В своей статье "Н1 - совершенно секретно" Игорь Афанасьев так описывает 1-ю ступень Н-1 в первом варианте - когда РН расчитывалась на ПН в 75 т.: ".... при старте и подъеме ракеты воздух из окружающей атмосферы эжектировался выхлопными струями ЖРД во внутреннее пространство под баком. Образовался как бы огромный воздушно-реактивный двигатель, который включал в себя всю нижнюю конструкцию первой ступени. Даже без воздушного дожигания выхлопа ЖРД (а в истекающей струе двигателей всегда имеется избыток горючего, который будет при этом догорать) такая схема давала ощутимую прибавку тяги, увеличивая эффективность РН." Далее - при переделке проекта РН с целью увеличить ПН с 75 до 95 т. - как пишет Афанасьев - "... схема претерпела изменение: от эжекции отказались, проток воздуха закрыли, введя специальный хвостовой отсек." Больше ни где - кроме как в этой статье - об этом ни какой информации нет! Судя по форуму - Н-1 интересует многих - возможно кто-то находил еще что-нибудь где есть описание первой ступени Н-1 в первом варианте? Откуда-то Игорь Афанасьев взял эту информацию!
Скорее всего Афанасьев перепутал. Эжектирование воздуха должно давать отрицательный результат. И вобще донные эффекты дают положительную прибавку тяги в вакууме, а в атмосфере - отрицательную.
Цитироватьдонные эффекты дают положительную прибавку тяги в вакууме, а в атмосфере - отрицательную.
Было ли это известно в описываемый период времени?
Разумеется. Еще в 30-х годах :D
Скорее всего Афанасьев перепутал. - сам придумал что ли?
ЦитироватьСкорее всего Афанасьев перепутал. - сам придумал что ли?
Скорее всего перепутал тот кто ему рассказывал.
ЦитироватьСкорее всего Афанасьев перепутал. Эжектирование воздуха должно давать отрицательный результат. И вобще донные эффекты дают положительную прибавку тяги в вакууме, а в атмосфере - отрицательную.
А для чего тогда сопла эжекторного типа на самолетах применяют?
Что касается Н-1, эжекция воздуха, во-первых, снижала донное сопротивление, а, во-вторых, позволяла форсировать ДУ, как и писал Афанасьев. Другой вопрос, насколько все было реально и проработано.
ЦитироватьА для чего тогда сопла эжекторного типа на самолетах применяют?
Честно говоря не видел ни одного. А на каких?
ЦитироватьЧто касается Н-1, эжекция воздуха, во-первых, снижала донное сопротивление, а, во-вторых, позволяла форсировать ДУ, как и писал Афанасьев. Другой вопрос, насколько все было реально и проработано.
С самолётами несколько иная ситуация. Там воздух не только эжектируют но даже загребают его воздушными ыинтами. Представляете, у реактивной струи отбирают энергию чтоб передать её на винт который гребёт воздух? Или на внешний контур двигателя?
Тут дело в том что отталкиваться от воздуха выгодно только при очень маленьких скоростях, фактически только при дозвковых. И даже так всё равно крайне невыгодно забирать воздух за задним срезом летательного аппарата, это даст только отрицательный эффект.
ЦитироватьЦитироватьА для чего тогда сопла эжекторного типа на самолетах применяют?
Честно говоря не видел ни одного. А на каких?
ЦитироватьЧто касается Н-1, эжекция воздуха, во-первых, снижала донное сопротивление, а, во-вторых, позволяла форсировать ДУ, как и писал Афанасьев. Другой вопрос, насколько все было реально и проработано.
С самолётами несколько иная ситуация. Там воздух не только эжектируют но даже загребают его воздушными ыинтами. Представляете, у реактивной струи отбирают энергию чтоб передать её на винт который гребёт воздух? Или на внешний контур двигателя?
Тут дело в том что отталкиваться от воздуха выгодно только при очень маленьких скоростях, фактически только при дозвковых. И даже так всё равно крайне невыгодно забирать воздух за задним срезом летательного аппарата, это даст только отрицательный эффект.
1) На Виггене, Емнип.
2) Тут вот какое дело. За широкой "задницей" любого объекта, движущегося в атмосфере создается разряжение (подсос) из-за отрыва потока. В результате, появляется донное сопротивление. Которое можно уменьшить, подав воздух в кормовую часть.
Цитировать1) На Виггене, Емнип.
Ойййй! :shock: :shock: :shock: Если это даже и правда то это пожалуй лучшее доказательство того что нормальные люди на нормапльных самолётах так не делают.
Цитировать2) Тут вот какое дело. За широкой "задницей" любого объекта, движущегося в атмосфере создается разряжение (подсос) из-за отрыва потока. В результате, появляется донное сопротивление. Которое можно уменьшить, подав воздух в кормовую часть.
Но если воздух наоборот отсасывать оттуда путём эжекции двигателями то разрежение только наоборот усилится и сопротивление увеличится.
Подсасывать воздух двигатели могут только создавая пониженное давление под днищем и будет донный эффект со всеми вытекающими. Я думаю фишка была именно во внешнем сгорании, а Афанасьев или тот, кто ему рассказывал что-то перепутали.
ИМХО имелся в виду эффект аэроспайка
ЦитироватьПодсасывать воздух двигатели могут только создавая пониженное давление под днищем и будет донный эффект со всеми вытекающими. Я думаю фишка была именно во внешнем сгорании, а Афанасьев или тот, кто ему рассказывал что-то перепутали.
Насколько мне известно, Афанасьеву не рассказывали - ему показывали чертежи.
ЦитироватьЦитироватьПодсасывать воздух двигатели могут только создавая пониженное давление под днищем и будет донный эффект со всеми вытекающими. Я думаю фишка была именно во внешнем сгорании, а Афанасьев или тот, кто ему рассказывал что-то перепутали.
Насколько мне известно, Афанасьеву не рассказывали - ему показывали чертежи.
Чертежи? Интересно было бы посмотреть!
ЦитироватьИМХО имелся в виду эффект аэроспайка
Врядли. В аэроспайке подсос воздуха не при чём, а омываемая поверхность требует теплозащиты как сопло ЖРД.
ЦитироватьНасколько мне известно, Афанасьеву не рассказывали - ему показывали чертежи.
А до эжекции он сам додумался?
Как известно, только к 4-му запуску Н-1 был выявлен донный эффект и в конструкцию РН были внесены соответствующие изменения. Как бы обстояли дела будь принято решение создавать РН в первом варианте - возможно при конструкции первой ступени с эжектированием воздуха донный эффект не приводил бы к столь сильным возмущающим моментам, с которыми не могла бы справиться система управления РН?
ЦитироватьЦитироватьНасколько мне известно, Афанасьеву не рассказывали - ему показывали чертежи.
А до эжекции он сам додумался?
Может сам Игорь Афанасьев сможет ответить?!
ЦитироватьКак известно, только к 4-му запуску Н-1 был выявлен донный эффект и в конструкцию РН были внесены соответствующие изменения.
Вобщето это скорее отмазка. Типа "вязкого трения" на Луне-8. Ну а в лучшем случае это не тот донный эффект.
ЦитироватьКак бы обстояли дела будь принято решение создавать РН в первом варианте - возможно при конструкции первой ступени с эжектированием воздуха донный эффект не приводил бы к столь сильным возмущающим моментам, с которыми не могла бы справиться система управления РН?
Все эти возмущения писаны на воде колхозными вилами.
Ну ладно, не было бы возмущений, не было бы гидроудара в четвёртом запуске. Ну а остальное? И главное - что бы мы делали с этой ракетой? Если не на Луну то что?
ЦитироватьВобщето это скорее отмазка. Типа "вязкого трения" на Луне-8. Ну а в лучшем случае это не тот донный эффект.
что же тогда реально повернуло ракету по крену не смотря на парирование рулевыми соплами? система управления работала нормально пока гироприборы не встали на упор...
ЦитироватьВсе эти возмущения писаны на воде колхозными вилами.
Из статьи "Проект Н-1" - авторы - Ренальд Долгопятов - руководитель проектной группы Н-1, Борис Дорофеев - руководитель экспериментальной отработки ракетных комплексов и Сергей Крюков - руководитель проектно-теоретических работ при создании ракеты: "Наиболее вероятной причиной аварии явилось действие совокупности возмущающих моментов..." . Подтверждением этого является и 4-тый пуск Н-1 - в конструкции которой учли эти самые возмущающие моменты и они ни как не повлияли на управляемость РН пока она летела.
ЦитироватьНу ладно, не было бы возмущений, не было бы гидроудара в четвёртом запуске.
Быстрее довели бы РН до серийных пусков!
ЦитироватьНу а остальное?
Что именно? Ненадежные двигатели Кузнецова? КОРД?
ЦитироватьИ главное - что бы мы делали с этой ракетой? Если не на Луну то что?
ТМК - "Тяжелый межпланетный корабль" для облета Марса, а затем и высадки на него - над проектом которого с 59 года работала в ОКБ-1 бригада Тихонравова;
ТОС - "Тяжелая орбитальная станция" - эскизы и макет которой были готовы в ОКБ-1 к 65 году;
- это проекты создаваемые под Н-1 с ПН в 75 тонн.
- это ответ на вопрос - если не Луна, то что?
А что бы мы делали с этой ракетой? Сейчас у нас был бы единственный в мире - да к тому же дешевый и надежный носитель способный закинуть на ГСО одним разом более 10 тонн! Или запулить к планетам Солнечной системы тяжелые АМС!
Цитироватьчто же тогда реально повернуло ракету по крену не смотря на парирование рулевыми соплами? система управления работала нормально пока гироприборы не встали на упор...
Скорее всего перепутывание полярности гдето в цепи управления по вращению.
ЦитироватьИз статьи "Проект Н-1" - авторы - Ренальд Долгопятов - руководитель проектной группы Н-1, Борис Дорофеев - руководитель экспериментальной отработки ракетных комплексов и Сергей Крюков - руководитель проектно-теоретических работ при создании ракеты: "Наиболее вероятной причиной ..."
О!
ЦитироватьТМК - "Тяжелый межпланетный корабль" для облета Марса, а затем и высадки на него - над проектом которого с 59 года работала в ОКБ-1 бригада Тихонравова;
Это химера. НННШ.
ЦитироватьТОС - "Тяжелая орбитальная станция" - эскизы и макет которой были готовы в ОКБ-1 к 65 году;
Это более реально. Но это и всё?
ЦитироватьА что бы мы делали с этой ракетой? Сейчас у нас был бы единственный в мире - да к тому же дешевый и надежный носитель способный закинуть на ГСО одним разом более 10 тонн! Или запулить к планетам Солнечной системы тяжелые АМС!
Но зачем? Где они эти 10-тонные спутники и тяжёлые АМС? Кто и на какие шиши их сделает?
И это сейчас. А что бы делала эта ракеты предыдущие 40 лет?
ЦитироватьТОС - "Тяжелая орбитальная станция" - эскизы и макет которой были готовы в ОКБ-1 к 65 году
Запускать тяжелую станцию, не имея никакого опыта вообще в области орбитальных станций?
Умно, ничего не скажешь.
Вспомните, как мучались американцы со Скайлэбом.
ЦитироватьЦитировать1) На Виггене, Емнип.
Ойййй! :shock: :shock: :shock: Если это даже и правда то это пожалуй лучшее доказательство того что нормальные люди на нормапльных самолётах так не делают.
А также на B-58, F-4 и F-111, если мне не изменяет мой склероз :D
Вопрос для чего нужна была Н-1 рассматривается здесь http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=7262
Здесь же я хотел узнать о том какой должна была быть первая ступень Н-1 в первоначальном варианте!
Она должны была быть в соответствии с чертежами.
С донным эффектом и внешним горением.
:)
ЦитироватьОна должны была быть в соответствии с чертежами.
С донным эффектом и внешним горением.
:)
Хорошо! Пусть с донным эффектом и внешним горением! :)
Но в соответствии с какими чертежами - где их посмотреть?! ;)
хотя бы более подробное описание - нежели в статье Афанасьева...
Хм... Вообще-то все и всегда говорят, что Глушко по приходу в Энергию приказал уничтожить все чертежи Н1. А уж первоначальные и сами могли спалить...
Поэтому вполне логично предположить, что основными материалами к статье были рассказы очевидцев. А времени прошло уже о-го...
ЦитироватьХм... Вообще-то все и всегда говорят, что Глушко по приходу в Энергию приказал уничтожить все чертежи Н1. А уж первоначальные и сами могли спалить...
Не-не, массовое уничтожение материалов по Н-1 началось после смерти Глушко, в 1990-91 гг.
ЦитироватьЦитироватьТОС - "Тяжелая орбитальная станция" - эскизы и макет которой были готовы в ОКБ-1 к 65 году
Запускать тяжелую станцию, не имея никакого опыта вообще в области орбитальных станций?
Умно, ничего не скажешь.
Вспомните, как мучались американцы со Скайлэбом.
Наши тоже немало намучились с ДОСами и Алмазами! и с ТОС конечно помучились бы, но не больше и не меньше чем с ними!
ЦитироватьЦитироватьХм... Вообще-то все и всегда говорят, что Глушко по приходу в Энергию приказал уничтожить все чертежи Н1. А уж первоначальные и сами могли спалить...
Не-не, массовое уничтожение материалов по Н-1 началось после смерти Глушко, в 1990-91 гг.
Ну дык все равно Афанасьев статью писал позже.
ЦитироватьЦитироватьХм... Вообще-то все и всегда говорят, что Глушко по приходу в Энергию приказал уничтожить все чертежи Н1. А уж первоначальные и сами могли спалить...
Не-не, массовое уничтожение материалов по Н-1 началось после смерти Глушко, в 1990-91 гг.
ну и в том и другом случаях получается что их нет :(
ЦитироватьЦитироватьПодсасывать воздух двигатели могут только создавая пониженное давление под днищем и будет донный эффект со всеми вытекающими. Я думаю фишка была именно во внешнем сгорании, а Афанасьев или тот, кто ему рассказывал что-то перепутали.
Насколько мне известно, Афанасьеву не рассказывали - ему показывали чертежи.
Но что-то всетаки уцелело?!
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьПодсасывать воздух двигатели могут только создавая пониженное давление под днищем и будет донный эффект со всеми вытекающими. Я думаю фишка была именно во внешнем сгорании, а Афанасьев или тот, кто ему рассказывал что-то перепутали.
Насколько мне известно, Афанасьеву не рассказывали - ему показывали чертежи.
Но что-то всетаки уцелело?!
Наверное. Но только то, что по усмотрению исполнителя какого-либо функционального отдела представляло практический интерес.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьТОС - "Тяжелая орбитальная станция" - эскизы и макет которой были готовы в ОКБ-1 к 65 году
Запускать тяжелую станцию, не имея никакого опыта вообще в области орбитальных станций?
Умно, ничего не скажешь.
Вспомните, как мучались американцы со Скайлэбом.
Наши тоже немало намучились с ДОСами и Алмазами! и с ТОС конечно помучились бы, но не больше и не меньше чем с ними!
Вот только обошлось бы это гораздо дороже.
По рассказам очевидцев, первый вариант Н-1 без двигателей в центре днища приводил к отрицательному давлению на днище, что съедало часть тяги. И заметную! На несколько двигателей (точно - не помню).
ЦитироватьЦитироватьТОС - "Тяжелая орбитальная станция" - эскизы и макет которой были готовы в ОКБ-1 к 65 году
Запускать тяжелую станцию, не имея никакого опыта вообще в области орбитальных станций?
Умно, ничего не скажешь.
Вспомните, как мучались американцы со Скайлэбом.
А ещё лучше вспомнить как мучались наши с Салютами.
ЦитироватьЦитироватьЦитировать1) На Виггене, Емнип.
Ойййй! :shock: :shock: :shock: Если это даже и правда то это пожалуй лучшее доказательство того что нормальные люди на нормапльных самолётах так не делают.
А также на B-58, F-4 и F-111, если мне не изменяет мой склероз :D
Фу какая мерзость! :)
А вот насчёт F-4 можно бы и ссылку найти...
ЦитироватьПо рассказам очевидцев, первый вариант Н-1 без двигателей в центре днища приводил к отрицательному давлению на днище, что съедало часть тяги. И заметную! На несколько двигателей (точно - не помню).
Зато на большой высоте - к положительному. :) И сопла заподлицо с днищем усиливали добавку.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитировать1) На Виггене, Емнип.
Ойййй! :shock: :shock: :shock: Если это даже и правда то это пожалуй лучшее доказательство того что нормальные люди на нормапльных самолётах так не делают.
А также на B-58, F-4 и F-111, если мне не изменяет мой склероз :D
Фу какая мерзость! :)
А вот насчёт F-4 можно бы и ссылку найти...
Ищите - "ищущий да обрящет" :wink:
ЦитироватьИз статьи "Проект Н-1" - авторы - Ренальд Долгопятов - руководитель проектной группы Н-1, Борис Дорофеев - руководитель экспериментальной отработки ракетных комплексов и Сергей Крюков - руководитель проектно-теоретических работ при создании ракеты: "Наиболее вероятной причиной аварии явилось действие совокупности возмущающих моментов..." . Подтверждением этого является и 4-тый пуск Н-1 - в конструкции которой учли эти самые возмущающие моменты и они ни как не повлияли на управляемость РН пока она летела.
Что изменили в конструкции РН Н1?
ЕМНИП увеличили количество сопел управления по крену. :wink:
Вместо сопел поставили двигатели и изменили форму среза хвостовой части.
Ну и естественно приняли меры исключающие перепутывание полярности. :)
ЦитироватьВместо сопел поставили двигатели и изменили форму среза хвостовой части.
Ну и естественно приняли меры исключающие перепутывание полярности. :)
А как форма ХО-1 повлияла на устранение возмущающих моментов?
ЦитироватьА как форма ХО-1 повлияла на устранение возмущающих моментов?
Никак. Но надо же было чтото делать. :)
На самом деле официальная версия была в том что вращающий момент возник из-за обтекания среза хвостовой части воздухом эжектируемым струями двигателей. Поэтому йформу этого среза и изменили.
ЦитироватьЦитироватьА как форма ХО-1 повлияла на устранение возмущающих моментов?
Никак. Но надо же было чтото делать. :)
На самом деле официальная версия была в том что вращающий момент возник из-за обтекания среза хвостовой части воздухом эжектируемым струями двигателей. Поэтому йформу этого среза и изменили.
А я считал, что площадь миделя изменили для уменьшения аэродинамического сопротивления ХО-1. Кроме того, рулевые двигатели уже было проще поставить на цилиндр, чем на конус ХО-1 :wink:
ЦитироватьА я считал, что площадь миделя изменили для уменьшения аэродинамического сопротивления ХО-1.
А почему это они решили уменьшать сопротивление только к четвёртому полёту? ;)
Видно проблемы с массой ПН были очень острыми.
ЦитироватьВидно проблемы с массой ПН были очень острыми.
И они поняли это только к четвёртому пуску? Аккурат после вращения в третьем? ;)
ЦитироватьЦитироватьВидно проблемы с массой ПН были очень острыми.
И они поняли это только к четвёртому пуску? Аккурат после вращения в третьем? ;)
К четвертому кроме вращения могли повышать жесткость конструкции.
Всё могли. Но о том что форму среза хвостовой части изменили "для ликвидации вращающего момента" писали. Впрочем скорее всего изменили из какихто других соображений, но в строку это лыко легло хорошо.
ЦитироватьПо рассказам очевидцев, первый вариант Н-1 без двигателей в центре днища приводил к отрицательному давлению на днище, что съедало часть тяги. И заметную! На несколько двигателей (точно - не помню).
