радиосистемы сняли обязанность боковой коррекции и осталась только функция точного управления по дальности.
Правда, для автономного управления дальностью «пилюгинцы» вместо одного поставили три интегратора продольных ускорений, ввели систему регулирования кажущейся скорости (РКС). Вместе с нами они доказывали, что «еще немного» — и мы сможем обойтись без радиоуправления. Но летные испытания показали, что основной параметр, определяющий дальность полета, — скорость в конце активного участка — измеряется радиосистемой на порядок точнее, чем тогдашними автономными приборами.Для ракеты Р-7А создали новую, существенно более простую радиосистему. Все наземные средства управления дальностью сосредоточили в одном пункте, вблизи от стартовой позиции. На «борту» вместо двух вращающихся антенн установили одну неподвижную.
ЦитироватьЦитироватьДемпфер конечно уже стоял, заправку ЦБ как видим увеличили на 400 кг.
Какая связь между появлением демпфера в боковых блоках (22 кг кислорода х 4 блока) и увеличением заправки центрального блока на 400 кг?
Связи нет. Я просто перечислил те изменения которые наверняка были сделаны уже на 8К72К.
Увеличение заправки просматривается по данным на вторую ступень в МПК.
Демпфер не могли не поставить, поскольку без него из -за резонанса ракеты взрывались (два первых старта лунника).
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьДемпфер конечно уже стоял, заправку ЦБ как видим увеличили на 400 кг.
Какая связь между появлением демпфера в боковых блоках (22 кг кислорода х 4 блока) и увеличением заправки центрального блока на 400 кг?
Связи нет. Я просто перечислил те изменения которые наверняка были сделаны уже на 8К72К.
Увеличение заправки просматривается по данным на вторую ступень в МПК.
Демпфер не могли не поставить, поскольку без него из -за резонанса ракеты взрывались (два первых старта лунника).
Хорошо, а что Вы думаете по причине увеличения заправки на блоке А?
Увеличение заправки невелико, скорее всего баки не увеличивали, а заправку увеличили за счет уменьшения газовой подушки и повышения точности заправки.
Не имею своего мнения по этому поводу. :oops:
Знаний не хватает.
Черток пишет что:
ЦитироватьПоявилось еще много разного рода непринципиальных изменений в конструкции, направленных на ее облегчение и повышение запасов топлива за счет увеличения объема баков центрального блока.
Рискну предположить. По Чертоку:
ЦитироватьДля ракеты Р-7А создали новую, существенно более простую радиосистему. Все наземные средства управления дальностью сосредоточили в одном пункте, вблизи от стартовой позиции. На «борту» вместо двух вращающихся антенн установили одну неподвижную.
Видимо уменьшившийся объём и масса радиосистемы позволили уменьшить приборный отсек и увеличить объём баков и массу топлива. :wink:
Кстати где-то была информация, что убрали оборудование из межбакового отсека. Может быть за счёт этого увеличили баки и заправку? :idea: :wink:
Или вот ещё вариант :Т.Варфоломеев "Первая межконтинентальная:рождение "семёрки""в НК №7 за 2007 год.
ЦитироватьСтартовая масса 8К74 составила 276 т, длина - 31.065 м. На приборном отсеке Р-7А появился конический переходник для стыковки менее габаритной ГЧ с блоком А. Новая инерциальная СУ взяла на себя функции системы радиоуправления, за исключением управления дальностью. Было проведено некоторое облегчение конструкции ракеты (за счет химического фрезерования стенок баков), усовершенствована система СОБИС.
Сократилось время подготовки ракеты к пуску, чем была повышена боеготовность. РД-107/108 образца 1959 г. были доведены до требований техзадания и продолжали совершенствоваться. Была выполнена некоторая перекомпоновка агрегатов для удобства доступа во время предстартовой подготовки, введена новая система зажигания от единого таймера для основных и рулевых камер.
Для ЛКИ было выделено восемь МБР 8К74. Первый пуск состоялся 23 декабря 1959 г., последний - 7 июля 1960 г. Семь пусков были успешными. МБР Р-7А приняли на вооружение 12 сентября 1960 г. Последующие пуски 8К74 вплоть до последнего, 25 июля 1967 г. (в том числе три пуска с полигона Плесецк), проводились в рамках контрольных отстрелов от серийных партий. Некоторые ракеты были оснащены экспериментальной ГЧ для проведения высотного взрыва (ВВ).
Р-7А была снята с вооружения в 1968 г. На базе 8К74 были созданы РН 8К78 («Молния»), 8А92 («Восток-2»), 11А59 («Полет») и 11А57 («Восход»).
http://info.samara.ru/press/41/30.09.2006/112165/
ЦитироватьСамым важным отличием Р-7А от предшественницы стала замена системы радиоуправления гироскопическими приборами, значительно более совершенными, что сразу же повысило точность поражения цели. К тому же модернизированное изделие имело меньшую стартовую массу по сравнению с Р-7 (276 тонн против 283 тонн). Снижение массы головной части стало возможным благодаря облегченному термоядерному боезаряду, а уменьшение остального веса ракеты произошло в результате более плотной компоновки ее агрегатов и оборудования, а также упразднения блоков радиокоррекции, ставших ненужными после перехода на новую систему управления. Несмотря на снижение общей массы, объем топливных баков Р-7А по сравнению с «семеркой» заметно увеличился, и потому ракета стала брать на борт больше горючего.
Может быть химфрезерование позволило кроме уменьшения массы одновременно несколько увеличить объём. :shock:
Странно, откуда химфрезерование стенок? Вроде бы только днищ?
Что скажет Вован?
Насчёт межбакового отсека кажется наврал. :oops:
ЦитироватьНасчёт межбакового отсека кажется наврал. :oops:
Инерциалку оттуда действительно убрали и поместили в один отсек с радиосистемой, поэтому верхний отсек вряд ли уменьшился. Укоротили его только на Союзе-У при переходе на новую элементную базу.
ЦитироватьСтранно, откуда химфрезерование стенок? Вроде бы только днищ?
Что скажет Вован?
Межбак блока А уменьшили, вот баки и стали больше. Я так думаю :wink:
Всё-таки межбаковый отсек?
Значит в одном случае из трёх угадал. :wink:
ЦитироватьЦитироватьСтранно, откуда химфрезерование стенок? Вроде бы только днищ?
Что скажет Вован?
Межбак блока А уменьшили, вот баки и стали больше. Я так думаю :wink:
Не, а про химфрезерование?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьСтранно, откуда химфрезерование стенок? Вроде бы только днищ?
Что скажет Вован?
Межбак блока А уменьшили, вот баки и стали больше. Я так думаю :wink:
Не, а про химфрезерование?
А что - химфрезерование? Вполне себе стандартная операция на всех гладких баках.
ЦитироватьА что - химфрезерование? Вполне себе стандартная операция на всех гладких баках.
Я ж спрашиваю не про вобще а про Восток/Союз. Где там химфрезерование? Потому как все говорят - днища, а Варфоломеев говорит - стенки. Надо узнать что на самом деле.
ЦитироватьЦитироватьА что - химфрезерование? Вполне себе стандартная операция на всех гладких баках.
Я ж спрашиваю не про вобще а про Восток/Союз. Где там химфрезерование? Потому как все говорят - днища, а Варфоломеев говорит - стенки. Надо узнать что на самом деле.
Насколько помню, все обечайки на баках королевских ракет были химфрезерованные (ну, может, кроме Р-1-Р-5).
ЦитироватьНасколько помню, все обечайки на баках королевских ракет были химфрезерованные (ну, может, кроме Р-1-Р-5).
Насколько помню - наоборот. Гладкие как моя лысина. :)
Но чего гадать - давайте подождём пока Вован ответит, я ж его спрашивал.
Гладкие-то гладкие, но при этом - химфрезерованные, т.к. в швах толщина была на 20% больше, чем между.
ЦитироватьЦитироватьА что - химфрезерование? Вполне себе стандартная операция на всех гладких баках.
Я ж спрашиваю не про вобще а про Восток/Союз. Где там химфрезерование? Потому как все говорят - днища, а Варфоломеев говорит - стенки. Надо узнать что на самом деле.
Насколько я предполагаю, с целью создания местных усилений нет смысла фрезеровать днища. Они не несут большой нагрузки. Надо фрезеровать стенки баков. Поэтому соратник СП Аркадий Ильич Осташёв писал о создании Р-7А путем модернизации первых двух ступеней, когда было выполнено:
1. Увеличение удельной тяги ЖРД.