Т.е. и в 24-х двигательном варианте ступень надо было делать подобно 30-ти двигательному - скажем 4 в центре - остальные 20 по периметру. Такой вариант не рассматривался когда стало известно о потере тяги? И что еще рассказывали интересного очевидцы?!
ЦитироватьЦитироватьПо рассказам очевидцев, первый вариант Н-1 без двигателей в центре днища приводил к отрицательному давлению на днище, что съедало часть тяги. И заметную! На несколько двигателей (точно - не помню).
Зато на большой высоте - к положительному. :) И сопла заподлицо с днищем усиливали добавку.
Но максимум тяги нужно как-раз на старте!
ЦитироватьВместо сопел поставили двигатели и изменили форму среза хвостовой части.
Ну и естественно приняли меры исключающие перепутывание полярности. :)
Интересно - перепутывание полярности в системе управления вообще упоминался где-то как возможная причина аварии?
ЦитироватьЦитироватьА как форма ХО-1 повлияла на устранение возмущающих моментов?
Никак. Но надо же было чтото делать. :)
На самом деле официальная версия была в том что вращающий момент возник из-за обтекания среза хвостовой части воздухом эжектируемым струями двигателей. Поэтому йформу этого среза и изменили.
что вызывает сомнения в официальной версии?
Цитироватьчто вызывает сомнения в официальной версии?
Ее невнятность.
ЦитироватьЦитироватьА я считал, что площадь миделя изменили для уменьшения аэродинамического сопротивления ХО-1.
А почему это они решили уменьшать сопротивление только к четвёртому полёту? ;)
Может просто не стали переделывать почти готовую ракету? Т.е. запускали ради проверки других частей?
Цитироватьчто вызывает сомнения в официальной версии?
То, что если брать ее на веру, то получается, что не были проведены даже нормальные продувки модели ракеты. Что уж тут говорить про полеты к Марсу...
ЦитироватьИнтересно - перепутывание полярности в системе управления вообще упоминался где-то как возможная причина аварии?
Черток пишет что это была ихняя первая мысль. Однако дальнейшее расследование показало что нет, что момент был больше чем момент от рулевых сопел. А на сколько больше - не написал. Интересно, часом не в два раза? ;)
Цитироватьчто вызывает сомнения в официальной версии?
То что непонятно как возник момент.
ЦитироватьЦитироватьИнтересно - перепутывание полярности в системе управления вообще упоминался где-то как возможная причина аварии?
Черток пишет что это была ихняя первая мысль. Однако дальнейшее расследование показало что нет, что момент был больше чем момент от рулевых сопел. А на сколько больше - не написал. Интересно, часом не в два раза? ;)
А это что?
если по вращению действует возмущающий момент, который в пять раз превышает записанный вами в исходных данных. http://epizodsspace.narod.ru/bibl/chertok/kniga-4/g17.html
Мини от НАСА на модификацию Н1
http://grin.hq.nasa.gov/ABSTRACTS/GPN-2002-000183.html
ЦитироватьА это что?
если по вращению действует возмущающий момент, который в пять раз превышает записанный вами в исходных данных.
http://epizodsspace.narod.ru/bibl/chertok/kniga-4/g17.html
А это про ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ.
Допустим в исходных данных предусматривается что максимальный ожидаемый возмущающий момент равен 40. Для гарантии ставят сопла создающие момент равный 100. В полёте ракета начинает закручиваться со скоростью соответствующей моменту 100. Все говорят что на ракету подействовал момент величиной 200, 100 скомпенсировали сопла, а оставшиеся нескомпенсированные 100 закрутили ракету. Момент 200 "действующий" на ракету ровно в 5 раз превышает момент 40 заданный в исходных данных.
ЦитироватьМини от НАСА на модификацию Н1
http://grin.hq.nasa.gov/ABSTRACTS/GPN-2002-000183.html
Круто! Рисунок А.Шлядинского для статьи И.Афанасьева (причем даже упрощенный - в "Крыльях родины" был более качественный) лежит как исходная схема NASA...
В доказательство "газодинамической природы крутящего момента" было проделано не мало работ:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/211/49.shtml
Не думаю, что это было необходимо, что бы скрыть ошибку, заключающуюся в перепутаности полярности выдачи команд по каналу вращения!
:wink:
В этой статье - http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/211/49.shtml - сказано: "Был подтвержден вывод о газодинамической природе крутящего момента. Он обусловлен асимметрией, в т.ч. конструктивной, обтекания втягиваемым в задонное (между двумя кольцами двигателей) пространство воздухом выступающих над донной защитой сопел двигателей и патрубков сброса газа из ТНА."
При переделке проекта РН с целью увеличить ПН с 75 до 95 т. - как пишет Афанасьев - "... схема претерпела изменение: от эжекции отказались, проток воздуха закрыли, введя специальный хвостовой отсек." А в первом варианте Н-1 "при старте и подъеме ракеты воздух из окружающей атмосферы эжектировался выхлопными струями ЖРД во внутреннее пространство под баком." Получается, что в этом варианте ни какого крутящего момента, который "обусловлен асимметрией, в т.ч. конструктивной, обтекания втягиваемым в задонное (между двумя кольцами двигателей) пространство воздухом" просто не возникло бы!
ЦитироватьЦитироватьчто вызывает сомнения в официальной версии?
То, что если брать ее на веру, то получается, что не были проведены даже нормальные продувки модели ракеты. Что уж тут говорить про полеты к Марсу...
Скорее всего "нормальные продувки модели ракеты" проводились, вот только что бы получить этот самый крутящий момент, необходимо было продувать действующую модель! Ведь возмущающий момент создавался потоком воздуха заполняющим придонное пространство 1 ступени , в котором возникало разряжение при работе ЖРД.
ЦитироватьСкорее всего "нормальные продувки модели ракеты" проводились, вот только что бы получить этот самый крутящий момент, необходимо было продувать действующую модель! Ведь возмущающий момент создавался потоком воздуха заполняющим придонное пространство 1 ступени , в котором возникало разряжение при работе ЖРД.
А нормальные продувки - они и проводятся с учетом работы движков. Иначе точную модель обтекания днища - не получить.
Всётаки интересно, каков физический смысл этого "эффекта"? За счёт чего закручивание то? Сами авторы этой отмазки объяснить то могли?
ЦитироватьЦитироватьСкорее всего "нормальные продувки модели ракеты" проводились, вот только что бы получить этот самый крутящий момент, необходимо было продувать действующую модель! Ведь возмущающий момент создавался потоком воздуха заполняющим придонное пространство 1 ступени , в котором возникало разряжение при работе ЖРД.
А нормальные продувки - они и проводятся с учетом работы движков. Иначе точную модель обтекания днища - не получить.
Из статьи: http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/211/49.shtml
- Газодинамическая гипотеза возникновения возмущающего момента получила солидное обоснование в экспериментальных исследованиях, выполненных в 70–е годы на крупномасштабной модели (1:50) в уникальной гиперзвуковой поршневой трубе У–11. Об этих исследованиях недавно впервые публично рассказал старший научный сотрудник, член AIAA В.В.Кислых (ЦНИИмаш).
В этих экспериментах для создания основного потока использовалась система подачи холодного воздуха под давлением 200 атм, создававшая давление воздуха вокруг модели до 50 атм. Моделирующий газ струй при температурах и давлениях порядка 4000 К и 2500 атм соответственно обеспечивался технологией многоступенчатого сжатия. Натурные условия моделировались для отдельных точек траектории полета Н–1 с соблюдением необходимых критериев подобия. В ходе уникальных экспериментов продолжительностью в десятые доли секунды удалось согласовать полученный крутящий момент с замеренным в ходе телеметрии (~42 тс·м).
Не думаю что подобные продувки моделей ракет выполнялись до третей аварии Н-1.
ЦитироватьВсётаки интересно, каков физический смысл этого "эффекта"? За счёт чего закручивание то? Сами авторы этой отмазки объяснить то могли?
Здесь написано - http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/211/49.shtml
ЦитироватьВсётаки интересно, каков физический смысл этого "эффекта"? За счёт чего закручивание то? Сами авторы этой отмазки объяснить то могли?
Если не охота читать статью - вот вывод: "Был подтвержден вывод о газодинамической природе крутящего момента. Он обусловлен асимметрией, в т.ч. конструктивной, обтекания втягиваемым в задонное (между двумя кольцами двигателей) пространство воздухом выступающих над донной защитой сопел двигателей и патрубков сброса газа из ТНА."
Цитировать- Газодинамическая гипотеза возникновения возмущающего момента получила солидное обоснование в экспериментальных исследованиях, выполненных в 70–е годы на крупномасштабной модели (1:50) в уникальной гиперзвуковой поршневой трубе У–11. Об этих исследованиях недавно впервые публично рассказал старший научный сотрудник, член AIAA В.В.Кислых (ЦНИИмаш).
В этих экспериментах для создания основного потока использовалась система подачи холодного воздуха под давлением 200 атм, создававшая давление воздуха вокруг модели до 50 атм.
Очень красивая история, особенно про давление и гиперзвук. Но вот досада - вращение началось прямо со старта не то что на околозвуковой а на очень низкой скорости.
ЦитироватьМоделирующий газ струй при температурах и давлениях порядка 4000 К и 2500 атм соответственно обеспечивался технологией многоступенчатого сжатия. Натурные условия моделировались для отдельных точек траектории полета Н–1 с соблюдением необходимых критериев подобия. В ходе уникальных экспериментов продолжительностью в десятые доли секунды удалось согласовать полученный крутящий момент с замеренным в ходе телеметрии (~42 тс·м).
Не думаю что подобные продувки моделей ракет выполнялись до третей аварии Н-1.
Я думаю что товарищам просто нужно было написать научную работу и притянуть к ней что-нибудьь известное. Как тому который "открыл" заглохание двигателя при попадании в облака и притянул к этому гибель Гагарина.
Вращение Н-1 началось при очень низкой, околоНУЛЕВОЙ скорости и сверхзвуковая труба и названые величины температур и давлений тут вобще не при чём. И опять же объяснения физического смысла нет. Откуда взялся вращающий момент? Что крутило ракету? Воздух? С какой дури он её начал крутить? Двигатели? С какой дури они её начали крутить?
Единственно ценное что отсюда можно почерпнуть это вращающий момент 42 т*м.
Вот и я в толк не возьму, каким образом ПРОДОЛЬНЫЙ поток воздуха смог создать крутящий момент. Разве что, в хвостовой части лопатки типа турбинных поставить (точнее, применительно к габаритам Н-1, лопатищи!). :roll:
ЦитироватьВот и я в толк не возьму, каким образом ПРОДОЛЬНЫЙ поток воздуха смог создать крутящий момент. Разве что, в хвостовой части лопатки типа турбинных поставить (точнее, применительно к габаритам Н-1, лопатищи!). :roll:
В рамках этой версии роль лопаток играли патрубки пиростартеров НК-15.
ЦитироватьВ рамках этой версии роль лопаток играли патрубки пиростартеров НК-15.
Покажите их на снимках.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/4761.jpg)
Видите трубу от ТНА, которая идет вдоль сопла? Это он.
Цитировать(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/4761.jpg)
Видите трубу от ТНА, которая идет вдоль сопла? Это он.
Я ж просил показать их на ракете. Где они якобы выполняют роль лопастей.
42 тоннометра говорят? Это какое же усилие должно быть на каждый патрубок? Килограмм по 200? Больше?
(http://www.starbase1.co.uk/n1-base-2.jpg)
Я так понимаю, что кроме этих патрубков все там симметричное. Про патрубок у меня информация от людей, работавших с Мишиным.
ЦитироватьНо вот досада - вращение началось прямо со старта не то что на околозвуковой а на очень низкой скорости.
ЦитироватьИ опять же объяснения физического смысла нет. Откуда взялся вращающий момент? Что крутило ракету? Воздух? С какой дури он её начал крутить? Двигатели? С какой дури они её начали крутить?
ЦитироватьВот и я в толк не возьму, каким образом ПРОДОЛЬНЫЙ поток воздуха смог создать крутящий момент. Разве что, в хвостовой части лопатки типа турбинных поставить (точнее, применительно к габаритам Н-1, лопатищи!). :roll:
Похоже вы не вникаете в смысл прочитанного или просто пропускаете некоторые сообщения! :)
"...Он обусловлен асимметрией, в т.ч. конструктивной, обтекания втягиваемым в задонное (между двумя кольцами двигателей) пространство воздухом выступающих над донной защитой сопел двигателей и патрубков сброса газа из ТНА."
Когда запускаются ЖРД - под днищем ступени создается разряжение воздуза - и образуется поток воздуха не ПРОДОЛЬНЫЙ - а направленный в простраство под днищем! поскольку обтекание не проходит идеально симетрично по всему периметру ступени и возникают моменты на кручение...
Цитировать(http://www.starbase1.co.uk/n1-base-2.jpg)
Я так понимаю, что кроме этих патрубков все там симметричное. Про патрубок у меня информация от людей, работавших с Мишиным.
Так где патрубки то, не вижу на снимке? Вот эти дырки чтоли заподлицо с днищем?
Кстати, где Вован?
Опять же надо смотреть очевидно на периферийные двигатели, внутренние то при чём?
Да на соплах нашлепки. Сопло чуть торчит из днища, и конец патрубка виден. И стоят они как лопатки. Только поток должен быть очень сильным.
ЦитироватьОпять же надо смотреть очевидно на периферийные двигатели, внутренние то при чём?
Не причем. Найдите фото внешнего круга, там должна быть похожая картина.
ЦитироватьДа на соплах нашлепки. Сопло чуть торчит из днища, и конец патрубка виден. И стоят они как лопатки. Только поток должен быть очень сильным.
Уже разглядел. А у внешних двигателей ближе к центру ракеты стенка, там вобще врядли в поток попадут...
ЦитироватьЦитироватьДа на соплах нашлепки. Сопло чуть торчит из днища, и конец патрубка виден. И стоят они как лопатки. Только поток должен быть очень сильным.
Уже разглядел. А у внешних двигателей ближе к центру ракеты стенка, там вобще врядли в поток попадут...
Ну это все говорит не в пользу официальной версии. Хотя там могут быть дырки для облегчения.
ЦитироватьНу это все говорит не в пользу официальной версии.
Да, ужжж...
ЦитироватьДа на соплах нашлепки. Сопло чуть торчит из днища, и конец патрубка виден. И стоят они как лопатки. Только поток должен быть очень сильным.
Сильный продольный поток воздуха сверху вниз ХО-1 возникает при запуске двигателей до старта за счет эффекта эжекции :P
ЦитироватьСильный продольный поток воздуха сверху вниз ХО-1 возникает при запуске двигателей до старта за счет эффекта эжекции :P
продольный само собой и к тому ж вдоль боковой поверхности. А как же на днище, где патрубки?
И опять же почему эффект не проявился в первом пуске?
Вован, в связи с вновь выфявившимися обстоятельствами вопрос возник. Вы можете сказать какова была тяга рулевых сопел крена и на каком расстоянии от оси ракеты они стояли?
В первом пуске из-за двух дыр от неработающих двигателей эффект не проявился.
ЦитироватьВ первом пуске из-за двух дыр от неработающих двигателей эффект не проявился.
Это по официальной версии. Но если эффект вызван подсосом воздуха струями двигателей и его воздействием на патрубки то он должен был проявиться. Как две дыры могли помешать?
Так может разрежение не возникало?
ЦитироватьТак может разрежение не возникало?
Какое разрежение? Что куда сосёт то? Если сосёт к центру то через дыры должно сосать ещё сильнее.
ЦитироватьЦитироватьТак может разрежение не возникало?
Какое разрежение? Что куда сосёт то? Если сосёт к центру то через дыры должно сосать ещё сильнее.
Тогда основной поток пойдет через дыры. А через патрубки где щели - меньше.
ЦитироватьТогда основной поток пойдет через дыры. А через патрубки где щели - меньше.
Пойдёт через дыры и воздействует на патрубки. Однако куда сосётся воздух - к факелам двигателей или куда?
ЦитироватьЦитироватьСильный продольный поток воздуха сверху вниз ХО-1 возникает при запуске двигателей до старта за счет эффекта эжекции :P
продольный само собой и к тому ж вдоль боковой поверхности. А как же на днище, где патрубки?
И опять же почему эффект не проявился в первом пуске?
Вован, в связи с вновь выфявившимися обстоятельствами вопрос возник. Вы можете сказать какова была тяга рулевых сопел крена и на каком расстоянии от оси ракеты они стояли?
Расстояние от оси порядка 8 метров. А тяга неизвестна
А там не модификация РД-58 стояла в качестве рулевых, или это с четвертого пуска?
ЦитироватьЦитироватьТогда основной поток пойдет через дыры. А через патрубки где щели - меньше.
Пойдёт через дыры и воздействует на патрубки. Однако куда сосётся воздух - к факелам двигателей или куда?
Вроде так. Центральные двигатели создают разрежение под днищем. И воздух вокруг ракеты туда подсасывается. Поскольку через факелы внешних двигателей ему хода нет, он идет через щели между соплами (внешними). И воздействует на патрубки.
ЦитироватьВроде так. Центральные двигатели создают разрежение под днищем. И воздух вокруг ракеты туда подсасывается. Поскольку через факелы внешних двигателей ему хода нет, он идет через щели между соплами (внешними). И воздействует на патрубки.
А внешние двигатели чтоли воздух не подсасывают?
Кстати, на внешних двигателях патрубки точно в щелях?
ЦитироватьЦитироватьВроде так. Центральные двигатели создают разрежение под днищем. И воздух вокруг ракеты туда подсасывается. Поскольку через факелы внешних двигателей ему хода нет, он идет через щели между соплами (внешними). И воздействует на патрубки.
А внешние двигатели чтоли воздух не подсасывают?
Кстати, на внешних двигателях патрубки точно в щелях?
А куда они его будут подсасывать, если они с краю? А что, нет фото хвоста сбоку?
ЦитироватьА там не модификация РД-58 стояла в качестве рулевых, или это с четвертого пуска?
Да, рулевые камеры были только с 4-го пуска. И помнится в теме про СК Н1 было фото первоначальных сопел.
ЦитироватьЦитироватьДа на соплах нашлепки. Сопло чуть торчит из днища, и конец патрубка виден. И стоят они как лопатки. Только поток должен быть очень сильным.
Уже разглядел. А у внешних двигателей ближе к центру ракеты стенка, там вобще врядли в поток попадут...
Старый, сорри, это - не стенка. Это - кольцо крепления ракеты к стартовому столу. Остается после пуска ракеты на земле
ЦитироватьСтарый, сорри, это - не стенка. Это - кольцо крепления ракеты к стартовому столу. Остается после пуска ракеты на земле
Жаль. :( ;) Вобщем надо смотреть. Пока остаётся неясным что крутило и почему не крутило в первом пуске.
Есть там версии, закрепленные в документах. Только рассказывать очень долго, снова будут необоснованные наезды, ответы на которые превратятся во флуд.
Отчасти Вы правы - по-видимому, вращение было вызвано какой-то неисправностью (этой точки зрения придерживается одна часть разработчиков, близких к тем, кто ЗАКЛАДЫВАЛ концепцию), иначе пришлось бы обвинять проектантов в том, что они не предусмотрели момента по крену (а этой точки зрения придерживаются те, кто РЕАЛИЗОВЫВАЛ концепцию).
А крутящий момент объясняется просто: если посмотреть снизу в торец ракеты, то взаимное расположение ОСНОВНЫХ сопел И ВЫХЛОПНЫХ ПАТРУБКОВ пусковой турбины ТНА внешних двигателей как раз и образует ту самую шахматную клетку и делает "задницу" ракеты похожей на турбину. ОДНАКО какие же олжны быть потоки, чтобы штатные рулевые сопла не могли их парировать? Ведь последние рассчитаны были на ОЧЕНЬ большие возмущения (там же плечо огромное - почти 8 м!)
Поэтому то и изобрели некомпенсируемое возмущение (если вам интересно, почему ракета не вращалась в первом пуске, внимательнее прочитайте реальную циклограмму, сопоставьте с тем, что я сказал чуть выше), а когда устранили неисправность ;-), добавили еще и сопла, чтобы этот момент компенсировать. Хотя проектанты (которых сейчас почти не осталось) в один голос утверждают, что даже те рулевики, что стояли в первых пусках, при нормальной работе могли исправить какой-угодно ЛОГИЧЕСКИ возникающий момент...
История длинная, серьезная, кому-то сломала судьбу, кто-то сделал на "моменте" диссертацию. Извините, что так коротко и сбивчиво, не хочу вступать в дискуссию...
ЦитироватьВедь последние рассчитаны были на ОЧЕНЬ большие возмущения (там же плечо огромное - почти 8 м!)
Ну вот. Плечо выяснили. Осталось только выяснить тягу рулевых сопел. Если момент был как говорят 42 тоннометра то суммарная горизонтальная составляющая тяги четырёх сопел должна быть гдето 2.5 т. Вован, вы где? Сколько на самом деле?
ЦитироватьЦитироватьВедь последние рассчитаны были на ОЧЕНЬ большие возмущения (там же плечо огромное - почти 8 м!)
Ну вот. Плечо выяснили. Осталось только выяснить тягу рулевых сопел. Если момент был как говорят 42 тоннометра то суммарная горизонтальная составляющая тяги четырёх сопел должна быть гдето 2.5 т. Вован, вы где? Сколько на самом деле?
Я сейчас не помню, но у рулевых газовых сопел (выпуск ГГ-газа) была тяга где-то 300 или 500 кгс каждый. А потом, когда на первую ступень поставили камеры от 58-го двигателя, то стало, соответственно, где-то по 6 тс. Надо вспоминать и искать документы. Сейчас уже нелегко...
Рулевики в 4 полете - 4 по 6 т. Сопла получаются 6 по 0,5 т.
ЦитироватьСопла получаются 6 по 0,5 т.
Если так то всё сходится. Но пусть подтвердит Вован.
Кстати о рулевых соплах. они питались газогенераторным газом. От скольких двигателей, и была ли закольцовка?
ЦитироватьКстати о рулевых соплах. они питались газогенераторным газом. От скольких двигателей, и была ли закольцовка?
Емнип, сопла крена (до замены их на ЖРД) запитывались от всех 24 периферийных двигателей, из-за чего их тяга была примерно на 450 кг*с ниже чем у 6 центральных НК-33.
Снижение тяги...
Если бы не было рулевых сопел, то, грубо говоря, вся ДУ давала бы тягу 4500 тс (грубо, повторяю, я знаю, что тяга НК-15 была не 150 тс, а где-то 152-154 тс). При отборе газа у периферийных двигателей их общая тяга снижалась на 21.8 тс, т.е. примерно на 0.61% от номинала (на 0.908 тс на каждый двигатель). С учетом тяги рулевых сопел общая тяга всей ДУ первой ступени падала на 18.8 тс на земле, т.е. примерно на 0.42%. На столько же (на 1.22 единицы) падал удельный импульс. С повышением высоты полета потери уменьшались...
Знающие товарищи, отзовитесь, может, у вас более точные цифры
Чтото слабо верится в кольцевой колектор и отбор газа от всех двигателей...
ЦитироватьСнижение тяги...
Если бы не было рулевых сопел, то, грубо говоря, вся ДУ давала бы тягу 4500 тс (грубо, повторяю, я знаю, что тяга НК-15 была не 150 тс, а где-то 152-154 тс). При отборе газа у периферийных двигателей их общая тяга снижалась на 21.8 тс, т.е. примерно на 0.61% от номинала (на 0.908 тс на каждый двигатель). С учетом тяги рулевых сопел общая тяга всей ДУ первой ступени падала на 18.8 тс на земле, т.е. примерно на 0.42%. На столько же (на 1.22 единицы) падал удельный импульс. С повышением высоты полета потери уменьшались...
Знающие товарищи, отзовитесь, может, у вас более точные цифры
В расчете ДУ Н-1Л-3 указывалась тяга (на Земле): для периферийных ЖРД 154,0 тс, для центральных 154,45 тс. Впрочем, за давностью лет уже боюсь за что-либо ручаться :(
ЦитироватьЧтото слабо верится в кольцевой колектор и отбор газа от всех двигателей...
Думаю, 4 двигателя на одно сопло. Учитывая, что два из 4-х могли отключаться, схема все равно должна быть хитрая. С возможностью увеличения отбора? Или как?
ЦитироватьЦитироватьЧтото слабо верится в кольцевой колектор и отбор газа от всех двигателей...
Думаю, 4 двигателя на одно сопло. Учитывая, что два из 4-х могли отключаться, схема все равно должна быть хитрая. С возможностью увеличения отбора? Или как?
Думаю что 1 двигатель на 1 сопло. Сопел 6 так что при выключении любой пары управление сохраняется. И даже если очень не повезёт и две выключеные пары прийдутся на двигатели с соплами то оставшаяся пара кое-как обеспечит управление на пределе.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЧтото слабо верится в кольцевой колектор и отбор газа от всех двигателей...
Думаю, 4 двигателя на одно сопло. Учитывая, что два из 4-х могли отключаться, схема все равно должна быть хитрая. С возможностью увеличения отбора? Или как?
Думаю что 1 двигатель на 1 сопло. Сопел 6 так что при выключении любой пары управление сохраняется. И даже если очень не повезёт и две выключеные пары прийдутся на двигатели с соплами то оставшаяся пара кое-как обеспечит управление на пределе.
Тоже возможный вариант, но он означает, что 6 сопел дают трехкратный запас по моменту.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЧтото слабо верится в кольцевой колектор и отбор газа от всех двигателей...
Думаю, 4 двигателя на одно сопло. Учитывая, что два из 4-х могли отключаться, схема все равно должна быть хитрая. С возможностью увеличения отбора? Или как?
Думаю что 1 двигатель на 1 сопло. Сопел 6 так что при выключении любой пары управление сохраняется. И даже если очень не повезёт и две выключеные пары прийдутся на двигатели с соплами то оставшаяся пара кое-как обеспечит управление на пределе.
Тоже возможный вариант, но он означает, что 6 сопел дают трехкратный запас по моменту.
Если для 7Л требовался управляющий момент более 100 тм, что в 3 раза больше момента у 5Л, то момент у 5Л был 33 тм, откуда одно рулевое сопло имело тягу 680 кгс
http://www.iki.rssi.ru/vprokhor/brabinovich.ppt#256,1,О ВОЗМУЩЕНИИ ПО КРЕНУ ПРИ СОВМЕСТНОЙ РАБОТЕ НЕСКОЛЬКИХ ЖРД
Как видно - однозначного ответа о причинах аварии Н-1 в 3-тем пуске нет... но как мне представляется, если бы обстоятельства сложились бы так, что оставили бы 1-вый вариант Н-1 с ПН на 75 т., то Н-1 начала бы летать до 74 г., когда Глушко закрыл программу. Во-первых год сэкономили бы на переделку проекта РН с ПН в 75 на 95 т , во-вторых - сэкономили бы время на переделку 1-ой ступени после 3-го пуска - о донный эффекте в 1-ом варианте конструкции первой ступени с эжэктированием воздуха скорее всего речи бы не было, а с перепутыванием полярности подачи разобрались бы быстрее!
Не начала бы.
Перед отсечкой 1-й ступени стабильно отрывались бы трубопроводы. (см. четвертую аварию)
Вычислительные мощности для решения проблемы расчета вибраций в ферменной конструкции появились лишь в конце 70-х.
ЦитироватьНе начала бы.
Перед отсечкой 1-й ступени стабильно отрывались бы трубопроводы. (см. четвертую аварию)
Вычислительные мощности для решения проблемы расчета вибраций в ферменной конструкции появились лишь в конце 70-х.
Гидроудар разрушивший трубопроводы в 4-том пуске возник при выключении 6-ти центральных двигателей, которые появились в конструкции РН после переделки! в 75-ти тонном варианте Н-1 их просто не было бы! и скорее всего тягу к концу работы 1-вой ступени снижали бы дросселированием ЖРД а не выключением некоторых из них!
ЦитироватьНе начала бы.
Перед отсечкой 1-й ступени стабильно отрывались бы трубопроводы. (см. четвертую аварию)
Вычислительные мощности для решения проблемы расчета вибраций в ферменной конструкции появились лишь в конце 70-х.
На верхних ступенях?
ЦитироватьГидроудар разрушивший трубопроводы в 4-том пуске возник при выключении 6-ти центральных двигателей, которые появились в конструкции РН после переделки! в 75-ти тонном варианте Н-1 их просто не было бы! и скорее всего тягу к концу работы 1-вой ступени снижали бы дросселированием ЖРД а не выключением некоторых из них!
Гидроудара не было.
Был разрыв трубопроводов в связи с нараставшими вибрациями.
Пока подавали фреон - все было хорошо, а затем - биг бадабум. Шутка ли, если взрывом достало даже блок Б.
Прошу отметить всех любопытствующих, что у нас есть в открытой печати мнения о Н-1 только системщиков, разработчиков ПН и руководителя.
Прочнисты - до сих пор старательно молчат в тряпочку, несмотря даже на воспеваемые последнее время в рамках культа личности Королева осанны Н-1.
ЦитироватьНе начала бы.
Перед отсечкой 1-й ступени стабильно отрывались бы трубопроводы. (см. четвертую аварию)
Вычислительные мощности для решения проблемы расчета вибраций в ферменной конструкции появились лишь в конце 70-х.
В четвёртой аварии трубопроводы оторвались не перед отсечкой 1-й ступени а при выключении её центральных двигателей. Причиной были не колебания конструкции а гидроудар. Гидроудар вызван тем что невозможно быстро остановить поток жидкости движущейся в трубопроводе - при перенкрытии клапана продолжающий двигаться по инерции поток "упирается" в клапан, давление растёт и трубопровод не выдерживает. Метод решения - перекрывать клапан медленно. Вычислительные возможности тут не при чём. .
ЦитироватьГидроудара не было.
Был разрыв трубопроводов в связи с нараставшими вибрациями.
А как же телеметрия ничего не заметила? У двигателей лопаются трубопроводы а никто ничего не замечает - все двигатели продолжают работать нормально...
ЦитироватьПока подавали фреон - все было хорошо,
Что "хорошо"? Двигатели работали с лопнутыми трубопроводами и никто ничего не заметил? Кстати, при чём тут фреон? Он както помешает кислороду гореть с керосином?
ЦитироватьПричиной были не колебания конструкции а гидроудар. Гидроудар вызван тем что невозможно быстро остановить поток жидкости движущейся в трубопроводе - при перенкрытии клапана продолжающий двигаться по инерции поток "упирается" в клапан, давление растёт и трубопровод не выдерживает.
Там с самого начала стояли демпферы.
"гидроудар" был способом для кузнецовцев намекнуть на настоящую причину. Отчего им и дали по шапке.
ЦитироватьТам с самого начала стояли демпферы.
Какие ещё демпферы? Китайские пионеры, чтоли? Такой гидроудао поглотить - изрядный демпфер нужен.
Цитировать"гидроудар" был способом для кузнецовцев намекнуть на настоящую причину. Отчего им и дали по шапке.
Не понял? Чем гидроудар - плохая причина? И за что дали по шапке? А если б не дали то что? Кузнецовские двигатели кудато бы пошли?
Объясните в вашей версии как разрушение трубопроводов при работающих двигателях никто не заметил?
ЦитироватьВ четвёртой аварии трубопроводы оторвались не перед отсечкой 1-й ступени а при выключении её центральных двигателей.
тут самое интересно не гидроудар, а то, что было ДО него.
Официальная причина гибели четвёртой машины мягко говоря не
соответствует действительности. Просто нужен был крайний и на это место подошёл Кузнецов с его двигателями.
Цитироватьтут самое интересно не гидроудар, а то, что было ДО него.
А что там было? Разве не выключение центральных двигателей?
ЦитироватьОфициальная причина гибели четвёртой машины мягко говоря не соответствует действительности. Просто нужен был крайний и на это место подошёл Кузнецов с его двигателями.
Pit, просвятите!
Вообще складывается впечатление, что история Н-1 больше похожа на детектив чем на историю! :)
ЦитироватьPit, просвятите!
Вообще складывается впечатление, что история Н-1 больше похожа на детектив чем на историю! :)
Ну две аварии бесспорны.
А по двум остальным хорошо проссматриваются официальная версия-отмазка и реальная причина.
ЦитироватьЦитироватьPit, просвятите!
Вообще складывается впечатление, что история Н-1 больше похожа на детектив чем на историю! :)
Ну две аварии бесспорны.
А по двум остальным хорошо проссматриваются официальная версия-отмазка и реальная причина.
Подводя итог - в 3-тей аварии виновата неправильно работающая система управления, в 4-той гидроудар возникший при отключении 6-ти центральных ЖРД и преведший к разрушению топливных магистралей этих двигателей?
о чем же тогда говорит Pit - тут самое интересно не гидроудар, а то, что было ДО него?
Цитироватьо чем же тогда говорит Pit - тут самое интересно не гидроудар, а то, что было ДО него?
Пустиь он и скажет. Может он имел в виду что до гидроудара было выключение центральных двигателей?
ЦитироватьЦитироватьо чем же тогда говорит Pit - тут самое интересно не гидроудар, а то, что было ДО него?
Пустиь он и скажет. Может он имел в виду что до гидроудара было выключение центральных двигателей?
По логике событий да! :)
Но может быть Pit, что-то интересное расскажет???
ЦитироватьPit, просвятите!
Вообще складывается впечатление, что история Н-1 больше похожа на детектив чем на историю!
Кузнецов перед последним пуском дал своим команду снимать его на плёнку. Потом опосля события фильм смотрело всё руководство ОКБ.
Собственно кинокамера зафиксировала то же что видели люди смотревшие с земли.
Вполне вероятно фильм жив....
На юбилей Кузнецова приезжал Мишин, с которым у НД были хорошие отношения. ВП признал что в акт вписали не то что было причиной на самом деле и в итоге погубили ракету.
Причина, скажем так, не в первой ступени. Был гидроудар- да скорее всего и он был.
ЦитироватьНо может быть Pit, что-то интересное расскажет???
у нас через год вроде ка юбилей. Не расскажу а напишу. Боюсь только проблемы будут напечатать.
а покуда озвучу простые вопросы-
Для какой ПН создавалась Н-1? Этот вопрос я задавал ВП и он даже ответил. Очевидно что это НЕ Луна. Соответственно тезис Ветрова который он в своё время озвучил на королёвских чтениях-"лунной гонки не было"- вполне имеет право на существование.
Кто настаивал на Н-1 с ПН в 75т если не Королёв?
У меня создалось впечатление после осмотра пресловутой танцплощадки на "сосках", что а почему бы Н-1 не иметь клёпанный керосиновый бак? ....
ЦитироватьЦитироватьНо может быть Pit, что-то интересное расскажет???
у нас через год вроде ка юбилей. Не расскажу а напишу. Боюсь только проблемы будут напечатать.
а покуда озвучу простые вопросы-
Для какой ПН создавалась Н-1? Этот вопрос я задавал ВП и он даже ответил. Очевидно что это НЕ Луна. Соответственно тезис Ветрова который он в своё время озвучил на королёвских чтениях-"лунной гонки не было"- вполне имеет право на существование.
Кто настаивал на Н-1 с ПН в 75т если не Королёв?
У меня создалось впечатление после осмотра пресловутой танцплощадки на "сосках", что а почему бы Н-1 не иметь клёпанный керосиновый бак? ....
"Для какой ПН создавалась Н-1?....Очевидно что это НЕ Луна." - практически по всем материалам что я нашел по Н-1 - так. Цель - Луна - утвержденная в постановлениях 64-го года - судя по-всему была вынужденной - что бы получить финансирование на проект Н-1. Этот носитель похоже нужен был Королеву как возможность реализовывать самые разные задачи в перспективе - пусть и не прямо сразу после создания РН. Наверняка он понимал, что создать ТОС и ТМК - проекты которых прорабатывались в его ОКБ-1 - реализовать вместе с Н-1 не получится ни по срокам - ни по средсвам.
А что до клепаного керосинового бака Н-1 - так почему мы бы????!!!!
А прочитать что Вы напишете - будет крайне интересно!
Это действительно будет очень интересно. Ждём с нетерпением!!! :wink:
Для какой ПН создавалась Н-1? Этот вопрос я задавал ВП и он даже ответил. - Pit, что же ответил ВП??? ВП - я полагаю это Валентин Петрович? Кстати, что Вы скажете о нем как о человеке, руководителе???
или ВП это Василии Павлович??? А что о нем можете сказать????????
Посмотрел фильму на канале толи РТР, толи Вести-24... кратко перескажу:
Н-1 делась как межпланетная ракета для Марса.
Королев все делал вопреки.
Денег Королеву не давали и он был вынужден приспосабливать Н-1 к Луне.
Королеву было выказано недоверие тем, что тяжелые носитли было поручено разрабатывать Янгелю и Челомею.
Во всех авариях виноваты двигатели.
Когда были готовы две ракеты с новыми двигателями, Глушко приказал ракеты, документацию и пр. уничтожить.
Вывод: если бы Королев не умер, то на Марсе бы сады цвели.
P.S. Если честно, то мне фильм был интересен нарезкой из хроники.
ЦитироватьКстати, что Вы скажете о нем как о человеке, руководителе???
Как о руководителе сказать ес-но ничего не могу ибо не имел удовольствия работать под его руководством.
Мишин- очень неоднозначная личность. Про его негативные качества
написано много.
Однако например в МАИ он по свидетельству многих был совершенно другим человеком и неплохим педагогом.
Любопыто, что он был в хороших отношениях с Кузнецовым, который Н.Д..
ЦитироватьДля какой ПН создавалась Н-1? Этот вопрос я задавал ВП и он даже ответил. - Pit, что же ответил ВП???
ммм скажем так для выведения объекта разработки Д.И. Козлова. :lol:
ЦитироватьЦитироватьДля какой ПН создавалась Н-1? Этот вопрос я задавал ВП и он даже ответил. - Pit, что же ответил ВП???
ммм скажем так для выведения объекта разработки Д.И. Козлова. :lol:
Неужели и сейчас 40 лет спустя это СЕКРЕТ??????
ЦитироватьЦитироватьДля какой ПН создавалась Н-1? Этот вопрос я задавал ВП и он даже ответил. - Pit, что же ответил ВП???
ммм скажем так для выведения объекта разработки Д.И. Козлова. :lol:
В 1960-м был только один объект разработки Козлова - Р-7А. Зачем пустую Р-7А выводить на орбиту?
Цитироватьratte07 пишет:
В 1960-м был только один объект разработки Козлова - Р-7А. Цитировать8K74 это изделие, а не объект.
ЦитироватьPit пишет:
Цитироватьratte07 пишет:
В 1960-м был только один объект разработки Козлова - Р-7А. Цитировать8K74 это изделие, а не объект.
Так объектов не было.
ЦитироватьЦитироватьДля какой ПН создавалась Н-1? Этот вопрос я задавал ВП и он даже ответил. - Pit, что же ответил ВП???