2. Создание аппаратуры автономной системы управления уменьшенных габаритов и весов без потери надежности и точности.
3. Снятие с борта системы радиоуправления.
4. Уменьшение веса конструкции корпусов ракетных блоков, включая уменьшение толщины стенок топливных баков введением химического фрезерования.
Химфрезерование привело к незатухающим продольным колебаниям в контуре «кислородный тракт ДУ – конструкция ракеты» боковых блоков. Первая авария по этой причине – 28 апреля 1958 года РН 8А91, потом РН 8К72 – 23 сентября и 12 октября 1958 года. Пришлось вводить кислородный демпфер в боковых блоках. 4 декабря 1958 года – норма работы боковых блоков РН 8К72
Я ж говорил: Вован всегда прав![/size] :lol:
ЦитироватьВот лозунг мой и Солнца!
В.В.Маяковский
:lol: :lol: :lol:
Только получается, что все эти доработки (кроме радиоуправления , автономной системы и увеличенных баков ЦБ) были уже на поздних 8К72?
А на 8К72К видимо уже были все доработки, может быть УИ Рд-107 и РД-108 был пониже чем на 8А92?
ЦитироватьНасколько я предполагаю...
А не могли бы вы заглянуть в техописание или спросит у коллег и сказать точно?
Цитироватьс целью создания местных усилений нет смысла фрезеровать днища. Они не несут большой нагрузки. Надо фрезеровать стенки баков.
Тут дело в том что в "Отечественных РН" пишут: "Днища обработаны химическим фрезерованием по специальному рисунку для уменьшения массы и обеспечения равнопрочности". А про обечайки такого не пишут. Правда про обечайки пишут "Бак состоит из конических обечаек переменной толщины".
Не могли бы вы узнать точно и рассказать?
ЦитироватьПоэтому соратник СП Аркадий Ильич Осташёв писал о создании Р-7А:
Первая авария по этой причине – 28 апреля 1958 года РН 8А91,
Он с причиной этой аварии ничего не перепутал? Ваша информация подтверждает его?
ЦитироватьВсё-таки межбаковый отсек?
Значит в одном случае из трёх угадал. :wink:
У Р-7 межбак довольно большой
(http://i010.radikal.ru/0711/8c/6fc37b87deaf.jpg)
У Р-7А межбак уже маленький
(http://i010.radikal.ru/0711/b8/64f5d5554748.jpg)
ЦитироватьЦитироватьПоэтому соратник СП Аркадий Ильич Осташёв писал о создании Р-7А:
Первая авария по этой причине – 28 апреля 1958 года РН 8А91,
Он с причиной этой аварии ничего не перепутал? Ваша информация подтверждает его?
Проверено :lol:
Спасибо, Вован. Теперь в основном всё ясно по 8К72К и 8А92.
Осталось внести ясность по 8А92М.
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=3745&start=0&postdays=0&postorder=asc&highlight=
ЦитироватьОтличия 8А92М от 8А92: увеличен удельный импульс на всех двигателях (блоках А-Е), в системе управления применена новая элементная база на полупроводниках, которая сделала СУ легче и компактнее, СУ стала называться ОС (особо стойкая)
А насчёт химфрезеровки то что?
ЦитироватьЦитироватьс целью создания местных усилений нет смысла фрезеровать днища. Они не несут большой нагрузки. Надо фрезеровать стенки баков.
Тут дело в том что в "Отечественных РН" пишут: "Днища обработаны химическим фрезерованием по специальному рисунку для уменьшения массы и обеспечения равнопрочности". А про обечайки такого не пишут. Правда про обечайки пишут "Бак состоит из конических обечаек переменной толщины".
Не могли бы вы узнать точно и рассказать?
В соседней ветке была длительная дискуссия по -поводу того как Восток-2М выводил Метеоры и другие ПН на ССО.Точного ответа мы не нашли. Думаю есть смысл продолжить здесь.
«Восток-2М» выводил полезные грузы на ССО с «Байконура» по той же схеме, что и на полярные орбиты с «Плесецка» -- прямым выведением.
Траектория «Востока-2М» сильно отличалась от траекторий полета других «семерок» -- сразу после старта «Восток-2М» летел по более крутой траектории. Самой интересной была траектория полета ракеты после сброса боковых блоков: ракета задирала вверх свой нос (совершала обратный разворот по углу тангажа) и уходила на углы атаки более 25 градусов. В конечном итоге ракета становилась почти вертикально (угол наклона продольной оси к горизонту составлял порядка 80 градусов) и так она летела около минуты! Затем угол атаки уменьшался и в момент отделения блока «Е» от центрального блока угол атаки составлял порядка минус 20 градусов. С таким углом атаки (-20 градусов) проходил весь полет блока «Е».
Траектория РН «Восток-2М» при запуске на орбиту высотой 900 км была следующей:
Событие = Время, с = Высота, км = Скорость, км/с
Старт = 0 = 0 = 0
Отделение ББ = 119 = 59 = 2,1
Сброс ГО = 142 = 89 = 2,3
Запуск ДУ бл.Е и отделение ЦБ = 310 = 416 = 5,2
Выключение ДУ бл.Е = 655 = 900 = 7,3
Отделение КА = 665 = 900 = 7,3.
При запусках «Метеоров» заправка блока «Е» была на ~800 кг больше, чем при запусках более тяжелых КА.
А теперь немножко истории. РН «Восток-2М» - это дитя соперничества между двумя «титанами» -- Королевым и Янгелем. В начале 1960-х Янгель предложил использовать МБР Р-14 и Р-16, снимаемых с боевого дежурства по истечении гарантийного срока, для запусков ряда спутников в диапазоне высот 500...1000 км. В числе этих спутников были и «Метеоры». Идея Янгеля была замечательна по всем параметрам, но Королев «задавил» своим авторитетом.
Принципиальные отличия между РН «Восток-2М» и РН «Восток-2» -- в системе управления. Для вывода спутников на высокие орбиты пришлось основательно дорабатывать гироприборы, чтобы они могли отрабатывать обратный разворот по углу тангажа. Другое отличие – была увеличена масса топлива, заправляемая во все ступени.
Однако победа Королева была воистину пиррова. РН «Восток-2М» оказалась малоэффективна. Она уступала янгелевским разработкам по всем параметрам. Поэтому почти сразу после начала эксплуатации этой РН было принято решение о разработке РН «Циклон-3» для замены «Востока-2М».
Таким образом, идея Янгеля не умерла и через 11 лет после начала полетов «Восток-2М» начались летные испытания РН «Циклон-3», которая была создана на базе МБР Р-36 с использованием третьей ступени от проекта космического носителя на базе Р-16.
РН «Циклон-3» при стартовой массе 187 тонн на полярную орбиту высотой 900 км выводит груз массой более 2,5 тонн. А РН «Восток-2М» при стартовой массе 287 тонн выводила на ту же орбиту груз массой не более 1,4 тонны. Как говориться, почувствуйте разницу... И таких сравнений не в пользу «Востока-2М» много.
В 1979 году РН «Циклон-3» была принята в эксплуатацию, но долгое время ЦСКБ всячески препятствовало переводу запусков КА на этот современный носитель. В итоге имеем 1980 год – взрыв РН «Восток-2М» во время предстартовой подготовки уносит жизни полсотни человек и в это время простаивает без работы полностью автоматизированный (т.н. «безлюдный») стартовый комплекс РН «Циклон-3»...
За державу обидно!
Огромное спасибо! Вы прояснили многие вопросы, расставили точки над i. :lol:
Не согласен только по поводу Метеора. Из-за массы превышавшей расчётную 65С3 (Р14) его не вытягивала, поэтому нагрузка ушла на Восток-2М.
Жалею только об одном, что Королёв не задавил авторитетом и не сделал из Р-9 или ГР-1 носитель для вывода на ССО. :cry:
Это было бы лучше, чем Восток-2М, Циклон-2 и Циклон-3. :wink:
Спасибо Серж. Именно это я и хотел услышать. По моему имхо траектория должна была быть именно такой - сначала круто вверх а потом отрицательным углом тангажа "загнуть" её вниз и сделать горизонтальной.
А откуда у вас эти данные?
Ну ещё насчёт Королёва и Янгеля. Всётаки ракеты на основе Р-14 и тем более Р-12 явно уступали ракете на основе Р-7.
Серж, а у вас нет данных как реализована траектория выведения на высокие круговые орбиты на Зените-2?