ммм скажем так для выведения объекта разработки Д.И. Козлова. :lol:
Даже просто о прорабатываемых обьектах написано не мало! Но что бы Д. И. Козлов что-то делал под Н-1! - такого не разу не читал!!! и ни от кого не слышал!!! Pit, может быть Вы имеете ввиду обьект, который должны были делать на заводе Прогресс, которым руководил Козлов??? Тот же ТМК или ТОС???
ЦитироватьДаже просто о прорабатываемых обьектахнаписано не мало!
Вы - счастливый человек! знать бы ещё где это- "не мало". Это что например свежеиспечённая для ЦСКБ-Прогресса книга Ерофеева?
Где красочно описано как Козлову в лицо плеснули пары азотной кислоты изобломков Р-5, где повествуется как ЦСКБ запустили ИСЗ
ДС-1, а есть там ещё глава про космонавтов- как якобы написвались они и ДИ спаивал Титова.????????????????
ЦитироватьНо что бы Д. И. Козлов что-то делал под Н-1! - такого не разу не читал!!! и ни от кого не слышал!!!
"есть много, друг Горацио, такого!...."
Цитироватькоторый должны были делать на заводе Прогресс, которым руководил Козлов???
Д.И. Козлов НЕ руководил заводом Погресс. Во всяком случае в его личном деле сей примечательный факт не значится.
У завода директор был.[/quote]
Pit! Согласен - инфы мало! Так поделитесь!
Я так понимаю, будут помянуты "боевые станции". У меня другое мение. Н1 создавалась для абстрактной ПН "больше в 10 раз" - сначала Востока (40-50 т против 4,5 т), потом Союза (75 т против 7 т). Причем на словах предлагались самые разные ПН, работа по которым никогда не велась. Увеличение ПН с 45 т до 75 т было вызвано срывом сроков по первому варианту (где был 1962-1963 гг). Тут придумали очередные задачи и продолжили работать. Вероятно, Королев предполагал это сделать и для варианта на 95 т, предложив уже "марсианские" проекты, которые описаны у Бугрова. При всей очевидной нежизнеспособности проекта ТМК и экспедиционного комплекса с биологической СОЖ. Косвенным потдверждением желания делать "просто РН" без ПН является затягивание работ по комплексу Л3, которые фактически не были закончены и к 1974 г.
ЦитироватьPit! Согласен - инфы мало! Так поделитесь!
Правда, Pit, поделитесь! Нету сил ждать Юбилея. :wink:
ЦитироватьЯ так понимаю, будут помянуты "боевые станции".
Раз такая секретность, то надо полагать именно так! :)
Pit, то что Козлов делал было воплощено в металле? или дальше бумаги дело не пошло?
Тут http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=3470&postdays=0&postorder=asc&start=0
был такой вопрос:
Цитировать....А вот ПН под нее не было - куда ей летать?
Допустим пятый пуск Н-1 удачный - но Л3 еще не готов - МКБС или Л3М только на бумаге.... То что делал Козлов могло стать ПН для следующих пусков Н-1, Pit???
ЦитироватьТут http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=3470&postdays=0&postorder=asc&start=0
был такой вопрос:
Цитировать....А вот ПН под нее не было - куда ей летать?
Допустим пятый пуск Н-1 удачный - но Л3 еще не готов - МКБС или Л3М только на бумаге.... То что делал Козлов могло стать ПН для следующих пусков Н-1, Pit???
Н1 замысливалась в 1959 и утверждалась в 1960. Пятый пуск - это 1974 г. Если имеется в виду, что Козлов что-то делал в 70-е годы, то это в любом случае не то, подо что проектировалась Н1.
ЦитироватьН1 замысливалась в 1959 и утверждалась в 1960. Пятый пуск - это 1974 г. Если имеется в виду, что Козлов что-то делал в 70-е годы, то это в любом случае не то, подо что проектировалась Н1.
Но Pit говорит - "Для какой ПН создавалась Н-1? Этот вопрос я задавал ВП и он даже ответил. Очевидно что это НЕ Луна" и на вопрос - под что же отвечает - "ммм скажем так для выведения объекта разработки Д.И. Козлова." Так что речь не о 70-х годах!
ЦитироватьЦитироватьН1 замысливалась в 1959 и утверждалась в 1960. Пятый пуск - это 1974 г. Если имеется в виду, что Козлов что-то делал в 70-е годы, то это в любом случае не то, подо что проектировалась Н1.
Но Pit говорит - "Для какой ПН создавалась Н-1? Этот вопрос я задавал ВП и он даже ответил. Очевидно что это НЕ Луна" и на вопрос - под что же отвечает - "ммм скажем так для выведения объекта разработки Д.И. Козлова." Так что речь не о 70-х годах!
Что в 1960 году мог разрабатывать Козлов?
Вот об этом и спрашиваю Pita!
ЦитироватьДля какой ПН создавалась Н-1? Этот вопрос я задавал ВП и он даже ответил. Очевидно что это НЕ Луна. Соответственно тезис Ветрова который он в своё время озвучил на королёвских чтениях-"лунной гонки не было"- вполне имеет право на существование.
Кто настаивал на Н-1 с ПН в 75т если не Королёв?
Pit, а что скажете о написанном в книге Владимира Бугрова "Марсианский проект С.П. Королева"?
Бугров пишет: "Королев точно знал, для какой цели ему нужна была эта ракета, иначе зачем в отделе Тихонравова четыре года специальная группа проектировала единственную полезную нагрузку для Н-1 - марсианский экспедиционный комплекс?"
Каждый отдел считает себя самым важным, а свою нагрузку - основной.
ЦитироватьКаждый отдел считает себя самым важным, а свою нагрузку - основной.
а в других отделах разве что-то проектировали в качестве ПН для Н-1 до постановления лететь на Луну в 64 г?
ЦитироватьЦитироватьКаждый отдел считает себя самым важным, а свою нагрузку - основной.
а в других отделах разве что-то проектировали в качестве ПН для Н-1 до постановления лететь на Луну в 64 г?
Я может и ошибаюсь, но самый простой ответ, в начале 60-х планировалось размещение ядерного оружия в космосе. Проект стал не нужным после заключения договора о запрещении размещения ядерного оружия в космосе, 1967 г. Подписан и ратифицирован США, Великобританией, СССР, Францией, Индией и 58 другими государствами. Китай присоединился в 1983 г. Запрещает развертывание в космосе (включая околоземную орбиту) ядерного и других видов оружия массового уничтожения. Разрешает мирное использование космоса.
Мне кажется, что официально никогда советское (самое миролюбивое в мире), а теперь и российское руководство не признает, что планы размещения наступательного ядерного оружия не просто существовали, а реально разрабатывались. Если это так, то тема и отдел, который этим занимался вполне могут быть секретными до сих пор.
Тогда Н1 делалась под ядерный кулак занесенный над головами американцев, а Марс это мечта, а Луна отмазка.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьКаждый отдел считает себя самым важным, а свою нагрузку - основной.
а в других отделах разве что-то проектировали в качестве ПН для Н-1 до постановления лететь на Луну в 64 г?
Я может и ошибаюсь, но самый простой ответ, в начале 60-х планировалось размещение ядерного оружия в космосе. Проект стал не нужным после заключения договора о запрещении размещения ядерного оружия в космосе, 1967 г. Подписан и ратифицирован США, Великобританией, СССР, Францией, Индией и 58 другими государствами. Китай присоединился в 1983 г. Запрещает развертывание в космосе (включая околоземную орбиту) ядерного и других видов оружия массового уничтожения. Разрешает мирное использование космоса.
Мне кажется, что официально никогда советское (самое миролюбивое в мире), а теперь и российское руководство не признает, что планы размещения наступательного ядерного оружия не просто существовали, а реально разрабатывались. Если это так, то тема и отдел, который этим занимался вполне могут быть секретными до сих пор.
Тогда Н1 делалась под ядерный кулак занесенный над головами американцев, а Марс это мечта, а Луна отмазка.
То, что просчитывали на бумаге, и мы, и амеры, сомнений нет. На то и противостояние. Про железо говорить не приходится, потому и договор подписали, что железо ни какая экономика потянуть не могла. Правда у штатов уже второй рецидив начинается, после СОИ, а мы все в секретность играем? Не знаю, на сколько мы ангелы, но ястребов не у нас искать надо.
ЦитироватьНо Pit говорит - "Для какой ПН создавалась Н-1? Этот вопрос я задавал ВП и он даже ответил. Очевидно что это НЕ Луна" и на вопрос - под что же отвечает - "ммм скажем так для выведения объекта разработки Д.И. Козлова." Так что речь не о 70-х годах!
Бугров пишет: "Королев точно знал, для какой цели ему нужна была эта ракета, иначе зачем в отделе Тихонравова четыре года специальная группа проектировала единственную полезную нагрузку для Н-1 - марсианский экспедиционный комплекс?"
В Куйбышеве могли работать над.
Читаем у Ветрова в постановлении 60 г по работам над Н1.
«Создание боевых космических станций для осуществления постоянного патрулирования с целью контроля над полетами в космическом пространстве и уничтожения вражеских искусственных спутников и космических аппаратов над территорией Советского Союза и в прилегающих областях космического пространства.
Создание боевых кораблей-спутников с мощными радиостанциями, позволяющими вести постоянную радиолокационную разведку всех участков поверхности Земли, переброску крупных боевых грузов (в несколько десятков тонн) практически на любые расстояния, бомбометание с тяжелых кораблей-спутников и т.д.»
ТМК и ТОС по многим компонентам могло быть одно и тоже. Понятно, что проектировщики начинали с ТОС, а потом уже занимались ТМК. Если ТМК в середине 60-х был в стадии завершения проектных работ, то ТОС могла быть если не в металле, то уже на заводе. Таким заводом мог быть только тот, где делали Н1. ТМК или ТОС были пилотируемыми объектами, поэтому их проектировало ОКБ-1.
Однако есть другая тема, которую могли отдать в Куйбышев, как отдали многое из военной тематики.
Читаем снова. «Создание боевых кораблей-спутников..... позволяющими вести... переброску крупных боевых грузов (в несколько десятков тонн) практически на любые расстояния, бомбометание с тяжелых кораблей-спутников и т.д.»
Иначе предполагалось запускать с помощью Н1 сразу пакет боеголовок одним пуском в сторону супостата. Или выводить орбитальный, очевидно, беспилотный бомбомет, напичканный ядерными ракетами. Вот эту тему могли развивать в Куйбышеве самостоятельно. Можно учесть, что от Куйбышева до Арзамаса и Челябинска, главных центров производства ядерного оружия относительно недалеко, что могло облегчить кооперацию в таком деликатном деле. Но не факт, что это имело место. Все это не более чем мое предположение.
Интересно, а зачем на Байконуре построили сразу два старта под Н1?
Судя по военно-политической обстановке начала 60-х, когда у США было все чтобы быстро разбомбить СССР, а у нас только с десяток ракет, да еще и с относительно большим подлетным временем, то тема с выводом на орбиту эскадры бомбометов была очень даже актуальна. Поэтому есть вероятность, что это и была главная задача для Н1.
Похоже, Pit располагает какой-то информацией по этому вопросу и, надеюсь, поделится ею!
Складывается впечатление, что ТОС стала бы первой ПН для Н-1 - не будь принято решение в верхах занятся Луной в 64-м. По Бугрову - ТОС необходим Королеву для отработки ТМК и могла быть подана военным как в свое время фоторазведчик, под прикрытием которого Королев создал первый пилотируемый КК.
Учитывая, что проект ТОС был готов к середине 60-х, а Н-1 в первом - 75-ти тонном варианте реально могла начать летать раньше, к 70-му году на орбите имели бы ТОС - пусть и в простейшем варианте аля Скайлэб - и работа над марсианским проектом не остановилась бы - тогда вместо Бурана в 80-х запустили бы экспедицию к Марсу!
ЦитироватьЦитироватьНо Pit говорит - "Для какой ПН создавалась Н-1? Этот вопрос я задавал ВП и он даже ответил. Очевидно что это НЕ Луна" и на вопрос - под что же отвечает - "ммм скажем так для выведения объекта разработки Д.И. Козлова." Так что речь не о 70-х годах!
Бугров пишет: "Королев точно знал, для какой цели ему нужна была эта ракета, иначе зачем в отделе Тихонравова четыре года специальная группа проектировала единственную полезную нагрузку для Н-1 - марсианский экспедиционный комплекс?"
В Куйбышеве могли работать над.
Читаем у Ветрова в постановлении 60 г по работам над Н1.
«Создание боевых космических станций для осуществления постоянного патрулирования с целью контроля над полетами в космическом пространстве и уничтожения вражеских искусственных спутников и космических аппаратов над территорией Советского Союза и в прилегающих областях космического пространства.
Создание боевых кораблей-спутников с мощными радиостанциями, позволяющими вести постоянную радиолокационную разведку всех участков поверхности Земли, переброску крупных боевых грузов (в несколько десятков тонн) практически на любые расстояния, бомбометание с тяжелых кораблей-спутников и т.д.»
ТМК и ТОС по многим компонентам могло быть одно и тоже. Понятно, что проектировщики начинали с ТОС, а потом уже занимались ТМК. Если ТМК в середине 60-х был в стадии завершения проектных работ, то ТОС могла быть если не в металле, то уже на заводе. Таким заводом мог быть только тот, где делали Н1. ТМК или ТОС были пилотируемыми объектами, поэтому их проектировало ОКБ-1.
Однако есть другая тема, которую могли отдать в Куйбышев, как отдали многое из военной тематики.
Читаем снова. «Создание боевых кораблей-спутников..... позволяющими вести... переброску крупных боевых грузов (в несколько десятков тонн) практически на любые расстояния, бомбометание с тяжелых кораблей-спутников и т.д.»
Иначе предполагалось запускать с помощью Н1 сразу пакет боеголовок одним пуском в сторону супостата. Или выводить орбитальный, очевидно, беспилотный бомбомет, напичканный ядерными ракетами. Вот эту тему могли развивать в Куйбышеве самостоятельно. Можно учесть, что от Куйбышева до Арзамаса и Челябинска, главных центров производства ядерного оружия относительно недалеко, что могло облегчить кооперацию в таком деликатном деле. Но не факт, что это имело место. Все это не более чем мое предположение.
Интересно, а зачем на Байконуре построили сразу два старта под Н1?
Судя по военно-политической обстановке начала 60-х, когда у США было все чтобы быстро разбомбить СССР, а у нас только с десяток ракет, да еще и с относительно большим подлетным временем, то тема с выводом на орбиту эскадры бомбометов была очень даже актуальна. Поэтому есть вероятность, что это и была главная задача для Н1.
Да, вполне правдоподобно...
Даже в НФ у Хайнлайна поминались орбитальные КК-патрули, готовые в любой момент пуском ядекной БЧ уничтожить любой город на планете. А где-то в другом месте (не помню) встречалась даже цифра: для ядерных боеприпасов орбитального базирования время от момента выдачи команды до момента детонации ЯБЧ - 30 секунд. Мож и не совсем правда, но в ту же степь.
Правильно сделали, что вовремя договорились.
ЦитироватьА где-то в другом месте (не помню) встречалась даже цифра: для ядерных боеприпасов орбитального базирования время от момента выдачи команды до момента детонации ЯБЧ - 30 секунд. Мож и не совсем правда, но в ту же степь.
Продолжительность схода с орбиты по баллистическорй траектории - несколько минут, так что скорее 300 секунд. Но дело даже не в этом. Орбитальные бомбы ходят по фиксированным орбитам, и чтобы постоянно какая-нибудь бомба пролетала условно говоря над Вашингтоном, нужно держать их на орбите несколько десятков.
То есть в час "Ч" только несколько процентов бомб будут находиться над важными целями, остальные - над океанами, пустынями и нейтральными странами. Удар получится очень быстрым, но относительно слабым. А оставшиеся боеголовки смогут атаковать цели на территории США в течении нескольких часов, а то и дней.
У МБР подлетное время больше на порядок, но все боеголовки можно сразу положить куда надо.
Цитировать[Удар получится очень быстрым, но относительно слабым. А оставшиеся боеголовки смогут атаковать цели на территории США в течении нескольких часов, а то и дней.
У МБР подлетное время больше на порядок, но все боеголовки можно сразу положить куда надо.
При совместном действии МБР + боеголовки космического базирования - получается очень эффективный удар - наверняка был велик соблазн иметь такую систему ядерного меча-щита...
Чтож - ждем что скажут знатоки! :)
Пока знатоки не высказывают свое мнение, продолжим рассуждения. Пусть потом поправят.
ЦитироватьА оставшиеся боеголовки смогут атаковать цели на территории США в течении нескольких часов, а то и дней.
У МБР подлетное время больше на порядок, но все боеголовки можно сразу положить куда надо.
На самом деле возможности тут шире. В любом случае контейнер с боеголовкой должен иметь двигатель. Тогда выбирая направление вектора скорости и величину импульса можно в широких пределах менять точку падения боеголовки. В целом это аналогично концепции глобальной ракеты (ГР-1). Фактически если запускать боеголовку с орбиты, то можно попасть в любую точку планеты, правда подлетное время может быть большим, чем у обычной баллистической ракеты. Это время можно сократить, если вывести хотя бы две боевые станции со сдвигом на пол витка.
Как написано здесь: http://physicsbooks.narod.ru/Apollo/N1/N1.HTM боевой вариант Н1 должен был выводить на орбиту 17 боеголовок. Недостаток носителей хотели решить одним махом. Но ракета в ответственный момент могла подвести, и тогда понятно для чего строили два старта для Н1.
Это один вариант. Но возможен и другой вариант.
По первоначальному постановлению еще от июня 60 г планировали: «Создать в течение 1960-1962 гг. новый носитель (объект Н-1) с двигателями на химических источниках энергии, обеспечивающий выведение на орбиту кораблей-спутников весом до 40-50 т».
Почему 40 – 50 т? В то время как раз активно шли работы над термоядерным оружием и нужны были носители этого оружия. Возможно в качестве нагрузки Н1 (не хочу называть это полезной нагрузкой) тогда в 60-м могли планировать и супербомбу Сахарова в 50 Мт, которая весила до 27 т, а в 100 Мт могла весить еще больше.
Бомба получалась столь велика и тяжела, что для ТУ-95 это был почти предел и бомбардировщик с ней не мог улететь далеко. Иначе ничем кроме Н1 её закинуть за океан не могли.
Но после испытаний в конце 1961 г. от такой идеи очевидно отказались.
Тогда "Кузькина мать" о которой кричал размахивая кулаком 12 октября 1960 года Никита Сергеевич Хрущев с трибуны Ассамблеи ООН это мог быть комплекс Н1 и супербомба в 50 или даже в 100 Мт. Запас по массе (40-50 т) объясняется тем, что реальной массы бомбы в 60-м еще не знали. Её начали делать в начале 61 г.
Кстати обычно название Н1 расшифровывают как «носитель», а если здесь есть двойной смысл и Н это не только буква русского алфавита?
.
ЦитироватьПри совместном действии МБР + боеголовки космического базирования - получается очень эффективный удар - наверняка был велик соблазн иметь такую систему ядерного меча-щита...
Чтож - ждем что скажут знатоки! :)
Знатоки скажут, что на практике трудно было бы в те годы обеспечить нужную надежность сотен орбитальных бомб, годами болтающихся на орбите. Такая система имеет смысл для внезапного "обезглавливающего" удара, но для её надежного функционирования нужны технологии не 60-ых.
ЦитироватьПочему 40 – 50 т? В то время как раз активно шли работы над термоядерным оружием и нужны были носители этого оружия. Возможно в качестве нагрузки Н1 (не хочу называть это полезной нагрузкой) тогда в 60-м могли планировать и супербомбу Сахарова в 50 Мт, которая весила до 27 т, а в 100 Мт могла весить еще больше.
Под эту бомбу планировался носитель УР-500 (будущий Протон). По баллистической траектории (а не орбитальной) он мог 27 тонн добросить до США.
Кстати 27 тонн бомба весила бы и в 100-мегатоном варианте. 50 Мт добавки мощности давал урановый корпус-толкатель третьей ступени бомбы (его делали из урана-238, он делится термоядерными нейтронами). На испытаниях корпус заменили на свинцовый, чтобы уменьшить радиоактивное заражение (98% мощности взрыва обеспечила сравнительно чистая реакция синтеза).
Постановление по УР500 так же датируется 60 г. Видимо всем и Королеву, Челомею и Янгелю на конкурентной основе выдали задание на тяжелый носитель ядерного оружия. В итоге полетела только УР500.
Согласен - Н-1 скорее всего начали проектировать для военных целей, но думаю у Королева на счет Н-1 были свои планы - как и с "семеркой"... так что боевые станции и прочее - могли быть нужны Королеву для того что бы военные начали финансировать проект Н-1 - а вот создавалось ли что-нибудь и вообще велись ли серьезные работы над этой темой - ни где не встречал инфы...
ЦитироватьЦитироватьПри совместном действии МБР + боеголовки космического базирования - получается очень эффективный удар - наверняка был велик соблазн иметь такую систему ядерного меча-щита...
Чтож - ждем что скажут знатоки! :)
Знатоки скажут, что на практике трудно было бы в те годы обеспечить нужную надежность сотен орбитальных бомб, годами болтающихся на орбите. Такая система имеет смысл для внезапного "обезглавливающего" удара, но для её надежного функционирования нужны технологии не 60-ых.
Однако же ГР-1 делали! и уверен довели бы орбитальную бомбу до нужного уровня надежности!
У нас все делали в начале для войны, а потом для мира.
С 1962 г ведутся проектные работы над глобальной ракетой ГР-2. Свои варианты предлагают Челомей - УР500, Королев - Н11 ГР и Янгель - Р56.
Назначение всех ракет – размещение разделяющихся головных частей в космосе. Тогда уже понимали, что обычные МБР легко обнаруживаются вскоре после старта, а значит ответного удара не избежать. Тогда как ГР может нанести удар более скрытно. Важные решения были приняты в Пицунде в 62 г.
Как приводится у Марка Вейда. http://www.astronautix.com/details/pit27080.htm
Челомей представил проект УР-500. Тогда ракета имела стартовую массу 500 тонн, и выводимую массу 12 тонн, в качестве которой предполагалась 30 Mт боеголовка.
Янгель представил его планы его собственной ракеты Р-56. Со стартовой массой 1200 тонн и ПН 30 тонны для 50 Mт ядерной боеголовки. Этот проект был отклонен.
Королев обосновал проект Н1 со стартовой массой 2500 тонн и полезным грузом 75 т. Н1 предполагалось использовался для 100 Mт боеголовки.
Как альтернатива УР500 был представлен проект Н11 ГР, ПН 9 т, которая выводила 6 боеголовок в 1.5 Мт. http://www.astronautix.com/lvs/n11gr.htm. Приоритет был отдан Челомею. Работы еще несколько лет над Н1 продолжались медленно.
Любопытно, что ПН и мощность
12 т – 30 Мт
30 т – 50 Мт
75 т – 100 Мт
Дают линейную зависимость.
Получается, что мощность взрыва тупо пропорциональна массе боеголовки?
Тогда Сатурн 5 могла вывести 150 Мт боеголовку?
Нет! Даже под УР-500 предлагалась боеголовка мощностью 150 Мт. :wink:
ЦитироватьОднако же ГР-1 делали! и уверен довели бы орбитальную бомбу до нужного уровня надежности!
ГР-1 - это частично-орбитальная ракета, ее боеголовка выходит на орбиту, но не совершает полного витка, орбита выбирается такой, чтобы достигнуть цели на первом же витке. Т.е. это просто глобальная МБР, для сколько-нибудь продолжительного нахождения на орбите она не предназначалась.
ЦитироватьНет! Даже под УР-500 предлагалась боеголовка мощностью 150 Мт. :wink:
А старт УР-500 и других сверхтяжелых МБР предполагался с открытой стартовой площадки или из шахты?
ЦитироватьА старт УР-500 и других сверхтяжелых МБР предполагался с открытой стартовой площадки или из шахты?
Для УР-500 был проект шахты, поэтому у нее все разъемы, связывающую ракету с землей, выведены на задний торец первой ступени.
ЦитироватьЦитироватьА старт УР-500 и других сверхтяжелых МБР предполагался с открытой стартовой площадки или из шахты?
Для УР-500 был проект шахты, поэтому у нее все разъемы, связывающую ракету с землей, выведены на задний торец первой ступени.
А другие ракеты, кроме УР-500 с открытых стартовых площадок?
УР-500 в шахте была бы без боковушек (первой ступени "Протона")?
Старт УР-500 из шахты горячий или минометный? Проектировало КБ Челомея. Скорее всего старт - горячий.
ЦитироватьА другие ракеты, кроме УР-500 с открытых стартовых площадок?
Про другие не знаю.
ЦитироватьУР-500 в шахте была бы без боковушек (первой ступени "Протона")?
Старт УР-500 из шахты горячий или минометный? Проектировало КБ Челомея. Скорее всего старт - горячий.
Какие боковушки? Просто две первых ступени нынешнего Протона, 2-я правда была покороче. Старт конечно горячий, Челомей и для более легких ракет был противником минометного, а тут это было практически невозможно.
Боковушки Протона-суть баки горючего первой ступени с двигателями, а посему без них никак. А миномётный старт в 60-х и у Янгеля ещё только в проекте был.
Так а как с этими бАковушками - и в шахту? Она настолько широкая должна быть?
ЦитироватьТак а как с этими бАковушками - и в шахту? Она настолько широкая должна быть?
В шахту предполагалось ставить ракету без боковушек.
И при таком большом диаметре ракеты, крышка шахты не откидная, а отъезжает на рельсах в горизонтальной плоскости.
Значит, речь не об УР-500?
А сколько на Байконуре открытых стартовых комплексов "Протона"?
Для Н-1 был только один стартовый комплекс.
ЦитироватьА сколько на Байконуре открытых стартовых комплексов "Протона"?
Для Н-1 был только один стартовый комплекс.
Для Н-1 - было два СК.
ЦитироватьЦитироватьА сколько на Байконуре открытых стартовых комплексов "Протона"?
Для Н-1 был только один стартовый комплекс.
Для Н-1 - было два СК.
А для "Протона"?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьА сколько на Байконуре открытых стартовых комплексов "Протона"?
Для Н-1 был только один стартовый комплекс.
Для Н-1 - было два СК.
А для "Протона"?
Не меньше двух. Можно уточнить у Вована.
Стартовый комплекс (СК) был один, в вот пусковых устройств (ПУ) - два... Как мне кажется
http://baikonur.h1.ru/
ЦитироватьС ближайшей к Ленинску стороны "Левого фланга" находится более известный комплекс "Протон". Тут расположены два старта с четырьмя пусковыми установками и два крупных монтажно-испытательных комплекса, а также заправочно-нейтрализационная станция. Оба старта с заглубленными сооружениями были "посажены" проектировщиками в низины. Сравнительно высокий уровень грунтовых вод регулярно "обеспечивает" затопление подземных сооружений ракетных стартов "Протонов" и "Циклонов", чем постоянно изводит инженерные службы космодрома.
Правда рабочих ПУ по-моему два. Кажется один старт планировали под Байтерек.
Картинка не отображается
Я дал ссылку на сайт посмотрите там.
ОК, все нормально, просто ссылка сначала у меня появилась как неотображающаяся картинка (квадратик, перечеркнутый крестом)
ЦитироватьЦитироватьА старт УР-500 и других сверхтяжелых МБР предполагался с открытой стартовой площадки или из шахты?
Для УР-500 был проект шахты, поэтому у нее все разъемы, связывающую ракету с землей, выведены на задний торец первой ступени.
Ракету в шахте предполагалось размещать целиком, на что Никита Сергеевич спросил: "Мы будем коммунизм строить, или шахты для УР-500?" :lol:
ЦитироватьРакету в шахте предполагалось размещать целиком, на что Никита Сергеевич спросил: "Мы будем коммунизм строить, или шахты для УР-500?" :lol:
Ну это известная байка :)
Еще одна известная байка: Проигравшие (по срокам) соревнование с изделием, широко известным как КМ, конкуренты (чуть позднее) представили расчеты для получения "в том же корпусе" ок. 1Гт эквивалента. После чего вся программа была плавно закрыта, ибо люди подумали, первый раз
Попробую написать здесь.
Н-1 сейчас считается относительно дешёвой ракетой. Как ни сравни... Дешевле Энергии, дешевле Сатурна... даже, видимо, дешевле на килограмм.
Если сейчас разрабатывать супертяж - имеет ли смысл - экономический - брать за основу Н-1, точнее, почему именно не имеет?
Понятно, что если сейчас ставить задачу разработать РН с ПН, скажем, 90 тонн на ИСЗ, то в любом случае эту задачу надо делать с нуля. Ни Н-1, ни Энергию нельзя "восстановить" - можно "создать заново", с учётом тех или иных имеющихся наработок - типа УКСС (?), РД-170 или НК-33, или ВМ-Т (?). Но как именно лучше всего использовать имеющиеся наработки - в первую очередь знания - чтобы такая РН получилась с наименьшими затратами денег?
Ангара-100, например, на мой взгляд, может оказаться дороже, чем "повторение" Н-1 с сегодняшнего состояния. Нет?
Ну, я лично против. Лучше сделать Ангару-100 (ну, с оговорками) - т.е. пакетную РН с ЦБ 5.5, и УРМ Зенита в качестве боковушек (от 2 до 6 штук), на ТРЕТЬЮ ступень поставить водородный движок... да тот же J-2E купить - по бартеру на РД-180 ;-). Ну, это если Энергомаш РД_0120 не сможет восстановить. И получить 100-120 тонн ПН на почти целиком керосиновой ракете. Этакий недоВулкан.
ЦитироватьНу, я лично против. Лучше сделать Ангару-100 (ну, с оговорками) - т.е. пакетную РН с ЦБ 5.5, и УРМ Зенита в качестве боковушек (от 2 до 6 штук), на ТРЕТЬЮ ступень поставить водородный движок... да тот же J-2E купить - по бартеру на РД-180 ;-). Ну, это если Энергомаш РД_0120 не сможет восстановить. И получить 100-120 тонн ПН на почти целиком керосиновой ракете. Этакий недоВулкан.
Не "Ангара-100", а "Русь-100" (справа):
(http://i032.radikal.ru/0908/fe/84e65bd594e1.jpg) (http://www.radikal.ru)[/quote]
И не надро никаких 5,5 метров. Все прекраснео компонуется в 3,8. Конечно, 3 ступень надо делать в большем диаметре - например, 6,2 м
ЦитироватьНу, я лично против. Лучше сделать Ангару-100 (ну, с оговорками) - т.е. пакетную РН с ЦБ 5.5, и УРМ Зенита в качестве боковушек (от 2 до 6 штук), на ТРЕТЬЮ ступень поставить водородный движок... да тот же J-2E купить - по бартеру на РД-180 ;-). Ну, это если Энергомаш РД_0120 не сможет восстановить. И получить 100-120 тонн ПН на почти целиком керосиновой ракете. Этакий недоВулкан.
Очень неплохой вариант.
ЦитироватьПопробую написать здесь.
Н-1 сейчас считается относительно дешёвой ракетой. Как ни сравни... Дешевле Энергии, дешевле Сатурна... даже, видимо, дешевле на килограмм.
Если сейчас разрабатывать супертяж - имеет ли смысл - экономический - брать за основу Н-1, точнее, почему именно не имеет?
Понятно, что если сейчас ставить задачу разработать РН с ПН, скажем, 90 тонн на ИСЗ, то в любом случае эту задачу надо делать с нуля. Ни Н-1, ни Энергию нельзя "восстановить" - можно "создать заново", с учётом тех или иных имеющихся наработок - типа УКСС (?), РД-170 или НК-33, или ВМ-Т (?). Но как именно лучше всего использовать имеющиеся наработки - в первую очередь знания - чтобы такая РН получилась с наименьшими затратами денег?
Ангара-100, например, на мой взгляд, может оказаться дороже, чем "повторение" Н-1 с сегодняшнего состояния. Нет?
Тут есть несколько моментов.
Во-первых, сравнивать напрямую цены (осбенно на околовоенную продукцию) в СССР и США напрямую нельзя. Разные страны с совершенно разной экономикой, нужно учитывать при сравнении массу ньюансов.
Во-вторых, Н-1 была дешева в разработке, но во многом эта экономия была черезмерной. Отсутствие стнда для первой ступени уже на зубах навязло в обсуждениях. И Н-1 в итоге так и не полетела.
Ну и наконец, сегодня уже очевидно, что 6 движков по 750 тонн при прочих равных будут дешевле в производстве, чем 30 про 150 тонн.
ЦитироватьНе "Ангара-100", а "Русь-100" (справа):
Хороший вариант, достаточно мощный и относительно дешевый носитель. Двупуском можно отправлять на Луну солидные экспедиции.
Но если будем пускать его часто, лучше вместо РД-170 двигатель понадежнее, а то слишком часто падать будет.
Диаметр боковушек лучше 4,1 метра - объем на 16% больше, чем при 3,8, а для третьей ступени все равно нужна самолетная транспортировка.
В случае более мощного варианта (6 ББ диаметром по 4,1 м с РЗТ по 400 тонн; ЦБ с РД-170 увеличенного диаметра с РЗТ 700 тонн; третья ступень диаметром 7,7 м с РЗТ 300 тонн) ПН будет составлять ~ 170 тонн.
Русь-100 выглядит вполне симпатично, по-моему, и есть три вопроса:
1) Если сравнивать напрямую схему Руси-100 со схемой Н-1 (образца 90 т или 75 т, неважно), с учётом того, что есть как РД-180 (или там РД-171?), так и НК-33, то что сейчас дешевле в разработке и производстве?
2) На чём возить переразмеренную 3-ю ступень?
3) Сегодня, вероятно, можно было бы рассмотреть вариант делать схему Н-1 не на 30 однокамерниках, а на, скажем, 7 четырёхкамерниках. Всё равно Н-1 не выиграла бы экономически?
ЦитироватьВо-первых, сравнивать напрямую цены (осбенно на околовоенную продукцию) в СССР и США напрямую нельзя. Разные страны с совершенно разной экономикой, нужно учитывать при сравнении массу ньюансов.
Я исхожу из оценки Чертока, по которой покупательная способность рубля и доллара в этой индустрии были примерно равны.
ЦитироватьВо-вторых, Н-1 была дешева в разработке, но во многом эта экономия была черезмерной. Отсутствие стнда для первой ступени уже на зубах навязло в обсуждениях. И Н-1 в итоге так и не полетела.
Да, но почти полетела - опять-таки, я исхожу из мнения, что 2 и 3 ступени были отработаны (кстати, не нашёл ссылки на отработку именно третьей... вторая-то была...), а первая почти отработана, и с НК-33 полетела бы. А в целом, как ни крути, проект куда дешевле был Аполлона, раз в пять, наверное.
ЦитироватьНу и наконец, сегодня уже очевидно, что 6 движков по 750 тонн при прочих равных будут дешевле в производстве, чем 30 про 150 тонн.
Это интересный вопрос. Если бы НК-33 сегодня выпускались тиражами, соответствующими семейству РД-170, чья тяга была бы дешевле?
Мне Русь-100, Ангара-5 и так далее не нравятся по простой причине - трехблочный пакет кончается на схеме с 2, максимум с 3 боковыми блоками. Дальше запас топлива в ЦБ и-или его тяга становятся недопустимо малыми для тяжелой ракеты.
Поэтому мое мнение, что на ЦБ должен стоять такой же двигатель, как на ББ, безо всякого дроселлирования, но запас топлива должен быть в 1.8-2 раза больше, чем в ББ. Один фиг, ЦБ - специфичная конструкция, от ББ он сильно отличается. Настолько сильно, что унификация по бакам не дает никакого выигрыша - ну, кроме разве что трехблока.
Поэтому и НЕ НАДО унифицировать ЦБ с ББ. Тогда мы получаем следующее - вокруг ЦБ можно разместить 6 или даже 8 ББ без проблем с их отделением. Запас топлива в ЦБ достаточен, чтобы не дроселлировать двигатель ЦБ. Тяга ЦБ (в отличии от А-100 - это ж надо удумать, на ЦБ воткнуть РД-180!) на момент разделения достаточна, чтобы избежать больших гравитационных потерь на участке работы второй ступени (которая еще и третью тащит на себе). Там процентик, тут процентик...
ЦитироватьРусь-100 выглядит вполне симпатично, по-моему, и есть три вопроса:
1) Если сравнивать напрямую схему Руси-100 со схемой Н-1 (образца 90 т или 75 т, неважно), с учётом того, что есть как РД-180 (или там РД-171?), так и НК-33, то что сейчас дешевле в разработке и производстве?
2) На чём возить переразмеренную 3-ю ступень?
3) Сегодня, вероятно, можно было бы рассмотреть вариант делать схему Н-1 не на 30 однокамерниках, а на, скажем, 7 четырёхкамерниках. Всё равно Н-1 не выиграла бы экономически?
Сейчас производcтва для НК-33 нет. :)
НК-33 и РД-170 в разных категориях по давлению. Потому четырехкамерник с удельными параметрами НК-33 был бы дешевле РД-170 (но его ещё нет, а РД-170 есть).
Также есть оборудование для производства баков освоенных диаметров (правда для диаметра 7,7 м оснастку вроде бы придется восстанавливать).
Производство на космодроме баков большого диаметра - моя голубая мечта. Не знаю только, насколько это будет экономически оправдано.
Если учесть, что сейчас оборудования больше чем на 4,1 м нет, и для транспортировки больших диаметров понадобятся специальные самолеты - вполне может оказаться, что выгоднее освоить сварку баков на космодроме.
ЦитироватьМне Русь-100, Ангара-5 и так далее не нравятся по простой причине - трехблочный пакет кончается на схеме с 2, максимум с 3 боковыми блоками. Дальше запас топлива в ЦБ и-или его тяга становятся недопустимо малыми для тяжелой ракеты.
Не обязательно двигателю ЦБ работать с земли. Тогда можно и 6 ББ прицепить, а ЦБ такого же диаметра и с таким же двигателем запускать после разделения.
ЦитироватьМне Русь-100, Ангара-5 и так далее не нравятся по простой причине - трехблочный пакет кончается на схеме с 2, максимум с 3 боковыми блоками. Дальше запас топлива в ЦБ и-или его тяга становятся недопустимо малыми для тяжелой ракеты.
Поэтому мое мнение, что на ЦБ должен стоять такой же двигатель, как на ББ, безо всякого дроселлирования, но запас топлива должен быть в 1.8-2 раза больше, чем в ББ. Один фиг, ЦБ - специфичная конструкция, от ББ он сильно отличается. Настолько сильно, что унификация по бакам не дает никакого выигрыша - ну, кроме разве что трехблока.