ЦитироватьЖалею только об одном, что Королёв не задавил авторитетом и не сделал из Р-9 или ГР-1 носитель для вывода на ССО. :cry:
Это было бы лучше, чем Восток-2М, Циклон-2 и Циклон-3. :wink:
Р-9 была слишком слаба, ненамного лучше Космоса-3М. А ГР-1 - плодить ещё одну сущность?
Высоко автоматизированный старт. Кислород-керосин. Наличие серийного производства Р-9А на Прогрессе. Наличие Блока И в качестве второй унифицированной и Блока Л в качестве третьей апогейной ступени. Может быть пришлось бы несколько удлинить первую ступень.
У РД-111 тяга на уровне Земли 144 тс, значит стартовая масса могла быть 110 т. У Космоса-3М- 109т.
Только УИ у двигателей Р-9А много выше
ПН на ССО 1000 км- 1,5-2 т (ИМХО).
ГО- 0,65т.
Блок Л-6,9т.
Блок И-25т.
Первая ступень-75т.
Кстати ещё один вариант, мимо которого прошло ЦКБЭМ: апогейная двигательная установка для РН 8А92М на базе жидкостной ТДУ-1 и Зенита-2 или твердотопливной ТДУ ПТД 11Д82М Зенита-4. Я думаю в этом случае можно было бы получить гораздо большую ПН. :wink:
Тем более ,что эту установку конусной формы можно было разместить внутри тороидального бака окислителя.
ЦитироватьР-9 была слишком слаба, ненамного лучше Космоса-3М. А ГР-1 - плодить ещё одну сущность?
Старый, Космос-3М был создан на базе Р-14.
Стартовая масса 86,3 т.
Тяга ДУ первой ступени у Земли 151тс, в вакууме 177,5 тс.
УИ на Земле 246с, в вакууме 289с.
У Р-9А.
Стартовая масса 81т (две ступени).
Тяга ДУ первой ступени у Земли 144тс, в вакууме 166 тс.
УИ на Земле 275с, в вакууме 317с. :lol:
Думаете 30 секунд удельного импульса так много добавят?
Да ,видимо загнул. На ССО не больше тонны. :(
На низкую орбиту 1,4-1,5тв двухступенчатом варианте с Блоком И от Союза..
ЦитироватьВ принципе Р-9 имела очень хороший запас по тяговооруженности 1-й ступени. И с увеличенной 2-й могла бы выводить около 2,5 т. Но по тем временам - это не масса. ОКБ-1 и ЦКБЭМ такой мелочью не занимались. Тогда и Союз считался со своими 7 т слабоватым. Вот сейчас была бы в самый раз.
Насколько я понимаю, тогда главная проблема была в отсутствии столь легких КА. Более того, новые аппараты были еще тяжелее старых.
ЦитироватьНасколько я понимаю, тогда главная проблема была в отсутствии столь легких КА. Более того, новые аппараты были еще тяжелее старых.
Но Космос-3М и Циклоны имели свою нишу и немаленькую.
ЦитироватьЦитироватьНасколько я понимаю, тогда главная проблема была в отсутствии столь легких КА. Более того, новые аппараты были еще тяжелее старых.
Но Космос-3М и Циклоны имели свою нишу и немаленькую.
Может быть. Какие ПН могли пойти на Р-9 (1,5 т) и Р-9И (2,5 т)? УСы проходят?
ЦитироватьНо Космос-3М и Циклоны имели свою нишу и немаленькую.
Может быть. Какие ПН могли пойти на Р-9 (1,5 т) и Р-9И (2,5 т)? УСы проходят?
УСы слишком тяжелые. При наличии повторного запуска второй ступени или блока довыведения РН на базе Р-9 могла бы полностью заменить Космос-3М и частично - Циклон-3.
ЦитироватьВ соседней ветке была длительная дискуссия по -поводу того как Восток-2М выводил Метеоры и другие ПН на ССО.Точного ответа мы не нашли. Думаю есть смысл продолжить здесь.
Другое отличие – была увеличена масса топлива, заправляемая во все ступени.
Интересно, каким образом? :roll:
По 11А510:
(http://tihiy.fromru.com/Rn/image_Soyz/R-7.gif)
ЦитироватьКартинка ээээ... скажем так, верна лишь в первои приближении. Судя по всему это "реконструкции" зарубежных аналитиков.
Чего запускала 11А510 не секрет. Космос-102 и 125. Это были первые два аппарата (прототипы) УС-А, которые затем перешли на Циклон-2. Ну и ребята пририсовали к Востоку соответствующий обтекатель, ещё видимо не зная что у Циклона он был существенно меньше.
Я точно не знаю была ли у 11А510 3-я ступень, но Циклоном этот аппарат выводился в двухступенчатом варианте и выводился на суборбитальную траекторию, а довыводился на орбиту своим двигателем. Так что вряд ли в данном случае вообще была 3-я ступень, скорее всего только пакет. Макдауэлл назвал эту РН "Спутник", явный намёк на двухступенчатость. Эта РН до сих пор неоткрытая страница истории.
А вот что рисовал Шлядинский, без третьей ступени:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/4734.gif)
ЦитироватьОднако победа Королева была воистину пиррова. РН «Восток-2М» оказалась малоэффективна. Она уступала янгелевским разработкам по всем параметрам. Поэтому почти сразу после начала эксплуатации этой РН было принято решение о разработке РН «Циклон-3» для замены «Востока-2М».
Однако днепропетровцы зачем-то наступили на те же грабли с Зенитом-2.
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/288/36.shtml
ЦитироватьЛетно-конструкторские испытания УС-А начались с запусков упрощенных вариантов КА без ЯЭУ и радиолокатора. Спутники «Космос-102» (28 декабря 1965 г.) и «Космос-125» (20 июля 1966 г.) были запущены с помощью двухступенчатой ракеты 11А510 из семейства Р-7. Довыведение на орбиту осуществлялось с помощью собственной ДУ аппарата. В 1967–1969 гг. уже на Р-36 было запущено три спутника с макетами БЭС-5 (один из них не вышел на орбиту).
(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/288/history.jpg)
Интересно 11А510 это двухступенчатый Восход?
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/190-191/25.shtml
ЦитироватьПервоначально планировалось использовать в составе комплекса ИС ракету-носитель УР-200 (8К81) разработки ОКБ-52. Однако к началу летных испытаний КА она только готовилась к первому пуску и для выведения «Полетов» на орбиту было решено использовать носитель на базе отработанной ракеты Р-7. «Полеты» запускались носителем 11A59, представляющим собой по сути две первые ступени серийной трехступенчатой РН. Носитель не обеспечивал выведение аппарата на орбиту, поэтому довыведение «Полетов» осуществлялось с использованием бортовой двигательной установки.
(http://i037.radikal.ru/0711/c3/19cae58a5cfb.jpg)
Интересная картинка. :cry:
Полёт-2 - это не 11А510 , это 11А59. :oops:
С.Уманский "Ракеты-носители. Космодромы". Изд-во "Рестарт+". стр.66, табл.6:
Жёлтым цветом мои дополнения. :oops:
I поколение. 1957-1959гг.
8К71-Наименование не присваивалось. (Р-7)
8А91-Наименование не присваивалось. (Спутник)
8К72-Наименование не присваивалось. (Восток)
8К74-Наименование не присваивалось. (Р-7А)
8К72К-Наименование не присваивалось. (Восток-К или Восток-2)
II поколение. 1960-1963гг.
8К78-Молния.
8А92-Наименование не присваивалось. (Восток-М или Восток-2)
11А57-Наименование не присваивалось. (Восход)
11А59-Наименование не присваивалось. (Полёт)
III поколение. 1964-1972гг.
8А92-Восток.(Восток-М или Восток-2М)
8К78М-Молния.(Молния М)
11А510-Наименование не присваивалось.
11А511-Союз.
11А511Л-Союз.
11А511М-Союз.
IV поколение. 1973-1985гг.
11А511У -Союз.(Союз-У)
11А511У-2 -Союз.(Союз-У2)
V поколение. 1993-2008гг.
11А511У-ФГ -Союз-ФГ.
14А14-1а -Союз-2-1а.
14А14-1б -Союз-2-1б.
Союз-СТ
ЦитироватьИнтересно 11А510 это двухступенчатый Восход?
И 11А59 и 11А510 явно на основе 11А57 "Восход" :wink:
Согласен! :wink:
А вот в чём разница между 11A59 и 11А510?
Может быть в двигателях на ЦБ?
А 11А58 была?
А шут её знает!
На 11А59 запускали ИС известный как Полёт-1 (01.11.63) и Полёт-2 (12.04.64).
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/4736.gif)
На 11А510 запускали КА морской разведки типа УС-А (28.12.1965 и 20.07.1966 ).
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/4734.gif)
Первый пуск ракеты-носителя Союз 11А511 28.11.1966 .
Может быть 11А510 двухступенчатый Союз?
http://www.astronautix.com/lvs/vos1a510.htm
И почему не использовали 11А59 для вывода УС-А? Ведь потом и ИС и УС-А летали на 11К69.
ЦитироватьА 11А58 была?
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=304&postdays=0&postorder=asc&start=46
ЦитироватьЦитироватьНа самом деле, наиболее экстремальный апгрейд 'семерки' - это водородный ЦБ на РД-0120,
были варианты 11А58 и 8К78Л
в начале 60-х. Кажется с неким блоком Н.
Вопрос в том что то место на чём семёрка висит слишком тонкое.
Если бы переделать наземку и слегка увеличить диаметр то можно было увеличить ПН проще.
http://hghltd.yandex.net/yandbtm?url=http%3A%2F%2Fwww.russianarms.ru%2Fforum%2Findex.php%3Ftopic%3D1131.msg%2525msg_id%2525&text=11%C058&dsn=0&d=5536725&sh=0&sg=43&isu=1
Цитировать11А51 - РН (проект)
11А52 - РН Н-1
11А53 - РН Н-11 (проект)
11А54 - РН Н-111 (проект)
11А55 - РН (проект)
11А56 - РН (проект)
11А57 - РН "Восход"
11А57И - РН (проект)
11А58 - РН (проект)
11А59 - РН "Восход-2" (для КА "Полет")
11А510 - РН "Восход-2" (для КА УС)
11А511 - РН "Союз"
11А511Л - РН "Союз-Л" (для КА Т2К-лунный корабль)
11А511К - РН (проект)
11А511М - РН "Союз-М" (модернизированная)
11А511У - РН "Союз-У" (универсальная)
11А511У-ПВБ - пожаровзрывобезопасная
11А511У-ФГ - РН "Союз-ФГ" (с форсуночными головками на двигателях 1-й и 2-й ступеней)
11А511У-2 - РН "Союз-У-2" (топливо - циклин)
11А513 - ГР-1 (ракета-носитель для спутников-перехватчиков)
11А514 - РН (проект)
11А520К - РН "Русь" (проект)
И ещё здесь
http://www.militaryparitet.com/nomen/russia/space/rocketnos/data/ic_nomenrussiaspacerocketnos/6/
http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/stati/vodor-clab.html
ЦитироватьОтсутствие в СССР реального прогресса в таких отраслях, как криогенная техника, материаловедение и некоторые другие, неуверенность бюджетных монополистов в необходимости создания кислородно-водородных ступеней поначалу приводили к отставанию. Разработка отечественных водородных ЖРД получила существенное ускорение лишь после успеха американской ракеты "Атлас-Центавр". В этот момент сотрудники ОКБ-1, руководимого С.П. Королевым, серьезно взялись за проектирование высокоэнергетической третьей ступени для уже летавшего тогда носителя, получившего потом наименование "Союз".
Применив на этой ступени водород вместо штатного керосина, можно было увеличить массу ПР выводимую на низкую околоземную орбиту, более чем на 35-40%. Кроме того, такая ракета могла использоваться для запуска аппаратов на высокоэллиптические и геостационарные орбиты и к планетам. Выигрыш в массе ПР стал бы еще более значителен, нужда в четвертой ступени, которая обычно служила для этих целей в РН "Союз", отпадала.
ЖРД для кислородно-водородной ступени начал разрабатываться в двигательном отделе того же ОКБ-1. Инициатором работ был Мельников. Под его руководством несколько раньше проектировались кислородно-керосиновые двигатели для третьей ступени РН "Восток" и высокоэкономичный ЖРД замкнутой схемы для четвертой ступени РН "Союз" и другие двигатели.
В качестве одной из возможных нагрузок для будущей РН рассматривалась небольшая орбитальная станция. Она создавалась с широким использованием элементов и систем закладывавшегося тогда же корабля "Союз". Но высокоэнергетическая ступень для него не была доведена до стадии летного использования. Сделали лишь наземный стенд для проверки принципов создания кислородно-водородных ЖРД и ступеней, тренировки наземного персонала в обращении с водородным топливом.
А здесь рисунок http://cosmopark.ru/r7/11a58pr.htm
Molnija launcher data http://cosmopark.ru/r7/t8k78.htm
Добавлено: Пт Ноя 16, 2007 20:04 Заголовок сообщения:
--------------------------------------------------------------------------------
ЦитироватьSerg2a писал(а):
Однако победа Королева была воистину пиррова. РН «Восток-2М» оказалась малоэффективна. Она уступала янгелевским разработкам по всем параметрам. Поэтому почти сразу после начала эксплуатации этой РН было принято решение о разработке РН «Циклон-3» для замены «Востока-2М».
fagot писал(а):
Однако днепропетровцы зачем-то наступили на те же грабли с Зенитом-2.
А в случае "Зенита-2" Заказчик заказал ДВУХСТУПЕНЧАТЫЙ УНИВЕРСАЛЬНЫЙ носитель. Как известно, Заказчик всегда прав.
ЦитироватьSalo ответил(а):
Не согласен только по поводу Метеора. Из-за массы превышавшей расчётную 65С3 (Р14) его не вытягивала, поэтому нагрузка ушла на Восток-2М.
На счет 65С3 - не знаю, но Р-14 (8К65У) с универсальной ступенью С5М (легла в основу третьей ступени РН "Циклон-3") вполне могла запускать первые метеорологические спутники. Не забывайте, что "Метеор-1" (до 1969 года запускались под именем "Косомос") были полегче "Метеора-2", да и запускались на более низкую орбиту - 650 км, а не 900...950 км.
"Призваны временем"КБ «Южное», 2004 год. стр.113-114.
http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/kb-ujn/02-2.html#05
ЦитироватьРН могла выводить на околоземные орбиты КА массой до 1,5 т, т. е. втрое больше, чем РН "Космос" (11К63).
Общая длина ракеты составила более 32 м, длина второй ступени с головным обтекателем — около 10 м, диаметр 2,4 м, как у первой ступени, стартовая масса ракеты — 109 т.
Началась разработка КД на новый носитель.
Одновременно в космических подразделениях ОКБ-586, возглавляемых В. М. Ковтуненко, началось проектирование новых космических объектов.
По тому времени космический аппарат "Метеор" представлял собой достаточно сложный аппаратурный комплекс, в который входили телевизионная, инфракрасная и актинометрическая исследовательская аппаратура, помимо обеспечивающей — системы электроснабжения на базе ориентируемой солнечной батареи, гравитационной системы ориентации и стабилизации с газореактивной системой для первоначальной ориентации КА на Землю, телеметрической и командно-программной систем. На стадии эскизного проекта масса КА "Метеор" соответствовала проектным энергетическим возможностям новой РН 11К65.
Далее стр.119-120.
ЦитироватьРешением ВПК для проведения летно-конструкторских испытаний "Метеора" назначается королевский носитель 8А92М. Это было продиктовано двумя обстоятельствами.
Во-первых, новый носитель 65С3 и "Метеор" выходили на ЛКИ практически в одно время. Выводить такой дорогостоящий и сложный объект, как "Метеор", на неотработанном носителе было рискованно.
Во-вторых, масса "Метеора" после конструкторской проработки возросла и превысила энергетические возможности носителя 65С3. На приведение в соответствие энергетики носителя и массы ИСЗ требовалось время, которого не хватало.
Первый летный экземпляр "Метеора" отправлен на полигон Байконур в мае 1964 г. Его испытания и подготовка к пуску проводились в том же МИКе, что и боевых ракет ОКБ-586.
Первый запуск "Метеора" состоялся 24 августа 1964 г. Ракета уверенно вывела КА на заданную орбиту, но вследствие перепутывания полярности электроцепей при подготовке к пуску "Метеор" не сориентировался в пространстве и принялся кувыркаться. В коротком сообщении ТАСС он был назван очередным "Космосом-46". Последующие второй, третий и даже четвертый запуски из-за различных неполадок также были неудачными, они по-прежнему именовались очередными "Космосами", на которых "установленная аппаратура работает нормально".