Поэтому и НЕ НАДО унифицировать ЦБ с ББ. Тогда мы получаем следующее - вокруг ЦБ можно разместить 6 или даже 8 ББ без проблем с их отделением. Запас топлива в ЦБ достаточен, чтобы не дроселлировать двигатель ЦБ. Тяга ЦБ (в отличии от А-100 - это ж надо удумать, на ЦБ воткнуть РД-180!) на момент разделения достаточна, чтобы избежать больших гравитационных потерь на участке работы второй ступени (которая еще и третью тащит на себе). Там процентик, тут процентик...
У Русь-М ББ и ЦБ унифицировались (по габаритам) "случайно" - оптимальные РЗТ оказались практически одинаковыми. А вот по двигателю - они разные: на ББ РД-170, на ЦБ - два высотных РД-191 (ну, или один РД-180, если на нем можно сделать выдвижные насадки с нужной степенью расширения). Обе ступени работают последовательно. Увеличение массы ПГ с 65 (для двухступенчатой Русь-65) до 100 т достигнуто применением третьей водородной ступени (не в моих вкусах, но в данном случае может оказаться более целесообразным, чем городить шесть боковушек).
ЦитироватьУвеличение массы ПГ с 65 (для двухступенчатой Русь-65) до 100 т достигнуто применением третьей водородной ступени (не в моих вкусах, но в данном случае может оказаться более целесообразным, чем городить шесть боковушек).
А если и то и другое, и можно без хлеба? :)
Кстати почему разница в 25% ПН у Руси-100 и Амура-5? Из-за разницы в размере блоков?
Для РД-170 я предлагаю применять блоки с РЗТ не меньше 400 тонн.
ЦитироватьЦитироватьУвеличение массы ПГ с 65 (для двухступенчатой Русь-65) до 100 т достигнуто применением третьей водородной ступени (не в моих вкусах, но в данном случае может оказаться более целесообразным, чем городить шесть боковушек).
А если и то и другое, и можно без хлеба? :)
Кстати почему разница в 25% ПН у Руси-100 и Амура-5? Из-за разницы в размере блоков?
Для РД-170 я предлагаю применять блоки с РЗТ не меньше 400 тонн.
Стартовая масса меньше на 250-300 т и более слабый двигатель на 3-й ступени.
ЦитироватьСтартовая масса меньше на 250-300 т и более слабый двигатель на 3-й ступени.
C шестью боковушками, ЦБ и третьей ступенью увеличенного диаметра (на ЦБ РД-170, на третьей ступени 3 100-тонника или 2 РД-0120) получаем 170 тонн ПН, можно лететь на Луну в однопуск.
ЦитироватьЦитироватьСтартовая масса меньше на 250-300 т и более слабый двигатель на 3-й ступени.
C шестью боковушками, ЦБ и третьей ступенью увеличенного диаметра (на ЦБ РД-170, на третьей ступени 3 100-тонника или 2 РД-0120) получаем 170 тонн ПН, можно лететь на Луну в однопуск.
Такой гигантизм ни к чему. Кстати, концепция С.П.Королева (ТМК-Н-1) ориентировалась на многопусковые схемы неспроста. Для полета на Марс (а именно он был ывыбран стратегической целью) МЭК при любом раскладе необходимо было собирать с помощью нескольких носителей. В этом случае, размерность единичного носителя относительно слабо влияет на стоимость программы. Есть предположение, что размерность Н-1 - 75 тонн - была выбрана как оптимальная для марсианского проекта.
Тоже верно, хотя американцы и стали задирать грузоподъемность Ареса-5, хотя из Шаттла было проще получить 100-тонник.
По крайней мере и 100-тонника уже достаточно для реализации очень серьёзных программ.
Так гигантизм-то - это только экстремально тяжелый вариант, типа Вулкана. С двумя ББ и небольшой керосиновой третьей ступенью, она же РБ, будет ПН порядка 50 тонн - как у ТриЗенита. С 4 ББ и керосиновой ступенью побольше - 80 тонн. А 170 - это наиэкстремальнейший апгрейд. Летать можно со старта Энергии.
ЦитироватьЦитироватьНо может быть Pit, что-то интересное расскажет???
у нас через год вроде ка юбилей. Не расскажу а напишу. Боюсь только проблемы будут напечатать.
а покуда озвучу простые вопросы-
Для какой ПН создавалась Н-1? Этот вопрос я задавал ВП и он даже ответил. Очевидно что это НЕ Луна. Соответственно тезис Ветрова который он в своё время озвучил на королёвских чтениях-"лунной гонки не было"- вполне имеет право на существование.
Кто настаивал на Н-1 с ПН в 75т если не Королёв?
У меня создалось впечатление после осмотра пресловутой танцплощадки на "сосках", что а почему бы Н-1 не иметь клёпанный керосиновый бак? ....
Судя по хронике событий, первоначальные "бумажные" варианты Н-1 представляли собой некие расчетные варианты РН, прорабатывавшиеся с целью определения технологических ограничений нга стартовую смассу и габариты и выявлению зависимости массы ПГ от Мст. Прорабатыввались варианты со стартовой массой от 900 до 2500 т (Гудилин, РККЭ). Определенная полезная нагрузка - ТМК-1 - появилась в 1959 году. По воспоминаниям Г.Ю.Максимова, этот облетный корабль с экипажем из 3 человек имел массу 15-16 т (с замкнутой СОЖ). Несложный расчет показывет, что для перевода на отлетную траекторию к Марсу 15-16-тонного груза с помощью керосинового РБ (например, с 11Д33 с УИ=340 с), на орбиту ИСЗ необходимо вывести груз массой 69-75 т. Видимо, эта величина и предопределила размерность Н-1. На сайте РККЭ об этом прямо сказано.
ЦитироватьОпределенная полезная нагрузка - ТМК-1 - появилась в 1959 году. По воспоминаниям Г.Ю.Максимова, этот облетный корабль с экипажем из 3 человек имел массу 15-16 т (с замкнутой СОЖ). Несложный расчет показывет, что для перевода на отлетную траекторию к Марсу 15-16-тонного груза с помощью керосинового РБ (например, с 11Д33 с УИ=340 с), на орбиту ИСЗ необходимо вывести груз массой 69-75 т. Видимо, эта величина и предопределила размерность Н-1. На сайте РККЭ об этом прямо сказано.
Угумс. И как же это получился трёхместный корапь с замкнутой СОЖ массой всего то в два раза больше Союза и в три раза больше Востока? И с продолжительностью полёта в год, да?
Боюсь что всё было гораздо проще. ПН в 75 т получилась исходя из заданной схемы 24 стопятидесятитонных двигателя по кругу, а всё остальное - подгонка под эту цифру. Т.е. ПН ракеты была первична, а грузы под эту ПН - вторичны.
http://www.energia.ru/energia/mars/mars.html:
"Уже в 1959 году группа энтузиастов начала проработки тяжелого межпланетного корабля (ТМК) для полета человека к планетам Солнечной системы. Постепенно работа обретала форму проекта, и он стал основой для выбора характеристик перспективной ракеты-носителя Н1. Вместе с разгонным блоком ТМК должен был выводиться на околоземную орбиту ракетой-носителем Н1. Затем разгонный блок переводил бы его на пролетную траекторию мимо Марса, где под воздействием его гравитационного поля корабль должен был изменить свою траекторию таким образом, чтобы вернуться к Земле. При подлете к Земле спускаемый аппарат с экипажем должен был отделиться от межпланетного корабля и совершить посадку на Землю.
ТМК имел массу 75 т, длину 12 м, диаметр гермоотсека 6 м, экипаж три человека, общее время полета 2-3 года".
Они что, должны были МИМО Марса пролететь? :shock:
Из Ветрова:
ТЯЖЕЛЫЙ МЕЖПЛАНЕТНЫЙ КОРАБЛЬ ТМК-1
Назначение ТМК-1: обеспечение полетов к Луне, Венере, Марсу, изучение планет и межпланетного пространства, а также отработка различных систем корабля и тренировка экипажей в длительных космических полетах.
Предполагалось, что на околоземную орбиту ТМК-1 выводится с помощью носителя Н-I. Вместе с кораблем выводится последняя ступень, которая разгоняет ТМК-1 с круговой орбиты на траекторию к заданной планете, после чего отделяется.
В составе экипажа три человека. Для обеспечения достаточно равномерной искусственной тяжести производится закрутка корабля вокруг поперечной оси с вынесением центра масс за пределы корабля с экипажем путем раздвижения отсеков.
При установке на носитель все выступающие части ТМК-1 складываются. Длина корабля в сложенном состоянии около 20 м, диаметр 4 м. Вес корабля после выведения на траекторию 15 т. В составе ТМК-1 предусмотрены три отсека: биологический — объемом 70 м3, приборный, для основной массы аппаратуры — 25 м3, пилотируемый — 25 м3.
КДУ крепится снаружи со стороны днища биологического отсека, спускаемый аппарат — со стороны пилотируемого отсека. Во время полета спускаемый аппарат отводится с помощью механизмов на противоположную сторону корабля и фиксируется на расстоянии 12 м. На ТМК-1 используются солнечные батареи.
12 октября 1961 г. был завершен технический отчет с исходными данными по ТМК-1, в котором принимали участие все основные отделы ОКБ-1.
ЦитироватьОни что, должны были МИМО Марса пролететь? :shock:
Именно.
ЦитироватьЦитироватьОни что, должны были МИМО Марса пролететь? :shock:
Именно.
Прошу прощения, можете объяснить смысл такой затеи?
"Флаговтык в пустоте"? :D
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьОни что, должны были МИМО Марса пролететь? :shock:
Именно.
Прошу прощения, можете объяснить смысл такой затеи?
"Флаговтык в пустоте"? :D
Посадочная экспедиция выглядела малореальной, а вот облет Марса или Венеры выглядел и реалистично, и достаточно круто по тем временам. При пролете мимо планеты, на ее поверхность планировалось сбросить зонды. Кстати, облет Луны изначально планировался тоже на ТМК-1. :wink:
ЦитироватьПосадочная экспедиция выглядела малореальной, а вот облет Марса или Венеры выглядел и реалистично, и достаточно круто по тем временам. При пролете мимо планеты, на ее поверхность планировалось сбросить зонды. Кстати, облет Луны изначально планировался тоже на ТМК-1. :wink:
Совершенно понятно почему "оно оказалось в корзине". :)
ЦитироватьСовершенно понятно почему "оно оказалось в корзине". :)
В корзине оно оказалось по причине Л-3. Но, к слову, от ТМК-1 осталось и железо - его макет (ЭУ-37, "марсолет") в НЭК ИМБП.
ЦитироватьЦитироватьСовершенно понятно почему "оно оказалось в корзине". :)
В корзине оно оказалось по причине Л-3. Но, к слову, от ТМК-1 осталось и железо - его макет (ЭУ-37, "марсолет") в НЭК ИМБП.
Что-то мне кажется, просто потому, что предложенная миссия к Марсу была опасной и малопродуктивной затеей. :)
А пилотируемый облёт Луны как таковой вообще не нужен никому. :)
ЦитироватьЧто-то мне кажется, просто потому, что предложенная миссия к Марсу была опасной и малопродуктивной затеей. :)
А пилотируемый облёт Луны как таковой вообще не нужен никому. :)
Не судите те времена с точки зрения этих. Тогда не так боялись риска...
ЦитироватьНе судите те времена с точки зрения этих. Тогда не так боялись риска...
И САС придумали именно по этой причине, хотя она спасла всего двух человек. ;)
ЦитироватьА пилотируемый облёт Луны как таковой вообще не нужен никому. :)
Ой, Вы бы это в середине 60-х объяснили Королеву, Челомею и американцам заодно. :lol:
ЦитироватьЦитироватьА пилотируемый облёт Луны как таковой вообще не нужен никому. :)
Ой, Вы бы это в середине 60-х объяснили Королеву, Челомею и американцам заодно. :lol:
Несколько позднее "им объяснили" под визг распиливаемой Н-1. ;)
Правда, Королёв, к счастью, этого не увидел...
ЦитироватьНо, к слову, от ТМК-1 осталось и железо - его макет (ЭУ-37, "марсолет") в НЭК ИМБП.
К ТМК оно имеет такое же отношение как "Марс-500" к полёту на Марс.
Цитировать"Уже в 1959 году группа энтузиастов начала проработки тяжелого межпланетного корабля (ТМК) для полета человека к планетам Солнечной системы. Постепенно работа обретала форму проекта, и он стал основой для выбора характеристик перспективной ракеты-носителя Н1.
Подумать только! В СССР ракеты такого масштаба разрабатывались под проект группы энтузиастов... Кто это написал? Ему самому то не смешно?
ЦитироватьВместе с разгонным блоком ТМК должен был выводиться на околоземную орбиту ракетой-носителем Н1. Затем разгонный блок переводил бы его на пролетную траекторию мимо Марса, где под воздействием его гравитационного поля корабль должен был изменить свою траекторию таким образом, чтобы вернуться к Земле.
И где можно увидеть этот прожект уложеный в 15 тонн? Под который ни больше ни меньше как начали создание Н-1?
ЦитироватьТМК имел массу 75 т, длину 12 м, диаметр гермоотсека 6 м, экипаж три человека, общее время полета 2-3 года".
Ээээ? Не понял? Так какая всётаки масса - 75 или 15 тонн? И 2-3 года просто умиляют. Конечно же под это надо было срочно создавать ракету! Под что же ещё? ;) :)
ЦитироватьЦитироватьНо, к слову, от ТМК-1 осталось и железо - его макет (ЭУ-37, "марсолет") в НЭК ИМБП.
К ТМК оно имеет такое же отношение как "Марс-500" к полёту на Марс.
ЭУ-37 создавалась в ОКБ-1, как макет ТМК.
Цитировать[ Подумать только! В СССР ракеты такого масштаба разрабатывались под проект группы энтузиастов... Кто это написал? Ему самому то не смешно?
Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР
«О создании мощных ракет-носителей, спутников, космических
кораблей и освоении космического пространства в 1960-1967 годах»
№715-296 23 июня 1960 г.
СОВ.СЕКРЕТНО ОСОБОЙ ВАЖНОСТИ
В целях закрепления ведущего положения Советского Союза в деле дальнейшего освоения космического пространства, решения на этой основе оборонных, народнохозяйственных задач и резкого качественного повышения уровня этих исследований, а также создания в ближайшие годы нового комплекса технических средств, использующих новейшие достижения науки и техники в ракетостроении и других смежных областях, Центральный Комитет КПСС и Совет Министров Союза ССР ПОСТАНОВЛЯЮТ:
1. Принять предложение Государственного комитета Совета Министров СССР по оборонной технике, Государственного комитета Совета Министров СССР по радиоэлектронике, Министерства обороны СССР, Совета Министров РСФСР, Государственного комитета Совета Министров СССР по авиационной технике, Государственного комитета Совета Министров СССР по судостроению, Министерства среднего машиностроения, Государственного комитета Совета Министров СССР по химии, Академии наук СССР, рассмотренное Комиссией Президиума Совета Министров СССР по военно-промышленным вопросам1, о проведении в 1960-1962 годах проектно-конструкторской проработки и необходимого объема исследований с целью создания в ближайшие годы: - новой комплексной ракетной системы со стартовым весом ракеты-носителя порядка 1000-20002 тонн, обеспечивающей вывод на орбиту вокруг Земли тяжелого межпланетного корабля весом до 60-80 тонн;
ЦитироватьПрошу прощения, можете объяснить смысл такой затеи?
Смысл - притянуть за уши хотя бы какой-нибудь прожект который бы смог хоть както объяснить создание такой большой ракеты.
ЦитироватьТак какая всётаки масса - 75 или 15 тонн? И 2-3 года просто умиляют. Конечно же под это надо было срочно создавать ракету! Под что же ещё? ;) :)
Вся облетная экспедиция рассчитывалась на один пуск Н-1. Масса комплекса на орбите ИСЗ 75 т, масса собственно ТМК 15-16,8 т.
ЦитироватьСовершенно понятно почему "оно оказалось в корзине". :)
Оно не оказалось в корзине. Оно просто не родилось. Чтобы чтото отменить нужно его сначала принять, а кто мог принять к исполнению этот бред...
ЦитироватьВся облетная экспедиция рассчитывалась на один пуск Н-1. Масса комплекса на орбите ИСЗ 75 т, масса собственно ТМК 15-16,8 т.
Вот и я думаю что если бы эта история была правдой то это было бы умышленным вредительством или даже диверсией.
ЦитироватьЧто-то мне кажется, просто потому, что предложенная миссия к Марсу была опасной и малопродуктивной затеей. :)
Потому что "предложенная миссия" была бредом сивой кобылы без малейших шансов на реализацию.
ЦитироватьЦитироватьСовершенно понятно почему "оно оказалось в корзине". :)
Оно не оказалось в корзине. Оно просто не родилось. Чтобы чтото отменить нужно его сначала принять, а кто мог принять к исполнению этот бред...
Не, если "бред был принят", то "на свалке", а если только нарисован, то "в корзине". :D
ЦитироватьЦитироватьВся облетная экспедиция рассчитывалась на один пуск Н-1. Масса комплекса на орбите ИСЗ 75 т, масса собственно ТМК 15-16,8 т.
Вот и я думаю что если бы эта история была правдой то это было бы умышленным вредительством или даже диверсией.
Выдержки из документа:
ДОКЛАДНАЯ ЗАПИСКА (С.П.Королева)
ОБ ИСПОЛЬЗОВАНИИ НОСИТЕЛЯ Н-I (11А52)
И СОЗДАНИИ НА ЕГО ОСНОВЕ
ПЕРВООЧЕРЕДНЫХ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ
[1963 г.]
II. ИЗУЧЕНИЕ ПЛАНЕТ СОЛНЕЧНОЙ СИСТЕМЫ
А. Изучение ближайших планет
На базе Н-I могут быть созданы следующие космические объекты для изучения ближайших планет.
1. Тяжелый межпланетный корабль (ТМК) для облета Марса и Венеры весом до 17 т с возвращением на Землю.
Целесообразно летную отработку ТМК, всех его бортовых систем начать с орбитальных полетов вокруг Земли, полетов на большие удаления от Земли по траектории зонда. ТМК может быть также использован для облета Луны.
2. Автоматические спутники Марса и Венеры (без возвращения на Землю) весом порядка 3 т.
3. Автоматические планетные станции (АПС) для исследования Марса и Венеры с весом при входе в атмосферу до 17 т при весе спускаемого на поверхность планеты груза 30-50% веса АПС.
4. Осуществление экспедиции на Марс с возвращением.
При использовании двигателей на химическом топливе общий вес экспедиционного комплекса, отправляемого к Марсу, должен быть порядка 180-200 т, при использовании аэродинамического торможения в атмосфере Марса — порядка 130-140 т, при этом на орбите Земли должен быть собран комплекс общим весом в первом случае — порядка 660-330 т, во втором случае — 460-540 т.
....
ПРЕДЛОЖЕНИЯ
На базе тяжелого носителя Н-I предлагается разрабатывать в ближайшие годы следующие космические объекты.
1. Экспедиционный комплекс для высадки на поверхность Луны людей с оборудованием с последующим возвращением на Землю.
Возможные сроки разработки: проектно-конструкторские работы — 1 год;
изготовление блоков экспедиционного комплекса, отработка, предварительные испытания [не указан].
4. Тяжелый межпланетный корабль для облета Марса и Венеры с возвращением на Землю (ТМК-1 на химических источниках энергии).
Возможные сроки:
проектно-конструкторские работы — 1 год;
изготовление, отработка, предварительные испытания — 2 года.
7. Экспедиционный комплекс для высадки людей с оборудованием на поверхность Марса с возвращением на Землю.