Процесс освоения сложнейшей космической техники не может быть застрахован от ошибок, вызванных, в первую очередь, незнанием, недостаточным опытом, невезением в конце концов. В немалой степени на неудачные результаты отработки оказывало влияние постоянное требование вышестоящих органов: скорей, скорей...
А. Г. Иосифьян при поддержке М. К. Янгеля потребовал, чтобы ему предоставили время для проведения испытаний очередного, пятого объекта в различных условиях, максимально приближенных к реальным, у себя в институте. Такая возможность была ему предоставлена, что позволило тщательно промоделировать возможные ситуации и произвести необходимые доработки аппарата.
Наконец, 25 июня 1966 г. состоялся первый успешный вывод на орбиту космического аппарата "Метеор" ракетой 8А92М. Этот запуск совпал с демонстрацией пуска советских стратегических ракет президенту Франции генералу де Голлю, который остался чрезвычайно доволен увиденным на полигоне. Еще более довольными успешным запуском "Космоса-122" остались разработчики и заказчики ИСЗ "Метеор".
С 1967 г. запуски "Метеора" регулярно начали проводиться с полигона Плесецк, сначала носителем 8А92М, а позднее РН 11К68 и 11К77 разработки КБ "Южное".
В 1970 г. за создание метеорологической космической системы "Метеор" группе ее разработчиков была присуждена Ленинская премия. В числе лауреатов были В. Н. Паппо-Корыстин и В. С. Соколов.
Как видим 11К65 и 11К65М так и не использовался.
ЦитироватьЦитироватьВ соседней ветке была длительная дискуссия по -поводу того как Восток-2М выводил Метеоры и другие ПН на ССО.Точного ответа мы не нашли. Думаю есть смысл продолжить здесь.
Другое отличие – была увеличена масса топлива, заправляемая во все ступени.
Интересно, каким образом? :roll:
Да, Серж, действительно интересно. Я понимаю ещё в Блоке Е. Но в ЦБ и боковушках это вряд ли. :wink:
ЦитироватьА в случае "Зенита-2" Заказчик заказал ДВУХСТУПЕНЧАТЫЙ УНИВЕРСАЛЬНЫЙ носитель. Как известно, Заказчик всегда прав.
Зенит-2 впарили точно так же, как Восток-2М.
ЦитироватьЖалею только об одном, что Королёв не задавил авторитетом и не сделал из Р-9 или ГР-1 носитель для вывода на ССО.
Это было бы лучше, чем Восток-2М, Циклон-2 и Циклон-3.
На счёт ГР-1, то:
Цитировать"...уже 15 марта 1962 года Н.С. Хрущев заявил, что мы можем запустить ракеты не только через северный полюс, но и в противоположном направлении...
Ракета среди разработчиков получила неофициальное прозвище - «межконтинентальная ракета Москва-Ленинград».
Двигатели первой и второй ступеней ракеты разработаны в ОКБ-276 главного конструктора Н.Д.Кузнецова, третьей - в ОКБ-1...
Впервые два образца ракеты ГР-1, предназначенные для летных испытаний, были показаны на военном параде в Москве 9 мая 1965 года: в официальном комментарии они были названы орбитальными ракетами.
Из-за трудностей, возникших в ОКБ-276 при отработке двигателей НК-9 для первой ступени, ракета ГР-1 не была доведена и в серию не пошла. На летные испытания ракета не передавалась. Работы по комплексу с глобальной ракетой ГР-1 были прекращены в 1964 году...
Для пуска ракеты ГР-1 можно было использовать стартовые позиции и наземное оборудование МБР Р-9, однако специальный стартовый комплекс с полной автоматизацией предстартовых операций был создан на площадке 51 НИИП-5, вблизи от стартовой площадки ракет Р-7..." (А.В.Карпенко, А.Ф.Уткин, А.Д.Попов. Отечественные стратегические ракетные комплексы. СПб, Невский бастион – Гангут, 1999 г., с.142–145)
Так, что ГР-1 осталась на бумаге.
Что касается Р-9, то:
Цитировать"В первых проектных проработках для первой ступени ракеты предполагалось применить кислородно-керосиновые двигатели НК-9, разработанные в ОКБ-276 (главного конструктора Н.Д. Кузнецова), и для второй ступени связку из четырех двигателей, созданных в ОКБ-1 для блока «Л» ракеты-носителя «Молния». При этом дальность стрельбы могла увеличиться на 2700 км; ракета получила индекс Р-9М. Макет ракеты создан в 1960 году.
В дальнейших разработках и при выпуске на ракете применялись двигатели разработки ОКБ-456 (главный конструктор В.П. Глушко) и двигатели разработки ОКБ-154 (главный конструктор С.А. Косберг).
При стендовых испытаниях двигателей РД-111 появлялась «высокая частота», после чего они разрушались. Это явление появилось в мощных кислородных двигателях при повышении их удельных характеристик. Это было одной из причин, которые сорвали сроки постановки Р-9 на испытания и боевое дежурство...
На основе связки из семи первых ступеней ракеты Р-9 предполагалось создать космическую ракету-носитель среднего класса. К работам по проекту ракеты-носителя предполагалось привлечь филиал №2 ОКБ-1, работавший в Красноярске-26 (ныне г. Железногорск)..." (А.В.Карпенко, А.Ф.Уткин, А.Д.Попов. Отечественные стратегические ракетные комплексы. СПб, Невский бастион – Гангут, 1999 г., с.127–132)
На судьбу Р-9, этой действительно замечательной ракеты, отрицательное влияние оказало отсутствие качественных двигателей для 1 ступени - движки Глушко были очень "сырыми", а Кузнецов свои не успел создать.
Вот действительно о чём надо сожалеть, так это о том, что для модернизации космических ракет семейства Р-7 была использована только вторая ступень Р-9. На её основе был создан блок "И" РН "Восход", "Молния" и "Союз".
Но не были использованы следующие перспективные разработки:
- глубокое захолаживание кислорода (это не только снижает потери на испарение, но и существенно повышает энергетику движков, а также позволяет увеличить массу заправляемого топлива);
- двигатели на кардановом подвесе, которые так и просятся для установки на "пакете".
В 1980-х годах в отчёте одного из ведущих ракетно-космических НИИ прочитал, что эти мероприятия позволили бы увеличить массу полезного груза, выводимого на низкую орбиту:
- в 1,5 раза - при сохранении габаритно-массовых характеристик РН,
- в 2 раза - при сохранении габаритов, но некотором увеличении стартовой массы!
ЦитироватьДа, Серж, действительно интересно. Я понимаю ещё в Блоке Е. Но в ЦБ и боковушках это вряд ли.
Увеличили дозу перекиси. Не сильно, но увеличили....
ЦитироватьЗенит-2 впарили точно так же, как Восток-2М.
А куда им было деваться. Подходящей многорежимной ДУ для второй ступени на тот момент не было. Вот и пришлось использовать прямое выведение с обратным разворотом по тангажу и со всеми вытекающими последствиями.
В чём был прав Глушко, так это то, что без хорошего движка ракета не полетит!
А действительно почему переохлаждённый кислород не применялся нигде кроме Р-9 и Н-1? Кстати а на Энергии использовали?
ЦитироватьНа счет 65С3 - не знаю, но Р-14 (8К65У) с универсальной ступенью С5М (легла в основу третьей ступени РН "Циклон-3") вполне могла запускать первые метеорологические спутники. Не забывайте, что "Метеор-1" (до 1969 года запускались под именем "Косомос") были полегче "Метеора-2", да и запускались на более низкую орбиту - 650 км, а не 900...950 км.
Т.е. трехступенчатый Космос-3М смог бы выводить Метеоры? Может конечно и так, только на него С5М не планировалась, да и Метеоры вскоре стали на 900-км орбиту запускать.
ЦитироватьВот действительно о чём надо сожалеть, так это о том, что для модернизации космических ракет семейства Р-7 была использована только вторая ступень Р-9. На её основе был создан блок "И" РН "Восход", "Молния" и "Союз".
Но не были использованы следующие перспективные разработки:
- глубокое захолаживание кислорода (это не только снижает потери на испарение, но и существенно повышает энергетику движков, а также позволяет увеличить массу заправляемого топлива);
- двигатели на кардановом подвесе, которые так и просятся для установки на "пакете".
В 1980-х годах в отчёте одного из ведущих ракетно-космических НИИ прочитал, что эти мероприятия позволили бы увеличить массу полезного груза, выводимого на низкую орбиту:
- в 1,5 раза - при сохранении габаритно-массовых характеристик РН,
- в 2 раза - при сохранении габаритов, но некотором увеличении стартовой массы!
Переохлажденный кислород энергетику двигателя не повысит, скорее наоборот, зато может добавить проблем с ВЧ и усложняет наземное оборудование.
А какие двигатели предлагалось ставить на РН, в отчете не говорится? Рост массы ПН в 1,5 раза при той же стартовой массе выглядит сомнительным.
Насколько помню был вариант с РД-111 на первых двух ступенях.
ЦитироватьА куда им было деваться. Подходящей многорежимной ДУ для второй ступени на тот момент не было. Вот и пришлось использовать прямое выведение с обратным разворотом по тангажу и со всеми вытекающими последствиями.
В чём был прав Глушко, так это то, что без хорошего движка ракета не полетит!
Ну на момент начала создания РН вообще никакой ДУ не было, так что можно было рулевик сделать двухкратного запуска, но попроще - открытой схемы, или же блок довыведения. А так пришлось делать рулевик замкнутой схемы, чтобы при дотягивании не терять еще и на УИ. Прямое выведения Зенитом-2 на средневысокие орбиты это расточительство, обусловленное желанием разработчика КА использовать свой же носитель и облегчить себе жизнь в разработке ракеты. В условиях оттягивания большинства ресурсов на Энергию-Буран это прошло.
ЦитироватьПереохлажденный кислород энергетику двигателя не повысит, скорее наоборот, зато может добавить проблем с ВЧ и усложняет наземное оборудование.
Но ведь возрастает плотность и значит масса кислорода в ступенях, уменьшаются потери кислорода, ускоряется заправка, отпадает процедура захолаживания. Кстати НК-33 ведь были расчитаны на переохлаждённый кислород. :wink:
Да нужно будет заправлять из емкости с холодильником а не из кислородной ж/д цистерны. Но ведь и потери уменьшаются в разы!
ЦитироватьА действительно почему переохлаждённый кислород не применялся нигде кроме Р-9 и Н-1? Кстати а на Энергии использовали?
Усложнение наземного оборудования при незначительном выигрыше, к тому же перевод на переохлажденный кислород уже существующих двигателей может быть затруднен. На Р-9 он в применялся в основном для повышения боеготовности, ну а из Н-1 надо было выжать последние крохи ПН. На Энергии использовался обычный кислород. Еще с 11К63 не совсем понятно - НДМГ на 2-й ступени там переохлаждался, а про кислород точно не известно.
ЦитироватьНо ведь возрастает плотность и значит масса кислорода в ступенях, уменьшаются потери кислорода, ускоряется заправка, отпадает процедура захолаживания. Кстати НК-33 ведь были расчитаны на переохлаждённый кислород. :wink:
Да нужно будет заправлять из емкости с холодильником а не из кислородной ж/д цистерны. Но ведь и потери уменьшаются в разы!
Кислород довольно дешев, для небоевой ракеты его можно получать на КАЗе незадолго до заправки и везти далеко не нужно, поэтому экономить на потерях особого смысла нет. Опять же и существенно ускорять заправку для РН ни к чему. Переохлаждение осуществляется испарением части кислорода с последующим улавливанием и конденсацией газообразной части, в общем муторный процесс.
Двигатель конечно можно переделать, проблема это не принципиальная, хотя с РД-111 Глушко изрядно промучился, в замкнутой же схеме проблема ВЧ менее существенна.
ЦитироватьНасколько помню был вариант с РД-111 на первых двух ступенях.
Без повышения стартовой массы там вряд ли обошлось, иначе тяговооруженность будет чрезмерной.
ЦитироватьЦитироватьА действительно почему переохлаждённый кислород не применялся нигде кроме Р-9 и Н-1? Кстати а на Энергии использовали?
Усложнение наземного оборудования при незначительном выигрыше, к тому же перевод на переохлажденный кислород уже существующих двигателей может быть затруднен. На Р-9 он в применялся в основном для повышения боеготовности, ну а из Н-1 надо было выжать последние крохи ПН. На Энергии использовался обычный кислород. Еще с 11К63 не совсем понятно - НДМГ на 2-й ступени там переохлаждался, а про кислород точно не известно.
Кислород на 11К25Ц применяли переохлажденный. Да и водород тоже.
Дмитрий, а почему тогда на Зените был кипящий? Если это даёт выигрыш в РЗТ, то почему не использовали? Двигатели ведь те же ,что и на Энергии.
ЦитироватьДмитрий, а почему тогда на Зените был кипящий? Если это даёт выигрыш в РЗТ, то почему не использовали? Двигатели ведь те же ,что и на Энергии.
А точно - кипящий?
ЦитироватьКислород на 11К25Ц применяли переохлажденный. Да и водород тоже.
Это только при хранении и заправке, а пускали с обычным. Хотя при давлении наддува конечно можно считать его и переохлажденным. Но на Энергии тоже выжимали ПН, а на обычных ракетах это ни к чему.
ЦитироватьДмитрий, а почему тогда на Зените был кипящий? Если это даёт выигрыш в РЗТ, то почему не использовали? Двигатели ведь те же ,что и на Энергии.
Двигатели центрального блока Энергии на Зените не применяются :P
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьА действительно почему переохлаждённый кислород не применялся нигде кроме Р-9 и Н-1? Кстати а на Энергии использовали?
Усложнение наземного оборудования при незначительном выигрыше, к тому же перевод на переохлажденный кислород уже существующих двигателей может быть затруднен. На Р-9 он в применялся в основном для повышения боеготовности, ну а из Н-1 надо было выжать последние крохи ПН. На Энергии использовался обычный кислород. Еще с 11К63 не совсем понятно - НДМГ на 2-й ступени там переохлаждался, а про кислород точно не известно.
Кислород на 11К25Ц применяли переохлажденный. Да и водород
тоже.
Вы хотели сказать - доохлажденный? :lol:
ЦитироватьЦитироватьДмитрий, а почему тогда на Зените был кипящий? Если это даёт выигрыш в РЗТ, то почему не использовали? Двигатели ведь те же ,что и на Энергии.
Двигатели центрального блока Энергии на Зените не применяются :P
Да ладно Вован ,кто говорил о РД-0120? Я имел ввиду РД-170.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьА действительно почему переохлаждённый кислород не применялся нигде кроме Р-9 и Н-1? Кстати а на Энергии использовали?
Усложнение наземного оборудования при незначительном выигрыше, к тому же перевод на переохлажденный кислород уже существующих двигателей может быть затруднен. На Р-9 он в применялся в основном для повышения боеготовности, ну а из Н-1 надо было выжать последние крохи ПН. На Энергии использовался обычный кислород. Еще с 11К63 не совсем понятно - НДМГ на 2-й ступени там переохлаждался, а про кислород точно не известно.
Кислород на 11К25Ц применяли переохлажденный. Да и водород
тоже.
Вы хотели сказать - доохлажденный? :lol:
Ну а по сути. На Зените тоже доохлаждённый? И даёт ли это выигрыш в РЗТ за счёт большей плотности? Или только ускоряет и упрощает заправку?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьА действительно почему переохлаждённый кислород не применялся нигде кроме Р-9 и Н-1? Кстати а на Энергии использовали?
Усложнение наземного оборудования при незначительном выигрыше, к тому же перевод на переохлажденный кислород уже существующих двигателей может быть затруднен. На Р-9 он в применялся в основном для повышения боеготовности, ну а из Н-1 надо было выжать последние крохи ПН. На Энергии использовался обычный кислород. Еще с 11К63 не совсем понятно - НДМГ на 2-й ступени там переохлаждался, а про кислород точно не известно.
Кислород на 11К25Ц применяли переохлажденный. Да и водород
тоже.
Вы хотели сказать - доохлажденный? :lol:
Ну а по сути. На Зените тоже доохлаждённый? И даёт ли это выигрыш в РЗТ за счёт большей плотности? Или только ускоряет и упрощает заправку?
Ни то и ни другое. В хранилище перед заправкой на 1-2 градуса доохлаждается за счет испарения с зеркала. И все ради уменьшения потерь при захолаживании магистралей и баков. В баки большим расходом поступает кипящий :cry:
Спасибо, Вован. :wink:
А я-таки про 11А59 и "Полеты" не понял. Про то, что в первом запуске применялась двухступенчатая ракета, а во втором - трехступенчатая.
Как дело было-то?
1) Так, как выше написано, т.е. под именем 11А59 летали две разные ракеты. Тогда вопрос, что являлось третьей ступенью во втором полете?