Работа ограничивается эскизным проектом со сроком выполнения в 1966-1967 гг.
ЦитироватьЦитироватьЧто-то мне кажется, просто потому, что предложенная миссия к Марсу была опасной и малопродуктивной затеей. :)
Потому что "предложенная миссия" была бредом сивой кобылы без малейших шансов на реализацию.
Ну, я бы так категорично не говорил. :)
Человек, знаете ли, существо выносливое. :)
Вот и надо читать вот это:
ЦитироватьВ целях закрепления ведущего положения Советского Союза в деле дальнейшего освоения космического пространства, решения на этой основе оборонных, народнохозяйственных задач...
а не всякую лабуду которую приплетают в обоснование.
Задачей создания Н-1 было сохранение "ракетного превосходства" в свете начатого фон Брауном создания Сатурна-1, а не выведение какогото бредового ТМК.
ЦитироватьВот и надо читать вот это:
ЦитироватьВ целях закрепления ведущего положения Советского Союза в деле дальнейшего освоения космического пространства, решения на этой основе оборонных, народнохозяйственных задач...
а не всякую лабуду которую приплетают в обоснование.
Задачей создания Н-1 было сохранение "ракетного превосходства" в свете начатого фон Брауном создания Сатурна-1, а не выведение какогото бредового ТМК.
Блин, Старый, ну че ерунду-то говорить?
Там же русскими буквами сказано, что закрепление ведущего положения было ЦЕЛЬЮ, а для достижения этой цели надо было решить ряд ЗАДАЧ, в том числе - задачу выведения ТМК. Ну да, товарищи были слишком оптимистичны в плане оценок, но задача тем не менее ставилась В ТОМ ЧИСЛЕ и такая.
ЦитироватьВыдержки из документа:
ДОКЛАДНАЯ ЗАПИСКА (С.П.Королева)
ОБ ИСПОЛЬЗОВАНИИ НОСИТЕЛЯ Н-I (11А52)
И СОЗДАНИИ НА ЕГО ОСНОВЕ
ПЕРВООЧЕРЕДНЫХ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ
[1963 г.]
II. ИЗУЧЕНИЕ ПЛАНЕТ СОЛНЕЧНОЙ СИСТЕМЫ
А. Изучение ближайших планет
На базе Н-I могут быть созданы следующие космические объекты для изучения ближайших планет.
1. Тяжелый межпланетный корабль (ТМК) для облета Марса и Венеры весом до 17 т с возвращением на Землю.
Целесообразно летную отработку ТМК, всех его бортовых систем начать с орбитальных полетов вокруг Земли, полетов на большие удаления от Земли по траектории зонда. ТМК может быть также использован для облета Луны.
Угумс. Когда настало время писать официальные документы с подписями за которые прийдётся отвечать то бредятина быстро деградировала до беспилотного запуска "по траектории зонда" и пилотируемого облёта Луны посильного даже Протону.
ЦитироватьЗадачей создания Н-1 было сохранение "ракетного превосходства" в свете начатого фон Брауном создания Сатурна-1, а не выведение какогото бредового ТМК.
Первые проработки Н-1 начались в 1956 году, т.е. задолго и до Сатурна-1 и до ТМК. ТМК был лишь одной из предлагавшихся нагрузок для Н-1. Но он повлиял на выбор грузоподъемности носителя, а до 1963 года рассматривался как приоритетная ПН. Как известно, вплоть до августа 1964 г. обоснование создания Н-1 было ахилесовой пятой проекта. Отсюда и появление проектов боевого использования Н-1 в качестве носителя "кузькиной мамы", и ТОС - надо было заинтересовать военных, которые финансировали разработки РКТ в СССР в то время.
ЦитироватьНу да, товарищи были слишком оптимистичны в плане оценок, но задача тем не менее ставилась В ТОМ ЧИСЛЕ и такая.
Я могу поверить что Королёв был мечтателем и даже фантазёром, но никогда не поверю что он был идиотом...
ЦитироватьУгумс. Когда настало время писать официальные документы с подписями за которые прийдётся отвечать то бредятина быстро деградировала до беспилотного запуска "по траектории зонда" и пилотируемого облёта Луны посильного даже Протону.
А время было: облетная экспедиция намечалась на начало 1970-х.
ЦитироватьНо он повлиял на выбор грузоподъемности носителя, а до 1963 года рассматривался как приоритетная ПН.
Нет. Нигде и никогда и НННШ.
ЦитироватьЦитироватьНо он повлиял на выбор грузоподъемности носителя, а до 1963 года рассматривался как приоритетная ПН.
Нет. Нигде и никогда и НННШ.
Ага, т.е. разработчики - РККЭ и постановления ЦК и СМ говоряит, что влиял, а Старый утверждает обратное. :lol:
Саныч, блин, ну где эта проработка полётной массы ТМК, которая "повлмяла на выбор размерности" Н-1?
ЦитироватьСаныч, блин, ну где эта проработка полётной массы ТМК, которая "повлмяла на выбор размерности" Н-1?
По утверждению Бугрова, все проработки по ТМК были уничтожены по указанию Глушко. Поэтому опираться приходится только на воспоминания очевидцев. Но они подтверждаются цифрами из постановлений и в записках Королева.
ЦитироватьАга, т.е. разработчики - РККЭ и постановления ЦК и СМ говоряит, что влиял, а Старый утверждает обратное. :lol:
Неужели гдето там написано что размер ракеты определяется размером ТМК?
Если бы всё это было так, то постановление было бы "О создании ТМК" и в лучшем случае вторым пунктом в нём было бы "Разработать ракету обеспечивающую выведение ТМК".
ЦитироватьПо утверждению Бугрова, все проработки по ТМК были уничтожены по указанию Глушко.
Что ещё утверждает Бугров? ;) Интересно, а Черток об этом что-нибудь слышал? А Феоктистов?
ЦитироватьПоэтому опираться приходится только на воспоминания очевидцев.
ОДНОГО очевидца?
ЦитироватьНо они подтверждаются цифрами из постановлений и в записках Королева.
Так постановление о ракете или о ТМК? ;)
ЦитироватьЦитироватьНу да, товарищи были слишком оптимистичны в плане оценок, но задача тем не менее ставилась В ТОМ ЧИСЛЕ и такая.
Я могу поверить что Королёв был мечтателем и даже фантазёром, но никогда не поверю что он был идиотом...
А кто сказал, что он был идиотом? Изначально, в 63-м году такая задача (ТМК) ставилась, а потом немного разобрались, как раз потому, что не идиоты.
ЦитироватьОДНОГО очевидца?
Как минимум двух: Максимова и Бугрова.
ЦитироватьТак постановление о ракете или о ТМК? ;)
Ты название прочитал? :lol:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьНу да, товарищи были слишком оптимистичны в плане оценок, но задача тем не менее ставилась В ТОМ ЧИСЛЕ и такая.
Я могу поверить что Королёв был мечтателем и даже фантазёром, но никогда не поверю что он был идиотом...
А кто сказал, что он был идиотом? Изначально, в 63-м году такая задача (ТМК) ставилась, а потом немного разобрались, как раз потому, что не идиоты.
Официально считается, что проект ТМК-1 начали прорабатывать энтузиасты отдела №9 Тихонравова (Максимов и Феоктистов) в 1959 году. Вэйд относит начало этих проработок к январю 59 г. Максимов вспоминал, что работы сначала велись "подпольно", якобы о них Королев не знал. Но это врядли. Скорее всего подпольность заключалась в том, что работы велись вне плана. Сомнительно, что Королев включил бы эти работы в проект Постановления 1960 г. без достаточно основательной проработки. Очевидно, к этому времени ТМК-1 несомненно уже обрел некий внятный образ. Известно о двух альтернативах: проект с ЖРД от Максимова (начальная масса на ОИСЗ 75 т, масса ТМК-1 15-16 т) и проект с ЭРД от Феоктистова (масса на ОИСЗ 75 т, масса ТМК 30 т). Причем, судя по всему, Феоктистов сначала попытался соорудить что-то вроде посадочного экспедиционного комплекса, но быстро отказался. По Ветрову, в 1961 году был готов технический отчет по ТМК, в котором приняли участие все подразделения ОКБ-1. Параллельно прорабатывался и вариант Марсианского экспедиционного комплекса (по Вэйду ТМК-Э). Вот о нем и пишет Бугров. Судя по некоторым данным, ТМК входил в МЭК в качестве обитаемого модуля. Степень проработки ТМК трудно точно оценить. Но в целом проект выглядел логично. С помощью ТМК планировалось последовательно осуществить облет Луны, Марса и Венеры, создать на его базе тяжелую орбитальную станцию. В этих задачах Луна просматривается не как приоритетная цель, а как первый этап отработки технологий межпланетных путешествий. В любом случае, до 1963 года (когда Королев начал пробивать идею приоритетности лунного направления) ТМК наряду с ТОС был приоритетной пилотируемой ПН .
Ну, и кстати, вариант на 75 т - далеко не первый. Вот интересно бы взглянуть на Н-1 1960 г. с 30 (!) подвесными баками... :roll:
Не хотел бы я расчитывать колебания такой системы. :D
Наверное потому от этого варианта и отказались?
Из протокола расширенного совещания главных конструкторов 31 января 1961 г. :
С.П.Королев: "Разработанная многоблочная схема носителя Н-I с 30 баками для компонентов топлива имеет большое количество пневматических, гидравлических и других коммуникаций и креплений по сравнению с моноблочным вариантом.
В ОКБ-1 проведены проектные разработки моноблочных конструкций носителей с использованием в качестве емкостей для компонентов шаровых емкостей диаметром 10-11 м. Моноблочная схема носителя Н-I, по предварительным данным, может дать выигрыш в виде полезной нагрузки до 5 т. В моноблочной схеме упрощается пневмогидравлическая схема, наилучшим образом используется материал конструкции".
ЦитироватьНу, и кстати, вариант на 75 т - далеко не первый. Вот интересно бы взглянуть на Н-1 1960 г. с 30 (!) подвесными баками... :roll:
A eTo xoTR 6bI TeopeTu4ecku Bo3Mo>KHo ? :roll:
ЦитироватьЦитироватьНу, и кстати, вариант на 75 т - далеко не первый. Вот интересно бы взглянуть на Н-1 1960 г. с 30 (!) подвесными баками... :roll:
A eTo xoTR 6bI TeopeTu4ecku Bo3Mo>KHo ? :roll:
Наверное, возможно. Но от этого монстрика быстро - к марту 1961 года - отказались.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьНу, и кстати, вариант на 75 т - далеко не первый. Вот интересно бы взглянуть на Н-1 1960 г. с 30 (!) подвесными баками... :roll:
A eTo xoTR 6bI TeopeTu4ecku Bo3Mo>KHo ? :roll:
Наверное, возможно. Но от этого монстрика быстро - к марту 1961 года - отказались.
Отказались, но посмотреть хоть эскизы хотелось бы :wink:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьНу, и кстати, вариант на 75 т - далеко не первый. Вот интересно бы взглянуть на Н-1 1960 г. с 30 (!) подвесными баками... :roll:
A eTo xoTR 6bI TeopeTu4ecku Bo3Mo>KHo ? :roll:
Наверное, возможно. Но от этого монстрика быстро - к марту 1961 года - отказались.
Отказались, но посмотреть хоть эскизы хотелось бы :wink:
Где-то во 2-й половине 19+80-х попадался мне рисунок Н-1 с кучей баков. Вот не помню, где: то ли в JBIS или Spaceflight, то ли в Letectvi a cosmonautica :roll:
ЦитироватьЗадачей создания Н-1 было сохранение "ракетного превосходства" в свете начатого фон Брауном создания Сатурна-1, а не выведение какогото бредового ТМК.
Сама по себе ракета - всего лишь инструмент. Королеву Н-1 нужна была для решения определенных задач, одна из которых - межпланетные полеты.
ЦитироватьЦитироватьЗадачей создания Н-1 было сохранение "ракетного превосходства" в свете начатого фон Брауном создания Сатурна-1, а не выведение какогото бредового ТМК.
Сама по себе ракета - всего лишь инструмент. Королеву Н-1 нужна была для решения определенных задач, одна из которых - межпланетные полеты.
А что ж он не решал их на Р-7? ;) Как это он не решив ни одной из задач на Р-7 взялся за решение очередных?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЗадачей создания Н-1 было сохранение "ракетного превосходства" в свете начатого фон Брауном создания Сатурна-1, а не выведение какогото бредового ТМК.
Сама по себе ракета - всего лишь инструмент. Королеву Н-1 нужна была для решения определенных задач, одна из которых - межпланетные полеты.
А что ж он не решал их на Р-7? ;) Как это он не решив ни одной из задач на Р-7 взялся за решение очередных?
Судя по всему, планы Королева в области космонавтики (кстати, где-то недавно прочел, что СП разделял "космонавтику" и "космическую деятельность", понимая под первой исключительно пилотируемые полеты) предусматривали последовательное решение следующих задач: ИСЗ - корабль спутник - межпланетная облетная экспедиция, ТОС - межпланетные полеты с высадкой на поверхности планет. Поскольку эти задачи не могли быть все решены только с Р-7 (и ее модификациями), то потребовалась новая ракета (н-1). А поскольку сложность указанных задач была различной и нарастала по мере продвижения вперед, то СП начал решать их параллельно-последовательно. О чем и свидетельствует начало работ над ТМК практически одновременно с "Востоком".
ЦитироватьСудя по всему, планы Королева...
Ох, с этим "судя по всему" надо быть повнимательнее. Ато получится что всё что он сделал он сделал не по своим планам...
ЦитироватьО чем и свидетельствует начало работ над ТМК практически одновременно с "Востоком".
Для начала надо бы всётаки установить что начало этих работ вообще было, а потом уж использовать как свидетельство.
ЦитироватьЦитироватьСудя по всему, планы Королева...
Ох, с этим "судя по всему" надо быть повнимательнее. Ато получится что всё что он сделал он сделал не по своим планам...
Разумеется, далеко не все ему удалось сделать по своим планам.
ЦитироватьЦитироватьО чем и свидетельствует начало работ над ТМК практически одновременно с "Востоком".
Для начала надо бы всётаки установить что начало этих работ вообще было, а потом уж использовать как свидетельство.
Начало разработки однозначно было до выхода Постановления от 23 июня 1960 г.
ЦитироватьРазумеется, далеко не все ему удалось сделать по своим планам.
А всё что удалось - вопреки своим планам? ;)
ЦитироватьНачало разработки однозначно было до выхода Постановления от 23 июня 1960 г.
Неплохо бы для начала установить что "начало разработки" вообще было.
ЦитироватьЦитироватьРазумеется, далеко не все ему удалось сделать по своим планам.
А всё что удалось - вопреки своим планам? ;)
ЦитироватьНачало разработки однозначно было до выхода Постановления от 23 июня 1960 г.
Неплохо бы для начала установить что "начало разработки" вообще было.
Проект Постановления направлен в ЦК, емнип, 7 апреля 1960 г. Поскольку Королев не имел обыкновения выходить с такими предложениями (Н-1, ТМК и т.п.), не проработав их в достаточной степени (например, проработки Н-1 в том или ином виде велись где-то с 1956 г.), то ясно, что разработка ТМК началась, как минимум, за несколько месяцев до подготовки проекта Постановления. Что собственно подтверждается данными РККЭ.
РГ: Секрет Сергея Королева. Почему была провалена советская марсианская программа
(http://www.rg.ru/2009/12/08/mars-poln.html)
ЦитироватьПоскольку Королев не имел обыкновения выходить с такими предложениями (Н-1, ТМК и т.п.), не проработав их в достаточной степени (например, проработки Н-1 в том или ином виде велись где-то с 1956 г.), то ясно, что разработка ТМК началась, как минимум, за несколько месяцев до подготовки проекта Постановления. Что собственно подтверждается данными РККЭ.
Надо ещё установить какие обыкновения имел Королёв. И прорабатывал ли он сначала ракету а уж потом под неё ПН или наоборот.
Ато ты счас договоришься до того что размерность Р-7 он выбрал такую чтоб она могла вывести на орбиту спутник Д-1 массой 1300 кг.
ЦитироватьИ прорабатывал ли он сначала ракету а уж потом под неё ПН или наоборот.
Ато ты счас договоришься до того что размерность Р-7 он выбрал такую чтоб она могла вывести на орбиту спутник Д-1 массой 1300 кг.
Несомненно, изначально прорабатывалась ракета (с 1956-57 гг.). Причем, насколько известно, плясали не от массы ПГ, а от стартовой массы, тяги или уже имеющихся элементов (например, блоки 1-й ступени Р-9 или удлиненные блоки Р-7). Я хочу сказать, что размерность ТМК-1 повлияла на выбор размерности 75-тонной Н-1. РККЭ об этом пишет прямо http://www.energia.ru/energia/mars/mars.html:
"Уже в 1959 году группа энтузиастов начала проработки тяжелого межпланетного корабля (ТМК) для полета человека к планетам Солнечной системы. Постепенно работа обретала форму проекта, и он стал основой для выбора характеристик перспективной ракеты-носителя Н1".
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
ЦитироватьИ прорабатывал ли он сначала ракету а уж потомЯ хочу сказать, что размерность ТМК-1 повлияла на выбор размерности 75-тонной Н-1. РККЭ об этом пишет прямо http://www.energia.ru/energia/mars/mars.html:
"Уже в 1959 году группа энтузиастов начала проработки тяжелого межпланетного корабля (ТМК) для полета человека к планетам Солнечной системы. Постепенно работа обретала форму проекта, и он стал основой для выбора характеристик перспективной ракеты-носителя Н1".
Написать можно что угодно, бумага всё стерпит, особенно когда ни чертежей ни очевидцев не осталось. Вот насколько это соответствует действительности? Подбирать размерность ракеты под бредовый заведомо неосуществимый прожект - в это трудно поверить.
Почти наверняка размерность определялась техническими причинами - ограничением на размер двигателя и удобным количеством двигателей - 24.
Что касается ТМК то надо ещё доказать что там вообще было хоть чтото реальное. Пока впечатление такое что РККЭ раскручивает этот ТМК для придания себе авторитета, мол вооон мы когда уже межпланетные корабли разрабатывали! Ну и естественно признавать что ракету делали просто так ни под что, лишь бы сохранить "ракетное превосходство" тоже неполиткоректно.
Кстати, у Чертока про этот ТМК никто не пытался расспросить?
ЦитироватьПодбирать размерность ракеты под бредовый заведомо неосуществимый прожект - в это трудно поверить.
Современная наука не считает этот прожект заведомо неосуществимым - это вопрос только времени и затраченных средств.
Более того, он считается одной из важнейших перспектив развития космонавтики.
Во времена создания проекта ТМК многие проблемы были просто неизвестны. Но это не значит, что они принципиально нерешаемы. Проект со временем конечно претерпел бы значительные изменения. Но это не отменяет необходимость сверхтяжелой РН для его реализации. Так что её разработка выглядела вполне логично.
ЦитироватьСовременная наука не считает этот прожект заведомо неосуществимым - это вопрос только времени и затраченных средств.
"Современная наука" это вы?
ЦитироватьВо времена создания проекта ТМК многие проблемы были просто неизвестны.
И поэтому Королёв не придумал ничего лучше как загрузить своё КБ и всю страну созданием носителя под запуск неизвестных проблем. Слушайте, а может это была утончённая месть за незаконную отсидку? ;)
ЦитироватьНо это не значит, что они принципиально нерешаемы. Проект со временем конечно претерпел бы значительные изменения.
А ракета уже сделана под тот, с неизвестными проблемами. Вот засада...