2) Ракеты были одинаковые, а спутники разные, причем отличались настолько, что ДУ второго была признана за полноценную третью ступень. Бред, конечно.
3) И ракеты, и спутники были одинаковые в обоих полетах, а упоминание о третьей ступени - туфта.
Так чего, никто не знает?
Еще одна загадка отечественной космонавтики?
Вы о чём? Было две ступени в обоих пусках:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/190-191/25.shtml
ЦитироватьПервоначально планировалось использовать в составе комплекса ИС ракету-носитель УР-200 (8К81) разработки ОКБ-52. Однако к началу летных испытаний КА она только готовилась к первому пуску и для выведения «Полетов» на орбиту было решено использовать носитель на базе отработанной ракеты Р-7. «Полеты» запускались носителем 11A59, представляющим собой по сути две первые ступени серийной трехступенчатой РН. Носитель не обеспечивал выведение аппарата на орбиту, поэтому довыведение «Полетов» осуществлялось с использованием бортовой двигательной установки.
А вот на одной из картинок, которые здесь приводились, надписи "Полет-1" и "Полет-2" находились под изображениями разных ракет. :)
Но это так, к слову. Вечером найду про разное кол-во ступеней.
To Salo:
ЦитироватьВы о чём? Было две ступени в обоих пусках:
ЦитироватьВ филиале N3 ОКБ-1 были разработаны единичные модификации Р-7 для вывода на орбиту уникальныхполезных нагрузок. Среди них - двухступенчатый носитель, которым в ноябре 1963 г. был запущен первый маневрирующий спутник "Полет-1", созданный в КБ В.Н.Челомея, 3-ступенчатый носитель, которым был запущен второй спутник серии "Полет"
http://internetelite.ru/cosmopark/fomin.html
ЦитироватьTo Salo:
ЦитироватьВы о чём? Было две ступени в обоих пусках:
ЦитироватьВ филиале N3 ОКБ-1 были разработаны единичные модификации Р-7 для вывода на орбиту уникальныхполезных нагрузок. Среди них - двухступенчатый носитель, которым в ноябре 1963 г. был запущен первый маневрирующий спутник "Полет-1", созданный в КБ В.Н.Челомея, 3-ступенчатый носитель, которым был запущен второй спутник серии "Полет"
http://internetelite.ru/cosmopark/fomin.html
Про третью ступень вероятно сказано в запале, так же, как расхваливал достижения в космосе один из руководителей Байконура: "Темпы запусков были высокие: первый спутник - в 1957 году, второй спутник - в 1958 году, третий - в 1959 году!" :D
ЦитироватьТак чего, никто не знает?
Еще одна загадка отечественной космонавтики?
Повесил 8ю часть статьи Прыгичева по семёрке.
http://cosmopark.ru/r7/prig8.htm
ЦитироватьПовесил 8ю часть статьи Прыгичева по семёрке.
http://cosmopark.ru/r7/prig8.htm
Так вы совсем рассекретите Тимоти Варфоломеева... ;)
ЦитироватьDuring 1966 the Kuibyshev Branch of the OKB-1 developed a modified version of the 8A92, designated 8A92M, especially for placing satellites in polar Sun-synchronous and near-polar orbits.The basic packet of Stages 1/2 of the 8A92M remained basically unchanged although on-board control and telemetry cabling was lightened and the telemetry system itself was replaced by an improved one.Stage 3 (Block E) was equipped with a new telemetry system and a new light compact inertial control system designed with more precise units. The new nose fairing was unified with the same unit which was being used a top the 11A57 launcher, i.e. it was lengthened by 0.4 m.
Итак Варфоломеев пишет, что 8А92М отличался от 8А92 новой облегчённой кабельной сетью системы управления и телеметрии первой и второй ступени, а также новой улучшенной и облегчённой системой телеметрии. Третья ступень (Блок Е) был оснащён новой системой телеметрии и новой облегчённой и более компактной инерциальной системой управления с более точными приборами. Новый головной обтекатель был унифицирован с ГО РН 11А57, и поэтому был удлинён на 0,4м. :wink:
А теперь посмотрим , что пишут в "Мировой пилотируемой космонавтике", 2005год, стр.82, об 11А511:
ЦитироватьРазработка этой модификации началась в середине 1963 г. К тому времени ОКБ-1 разрабатывало пилотируемый комплекс «Союз» 7К-9К-11К для облета Луны. Согласно первоначальным исходным данным (конец 1962 - начало 1963 гг.) масса корабля «Союз» на орбите должна была составить 5.8 т. Его запуск предусматривался с помощью унифицированного носителя 11А57 «Восход» на базе ракеты Р-7А.
Однако к середине 1963 г., когда в ходе разработки проектная масса корабля перевалила за 6 т, а масса головного обтекателя с двигателями системы аварийного спасения приблизилась к 2 т, стало ясно, что РН 11А57 не сможет вывести его на расчетную орбиту. Начался поиск путей модернизации этой РН с целью увеличения грузоподъемности. Модернизация ступеней проводилась Куйбышевским филиалом ОКБ-1 №3 (ныне ГНПРКЦ «ЦСКБ-Прогресс», г. Самара), а головного блока - совместно ОКБ-1 и филиалом №3. Внешне ступени практически не изменились, но были существенно модернизированы:
- облегчена бортовая кабельная сеть систем управления (СУ) и телеметрии;
- телеметрическая система на боковом и центральном блоках заменена новой системой, установленной на блоке А;
- снижено наклонение орбиты КК к плоскости экватора с 64.8" до 51.5";
- повышена прочность некоторых силовых элементов первой ступени, так как при новой циклограмме их отделение предусматривалось при повышенном скоростном напоре;
- из-за разброса параметров двигатели 8Д727(РД-108) для блока А подбирались индивидуально (удельная тяга - не менее 252 сек на земле);
- уменьшена длина блока И, облегчена его кабельная сеть;
- модернизирована СУ третьей ступени.
Таким образом видимо на первой, второй и третьей ступени 8А92М были применены те же изменения , что и на 11А511, за ичключением двигателей. :wink:
ЦитироватьЦитироватьВсё-таки межбаковый отсек?
Значит в одном случае из трёх угадал. :wink:
У Р-7 межбак довольно большой
(http://i010.radikal.ru/0711/8c/6fc37b87deaf.jpg)
У Р-7А межбак уже маленький
(http://i010.radikal.ru/0711/b8/64f5d5554748.jpg)
Нашёл у Гудилина В.Е. (http://www.buran.ru/htm/gudilin2.htm)
ЦитироватьНа ракетах третьего этапа был ликвидирован межбаковый приборный отсек на центральном блоке (приборы разместили в едином блоке в верхней части блоков), введены рулевые двигатели повышенной тяги и улучшенной схемы их питания, СОБИС вместо СОБ (для одновременного опорожнения всех баков на каждом блоке и синхронизации их опорожнения в заданных пределах), изменены условия наддува баков и ряд других конструктивных усовершенствований.
Там же по поводу резонансных колебаний:
ЦитироватьСовместные лётные испытания проводились с 24 декабря 1958 г. по 27 ноября 1959 г. Испытаниям подверглись 16 ракет, из которых восемь были изготовлены на серийном заводе "Прогресс". Испытаниям предшествовали контрольные огневые стендовые испытания специальной сборки, состоящей из центрального и одного бокового блока, прошедшие в августе-ноябре 1958 г. на стендах филиала N2 НИИ-88. Испытание 17 ноября 1958 г., на котором боковой блок был закреплён по схеме "пакет", подтвердили эффективность мероприятий по исключению резонансных колебаний в контуре "упругая конструкция - двигательная установка", которые ранее приводили к разрушению ракеты на первой ступени полёта.
ЦитироватьЦитироватьTo Salo:
ЦитироватьВы о чём? Было две ступени в обоих пусках:
ЦитироватьВ филиале N3 ОКБ-1 были разработаны единичные модификации Р-7 для вывода на орбиту уникальныхполезных нагрузок. Среди них - двухступенчатый носитель, которым в ноябре 1963 г. был запущен первый маневрирующий спутник "Полет-1", созданный в КБ В.Н.Челомея, 3-ступенчатый носитель, которым был запущен второй спутник серии "Полет"
http://internetelite.ru/cosmopark/fomin.html
Про третью ступень вероятно сказано в запале, так же, как расхваливал достижения в космосе один из руководителей Байконура: "Темпы запусков были высокие: первый спутник - в 1957 году, второй спутник - в 1958 году, третий - в 1959 году!" :D
Нашёл в книге С.Уманского "Ракеты -носители. Космодромы":
(http://i044.radikal.ru/0712/45/9241fc89f502.jpg)
Получается Восход-2 выводился 11А59? Или это ошибка, коих в книге Уманского не счесть? :wink:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьTo Salo:
ЦитироватьВы о чём? Было две ступени в обоих пусках:
ЦитироватьВ филиале N3 ОКБ-1 были разработаны единичные модификации Р-7 для вывода на орбиту уникальныхполезных нагрузок. Среди них - двухступенчатый носитель, которым в ноябре 1963 г. был запущен первый маневрирующий спутник "Полет-1", созданный в КБ В.Н.Челомея, 3-ступенчатый носитель, которым был запущен второй спутник серии "Полет"
http://internetelite.ru/cosmopark/fomin.html
Про третью ступень вероятно сказано в запале, так же, как расхваливал достижения в космосе один из руководителей Байконура: "Темпы запусков были высокие: первый спутник - в 1957 году, второй спутник - в 1958 году, третий - в 1959 году!" :D
Нашёл в книге С.Уманского "Ракеты -носители. Космодромы":
Получается Восход-2 выводился 11А59? Или это ошибка, коих в книге Уманского не счесть? :wink:
Конечно ошибка. Даже по виду слишком "крутобедрых" ракет можно заподозрить и другие ошибки :cry:
В той же книге возле портрета Козлова в таблице написано, что запусков этой ракеты было два, и рядом их даты. Обе соответствуют "Полетам".
(http://i037.radikal.ru/0712/49/6ee647e110bb.jpg)
Цитирую сам себя:
ЦитироватьПрочёл в книге Поляченко В.А. "На море и в Космосе", стр.77:
ЦитироватьВ марте 1962 года принимается решение о том, что первые пуски объектов ИС и УС делать на ракете Р-7, и поэтому 15-16 марта в ОКБ-1 отправляется делегация по согласованию технических требований на ракеты 8К74 и 8А92, это модификация ракеты Р-7. Нас принимают С.С. Крюков, Я.П. Коляко и другие. В числе приехавших Савин А.И., Павлов Я.И., Кириллов П.М., от ОКБ-52 -Пузрин, Николаевский , Ефремов, Поляченко, Гуревич. Был оформлен "протокол о намерениях". Нам любезно показали фильм о полёте Гагарина. Был осмотрен цех 39 с ракетами 8К74 (Р-7) и блоками Е, И, с ракетами 8К75, 8К95. Последняя трёхступенчатая пороховая, по тчетыре двигателя в ступени. Пояснял С.С. Крюков. Сообщили об очередных космонавтах: Нелюбов, Быковский, Попович. В конце программы нас принял Сергей Павлович Королёв.
30 марта к нам приехали представители ОКБ-1: И.П. Фирсов (во время учёбы мы жили в Лефортово на одном этаже) и другие. Дали индексы вариантов ракеты Р-7 для наших целей: 8К74 для ИС имела индекс 11А59, 8А92 для объектов УС имела индекс 11А510. Был произведён обмен исходными данными для подготовки объекта с ракетой на стартовой позиции: уровни площадок обслуживания, временной цикл подготовки и так далее.
Там же стр.88:
ЦитироватьОтработка отделения объекта ИС от второй ступени ракеты-носителя 11А59 проводилась на лётно-испытательной доводочной базе в Жуковском. Для того чтобы объект вышел безударно из проставки при большом заглублении в неё, были установлены пороховые ракетные двигатели (ПРД) отброса второй ступени ракеты. На натурном макете объекта и инерционно-массовом макете второй ступени проводились эти испытания. Включались "живые" ПРД, срабатывали реальные пироболты крепления объекта к проставке, а скоростная киносъёмка фиксировала отделение объекта.
На базе в Фаустово провели испытания сброса головного обтекателя, который разрезался вдоль образующей детонационным шнуром. Это было новое техническое решение не только для нашего ОКБ, но и в масштабе страны.
Думаю по ИС можно утверждать, что 11А59 это 8К74 с другой ГЧ.
По УС и 11А510 вопросы остаются, хотя Поляченко назвал 8А92.
ЦСКБ в приложении к третьему тому Чертока тоже утверждает, что 11А59 это 8К74, а 11А510 это 8А92:
(http://i037.radikal.ru/0711/c3/19cae58a5cfb.jpg)
А всё-таки вопрос: почему при создании 8А92М использовали только схему с прямым выведением?
Почему не использовали второе включение блока Е понять можно, поскольку в это время очень тяжело шла отладка Блока Л: http://www.energia.ru/energia/launchers/vehicle_molniya.html
ЦитироватьВ период с октября 1960 по март 1964 года прошла серия аварийных запусков РН, причиной которых был незапуск двигателя блока Л. Анализ аварий позволил выявить причину неудач. Была допущена проектно-конструкторская ошибка, в результате которой двигатель IV ступени (блок Л) не запускался. Блок Л имел отдельный блок обеспечения запуска, на ферменной конструкции которого располагалась система ориентации и стабилизации, а также автоматика двигателя с аккумуляторными батареями электропитания. Система управления должна была за 70 с до включения двигателя блока Л переключить электропитание системы ориентации и стабилизации батарей блока обеспечения запуска на батареи блока Л. Однако переключения электропитания не происходило, и блок Л в течение 70 с находился в неуправляемом режиме. Работа блока могла быть успешной, если угловые возмущения блока не изменяли его положения более допустимого, электропитание в этот момент включалось от системы управления блока Л. При возмущениях больше допустимых, гироскопы становились на упоры и двигатель блока Л не включался. Ошибку, принесшую столько бед, устранили. Запуск АМС, произведенный 24 апреля 1964 года в сторону Венеры, прошел без замечаний по ракете-носителю.
Необходимо отметить, что запуск ракетного блока Л на промежуточной орбите в условиях невесомости проводился впервые. Условия его полета, характер среды, влияющие факторы были неизвестны. Было очень много неизвестного, впервые встречающегося, а учиться было негде и не у кого. Учил только собственный опыт. Этим объясняется большое количество отказов блока Л. Дополнительную сложность представляло и то, что запуск блока Л происходил над Атлантикой, в районе Гвинейского залива. Получить телеметрическую информацию с борта IV ступени в режиме реального времени в то время не представлялось возможным, информация приходила с кораблей командно-измерительного комплекса только в записи и с большим опозданием.
Однако непонятно почему не был использован вариант с апогейным блоком на вонючке или с РДТТ. Ведь на "Прогрессе" с 1963 года производили и ракету 8А92 и разведывательный КА "Зенит-2".
Использование ПАО "Зенита-2" или "Востока" в качестве блока довыведения позволило бы выводить ПН на средние орбиты. Всё лишнее из ПАО можно было бы убрать, учитывая короткий срок активного существования (фактически полвитка), а запас топлива при необходимости увеличить.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/6717.jpg)
Генерал космической верфи (http://www.astronaut.ru/bookcase/article/article129.htm?reload_coolmenus)
ЦитироватьКосмический корабль «Восток» состоял из спускаемого аппарата массой 2,4 тонны и приборного отсека массой 2,3 тонны, в котором располагалась тормозная двигательная установка (ТДУ) с двигателем тягой 1600 кгс. Спускаемый аппарат (СА) крепился к двигательному отсеку стяжными лентами, на которых располагалась часть антенн радиосистем. После полета по орбите он возвращался на Землю вместе с оборудованием и космонавтом. При этом человек в течение всего полета находился в специальном скафандре, обеспечивающем при необходимости пребывание его в разгерметизированной кабине в течение четырех часов и защиту при катапультировании на высотах до 10 тысяч метров. Стартовая масса космического корабля «Восток» в варианте 3КА распределялась следующим образом: конструкция - 20%, теплозащита - 17,7%, бортовые системы - 21,5%, бортовая кабельная сеть - 8,6%, система электропитания - 12,5%, ТДУ - 8,4%, средства приземления - 3,2%, кресло с космонавтом - 7,1%, заправка газами - 1 %.
В НК 12 за 2008 год в статье И.Афанасьева, посвящённой столетию Исаева, "Отец космических двигателей" обнаружился вариант получше:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/60366.jpg)
(http://s51.radikal.ru/i134/0812/92/5dd25cd83404.jpg)
(http://s54.radikal.ru/i143/0812/47/a13b52433a8d.jpg)
Из книги Мишина "Проектирование летательных аппаратов":
(http://s55.radikal.ru/i149/0901/8c/47985bdac564.jpg)