ЦитироватьСтарый пишет:
ЦитироватьЦитироватьИ прорабатывал ли он сначала ракету а уж потомЯ хочу сказать, что размерность ТМК-1 повлияла на выбор размерности 75-тонной Н-1. РККЭ об этом пишет прямо http://www.energia.ru/energia/mars/mars.html:
"Уже в 1959 году группа энтузиастов начала проработки тяжелого межпланетного корабля (ТМК) для полета человека к планетам Солнечной системы. Постепенно работа обретала форму проекта, и он стал основой для выбора характеристик перспективной ракеты-носителя Н1".
Написать можно что угодно, бумага всё стерпит, особенно когда ни чертежей ни очевидцев не осталось. Вот насколько это соответствует действительности? Подбирать размерность ракеты под бредовый заведомо неосуществимый прожект - в это трудно поверить.
Почти наверняка размерность определялась техническими причинами - ограничением на размер двигателя и удобным количеством двигателей - 24.
Что касается ТМК то надо ещё доказать что там вообще было хоть чтото реальное. Пока впечатление такое что РККЭ раскручивает этот ТМК для придания себе авторитета, мол вооон мы когда уже межпланетные корабли разрабатывали! Ну и естественно признавать что ракету делали просто так ни под что, лишь бы сохранить "ракетное превосходство" тоже неполиткоректно.
Кстати, у Чертока про этот ТМК никто не пытался расспросить?
Когда на Н-1 появилось 24 двигателя пока точно не известно (скорее всего не раньше конца 1960 г. -марта 1961 г.). До этого прорабатывались многочисленные варианты различной компоновки, стартовых масс и габаритов.
Что касаемо ТМК-1, то точный объем проработки по нему не известен. По данным Ветрова в 1961 году был выпущен технический отчет, в цитировавшейся записке С.П.Королева от 1963 г. указывается, что требуется : "на пропроектно-конструкторские работы — 1 год;
изготовление, отработка, предварительные испытания — 2 года".
По воспоминаниям В.В.Молодцова проработки межпланетных кораблей (ТМК Максимова, Феоктистова и МК Молодцова) начались в отделе Тихонравова практически одновременно (дата точно не указана, но из контекста воспоминаний следует, что это 1959-60 гг. Тем более что МК - облетный комплекс для Луны 7К-9К-11К - начал разрабатываться, согласно МПК, в те же годы).
Эта информация может означать, что угодно, начиная от того, что ТМК-1 был проработан в объеме эскизного проекта, и заканчивая тем, что было нарисовано несколько плакатов и подготовлена пояснительная записка. Но меры СП, предпринятые по отработке технологии длительных космических полетов - создание ИМБП, разработка замкнутых СОЖ и проектирование ЭУ-37 для НЭК - свидетельствуют о том, что тема была проработана гораздо глубже.
ЦитироватьКогда на Н-1 появилось 24 двигателя пока точно не известно (скорее всего не раньше конца 1960 г. -марта 1961 г.). До этого прорабатывались многочисленные варианты различной компоновки, стартовых масс и габаритов.
И чево? "Совершенно очевидно что без ТМК было бы любое дркгое количество двигателей но только не 24"?
ЦитироватьЧто касаемо ТМК-1, то точный объем проработки по нему не известен.
Вот ведь, а? Зато точно известна его масса и под неё даже заказали РН!
ЦитироватьПо данным Ветрова в 1961 году был выпущен технический отчет,
Это чего Ветров так называет? Служебную записку с перечнем своих фантазий?
Цитироватьв цитировавшейся записке С.П.Королева от 1963 г. указывается, что требуется : "на пропроектно-конструкторские работы — 1 год;
изготовление, отработка, предварительные испытания — 2 года".
Как мало надо было в 1963-м году для проектирования ТАКОГО корабля! 3 года и готов 19-тонный корапь для автономного полёта трёх человек в течение трёх лет... И почему его только не сделали? Ну хотя бы в околоземном варианте и хотя бы на 1 год...
ЦитироватьПо воспоминаниям В.В.Молодцова проработки межпланетных кораблей (ТМК Максимова, Феоктистова и МК Молодцова) начались в отделе Тихонравова практически одновременно (дата точно не указана, но из контекста воспоминаний следует, что это 1959-60 гг.
И каков результат? И точно под каждый заказывали свою ракету? Или только под ветровский? ;)
ЦитироватьТем более что МК - облетный комплекс для Луны 7К-9К-11К - начал разрабатываться, согласно МПК, в те же годы).
Вот этот прожектик - реальный уровень тогдашних фантазий. Впрочем тоже неосуществимых.
ЦитироватьЭта информация может означать, что угодно, начиная от того, что ТМК-1 был проработан в объеме эскизного проекта, и заканчивая тем, что было нарисовано несколько плакатов и подготовлена пояснительная записка.
Эта информация означает только одно - Энергии выгодно представить себя разработчиком межпланетных корабьлей и невыгодно признаваться как на самом деле создавалась Н-1.
ЦитироватьНо меры СП, предпринятые по отработке технологии длительных космических полетов - создание ИМБП, разработка замкнутых СОЖ и проектирование ЭУ-37 для НЭК - свидетельствуют о том, что тема была проработана гораздо глубже.
А для полёта на Востоке замкунутая СОЖ и ИМБП были не нужны?
Полнейшее отсутствие каких-либо результатов по проблеме длительных полётов говорит только об одном - никто за эту проблему даже не брался.
Саныч, ТМК и идея о том что Н-1 делали под него настолько чудовищно бредовы, что поверить в это можно только предположив что всё ОКБ-1 дружно рехнулось умом.
Саныч, даже сейчас уложить такой корапь даже в 20 тонн совершенно невозможно. Признайся сам себе: ты веришь что тогда удалось увязать корабль до такой степени что встала практическая необходимость делать под него РН?
Скажи прямо: ты в это веришь?
ЦитироватьСаныч, даже сейчас уложить такой корапь даже в 20 тонн совершенно невозможно. Признайся сам себе: ты веришь что тогда удалось увязать корабль до такой степени что встала практическая необходимость делать под него РН?
Скажи прямо: ты в это веришь?
"Веришь-не веришь" - это для попов. Инженерам требуется точное знание. Пока документы говорят о том, что проработка ТМК велась довольно длительное время и довольно глубоко. Причем во всех документах масса ТМК варьируется в диапазоне 15-17 т.
ЦитироватьПока документы говорят о том, что проработка ТМК велась довольно длительное время и довольно глубоко. Причем во всех документах масса ТМК варьируется в диапазоне 15-17 т.
Нет таких документов и нет такой проработки. Но речь не об этом, а о том что под ЭТО делалась Н-1.
ЦитироватьЦитироватьПока документы говорят о том, что проработка ТМК велась довольно длительное время и довольно глубоко. Причем во всех документах масса ТМК варьируется в диапазоне 15-17 т.
Нет таких документов и нет такой проработки. Но речь не об этом, а о том что под ЭТО делалась Н-1.
Старый, сейчас даже точно не известно, когда появилось само название Н-1 (думаю, в районе все того же 1959 г.). Никто и не утверждает, что Н-1 прорабатывалась именно под ТМК-1. Хотя бы по тому, что поисковые работы по тяжелому носителю начались гораздо раньше, чем этот самый ТМК-1 появился. И не секрет, что СП был вынужден изыскания ОКБ-1 проводить с оглядкой на МО - ведомство, заказывающее (и финансирующее) все ракетные разработки в СССР. Поэтому в 1956-57 гг. (а может и позже) обоснование необходимости создания тяжелой РН базировалось на применении сверхмощных термоядерных зарядов (до 100 и более Мт и массой порядка 35 и более тонн). Речь о том, что сентенуция типа "Н-1 разрабатывалась без привязки к конкретным объектам" - не более чем миф. А также о том, что ТМК-1 был единственным (не считая не менее "мифической" ТОС) пилотируемым космическим объектом, который рассматривался для Н-1. И вполне естественно, что параметры ТМК-1 могли повлиять на облик и параметры Н-1.
ЦитироватьНикто и не утверждает, что Н-1 прорабатывалась именно под ТМК-1.
Зато ты говоришь что под ЭТО выбиралась размерность.
ЦитироватьИ не секрет, что СП был вынужден изыскания ОКБ-1 проводить с оглядкой на МО - ведомство, заказывающее (и финансирующее) все ракетные разработки в СССР.
СП не был идиотом и поэтому и без всякого МО не мог принять к осуществлению бредовый заведомо нереализуемый прожект. Тем более подгонять под него ракету.
ЦитироватьРечь о том, что сентенуция типа "Н-1 разрабатывалась без привязки к конкретным объектам" - не более чем миф.
Почему это? Почему Сатурн-1 мог разрабатываться ни под что а Н-1 не могла? Кстати, а Молнию 8К78 под какой объект разрабатывали? Под что её грузоподъёмность подогнали?
ЦитироватьА также о том, что ТМК-1 был единственным (не считая не менее "мифической" ТОС) пилотируемым космическим объектом, который рассматривался для Н-1.
Неплохо бы для начала доказать что этот бредовый химерический прожект вообще рассматривался как реальность а не как фантазия фанатиков. Но если б даже и рассматривался то "рассматривался" и "под него задавалась размерность" - не одно и о же.
И насколько я понял под Н-1 рассматривались куда более реальные пилотируемые проекты - облёт Луны и орбитальная станция.
ЦитироватьИ вполне естественно, что параметры ТМК-1 могли повлиять на облик и параметры Н-1.
Абсолютно ничего естественного. Не могут бредовые заведомо нереализуемые прожекты влиять на облик реальных РН.
То, что некоторые ракеты разрабатывааются не под конкретную ПГ, а, скажем так, под грузоподъемность - совсем не крминал. В конце-концов, транспортные самолеты тоже разрабатываются не под конкретные нагрузки хотя и с их учетом, например, с учетом габаритов авиаконтейнеров и т.п.).
Еще раз, Старый:
1)Н-1 не разрабатывалась под ТМК (поскольку ее уконцепция начала исследоваться намного раньше).
2)С высокой степенью вероятности можно утверждать, что окончательные параметры 75-тонной Н-1 выбирались именно с учетом параметров ТМК-1.
3)В начале 1960-х гг. ТМК-1 не выглядел ни нереализуемым, ни тем более бредовым. С точки зрения разработчиков, это был всего лишь полет по высокоэллиптической траектории, просто очень длинный. Соответственно, некоторые проблемы такого полета были очевидны: высокая автономность, повышенные требования к ресурсу систем и т.п. Длительное воздействие невесомости планировалось компенсировать искусственной гравитацией.
4)То что ТМК-1 рассматривался всерьез подтверждается Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от №715-296 от 23.06.1960 г., где ТМК назван в качестве первой (и единственной конкретной)полезной нагрузки, а плану его создания было посвящено Приложение №3 указанного постановления.
5)Что касается облета Луны, то это предполагалось сделать либо с помощью ТМК, либо с помощью 7К-9К-11К.
6)ТОС, судя по документам первой половины 1960-х гг, была проработана в еще меньшей степени, чем ТМК.
7)Конкретно лунная посадочная экспедиция была объявлена приоритетной задачей Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР "О работах по исследованию Луны и космического пространства" от 3 августа 1964 г. Судя по опубликованным документам, постановление явилось следствием инициативы С.П.Королева (1963 г.). До этого лунные экспедиции рассматривались в качестве промежуточного этапа межпланетных полетов. Вероятнее всего, вступление в лунную гонку было единственным шансом получить приличное финансирование под "большие" космические проекты. Ни ТОС, ни даже "кузькина мать", не говоря уже о ТМК, МО СССР к 1963-64 гг. не интересовали. А под "лунную гонку" можно было выбить финансы.
ЦитироватьЕще раз, Старый:
4)То что ТМК-1 рассматривался всерьез подтверждается Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от №715-296 от 23.06.1960 г., где ТМК назван в качестве первой (и единственной конкретной)полезной нагрузки, а плану его создания было посвящено Приложение №3 указанного постановления.
Дим, вот постановление
http://cosmopark.ru/n1/cksovmin715-296.htm
покажи где написано что ТМК первая нагрузка для Н-1?
Буду признателен если у тебя есть приложение 3 - с удовольствием повешу оное на сайт.
ЦитироватьЦитироватьЕще раз, Старый:
4)То что ТМК-1 рассматривался всерьез подтверждается Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от №715-296 от 23.06.1960 г., где ТМК назван в качестве первой (и единственной конкретной)полезной нагрузки, а плану его создания было посвящено Приложение №3 указанного постановления.
Дим, вот постановление
http://cosmopark.ru/n1/cksovmin715-296.htm
покажи где написано что ТМК первая нагрузка для Н-1?
Буду признателен если у тебя есть приложение 3 - с удовольствием повешу оное на сайт.
-
ЦитироватьЦитироватьЕще раз, Старый:
4)То что ТМК-1 рассматривался всерьез подтверждается Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР от №715-296 от 23.06.1960 г., где ТМК назван в качестве первой (и единственной конкретной)полезной нагрузки, а плану его создания было посвящено Приложение №3 указанного постановления.
Дим, вот постановление
http://cosmopark.ru/n1/cksovmin715-296.htm
покажи где написано что ТМК первая нагрузка для Н-1?
Буду признателен если у тебя есть приложение 3 - с удовольствием повешу оное на сайт.
о проведении в 1960-1962 годах проектно-конструкторской проработки и необходимого объема исследований с целью создания в ближайшие годы: - новой комплексной ракетной системы со стартовым весом ракеты-носителя порядка 1000-20002 тонн, обеспечивающей вывод на орбиту вокруг Земли тяжелого межпланетного корабля весом до 60-80 тонн
Приложение 3, насколько знаю, не опубликовано.
Цитировать3)В начале 1960-х гг. ТМК-1 не выглядел ни нереализуемым, ни тем более бредовым.
Да ну? А телепортатор? ;)
Цитировать4)То что ТМК-1 рассматривался всерьез подтверждается Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР
Там вообще не говорится что это за ТМК. Просто написали чтото т.к. полезных нагрузок под неё вообще не было.
Цитироватьо проведении в 1960-1962 годах проектно-конструкторской проработки и необходимого объема исследований с целью создания в ближайшие годы: - новой комплексной ракетной системы со стартовым весом ракеты-носителя порядка 1000-20002 тонн, обеспечивающей вывод на орбиту вокруг Земли тяжелого межпланетного корабля весом до 60-80 тонн
На орбиту вокруг Земли. :) :) :)
Ни о каком межпланетном полёте трёх человек продолжительностью три года и речи нет!
Цитироватьобеспечивающей вывод на орбиту вокруг Земли тяжелого межпланетного корабля весом до 60-80 тонн
ну и что? ну собираемся делать корабль надо позаботиться чем выводить- и всё!
про то что он единственный первывый итд итп- ни слова.
ЦитироватьЦитироватьобеспечивающей вывод на орбиту вокруг Земли тяжелого межпланетного корабля весом до 60-80 тонн
ну и что? ну собираемся делать корабль надо позаботиться чем выводить- и всё!
про то что он единственный первывый итд итп- ни слова.
ТМК - первый по списку. Почитай внимательнее - ТМК единственный конкретный КА, указанный в основном тексте Постановления.
ЦитироватьНа орбиту вокруг Земли. :) :) :)
Естественно, поскольку ТМК стартовал с ОИСЗ :lol:
Я бы хотел отметить, что СП был романтиком космонавтики (кроме всего прочего). Так что проект - на разных его этапах - мог обосновываться чем угодно, но ТМК все равно должен был быть в нем предусмотрен.
В связи с этим, вопрос Дмитрию К. По Энергии (ибо Глушко - из того же поколения). Рассматривался ли вопрос полета на Луну двупуском? Или только Вулкан?
"Энергией" в 2 пуска, "Вулканом" - в один.
ЦитироватьТМК единственный конкретный КА
Чиста конкретный такой КА! (шутка, просто навеяло) :)
Спасибо, Дмитрий.
Ответ очевиден (в смыле двупуск на Энергии, один - на Вулкане), просто хотелсь подтверждение того, что проект двупуска на Энергии вообще был.
Безотносительно к теме, для меня это намек на то, что Вулкан - скорее, носитель для Марса.
А если ближе к теме - то и СП, и Глушко - люди одного поколения и одной среды, и цели у них, вероятно, схожи. Собачились-то они насчет средств, а не целей.
Если прикинуть по массе, ТМК получается вывести на окололунную орбиту и возвратить (в варианте Н-1 на 75 тонн). И получить нормальные снимки, а не продукцию "банно-прачечного аппарата".
ЦитироватьСобачились-то они насчет средств, а не целей.
Собачились они (точнее Глушко) насчёт славы и власти.
ЦитироватьЕсли прикинуть по массе, ТМК получается вывести на окололунную орбиту и возвратить (в варианте Н-1 на 75 тонн). И получить нормальные снимки, а не продукцию "банно-прачечного аппарата".
Нормальные снимки получались бы и с аппарата укладывающегося в Молнию, а может быть и с тех аппаратов которые были неудачно запущены после Луны-3.
ЦитироватьСобачились они (точнее Глушко) насчёт славы и власти.
Славы (в начале 60-х) им все равно не могло обломиться. Закрытые фигуры.
Насчет власти... Есть власть для увеличения власти, и есть власть для достижения целей. Какая имеется в виду?
ЦитироватьНормальные снимки получались бы и с аппарата укладывающегося в Молнию,
НетЪ. То есть, снимки, может быть, да, но передать их на Землю - нетЪ. И переснять, если что не очень - тоже никак. Это должен человек, глядящий в видоискатель, решать.
ЦитироватьСлавы (в начале 60-х) им все равно не могло обломиться. Закрытые фигуры.
Но внутри то системы? Один - создатель всего а другой лишь член его кооперации.
ЦитироватьНасчет власти... Есть власть для увеличения власти, и есть власть для достижения целей. Какая имеется в виду?
Неизвестно чтобы Глушко ставил какието цели которых не ставил Королёв. Скорее наоборот. Так что для достижения целей врядли...
ЦитироватьНетЪ. То есть, снимки, может быть, да, но передать их на Землю - нетЪ.
Откуда вы знаете? Передали же с Луны-9.
ЦитироватьИ переснять, если что не очень - тоже никак. Это должен человек, глядящий в видоискатель, решать.
Нуууу... Даже интересно, как вы себе представляете съёмку например со спутников-разведчиков?
Цитироватькак вы себе представляете съёмку например со спутников-разведчиков
Разведчик смотрит в видоискатель, и поворачивает камеру высокого разрешения на нужное место.
Оставляем разведчика на земле... И собстно всё :)
ЦитироватьЦитироватькак вы себе представляете съёмку например со спутников-разведчиков
Разведчик смотрит в видоискатель, и поворачивает камеру высокого разрешения на нужное место.
Оставляем разведчика на земле... И собстно всё :)
Ээээ... А как он смотрит в видоискатель с земли?
Сразу предупреждаю: во времена Королёва ТДРСа и СДСа не было.
ЦитироватьОткуда вы знаете? Передали же с Луны-9.
И с каким качеством?
А посмотрите на художественные фото того же времени!
В фоторазведчиках возвращают пленку. И имеют эквивалент сотен мегапикелей на кадр.
Конечно, если "идти до конца", то и здесь можно возвращать пленку.
Но тоже ведь очень сложно и очень недешево. Человеческие руки на борту дают много преимуществ - от мелкого ремонта до проявки пленки и проверки результатов съемки.
У меня нет цели доказать, что такой проект необходим. Просто я считаю эту идею достаточно логичной на определенном этапе освоения космоса. Сейчас свою актуальность она уже утеряла.
ЦитироватьСразу предупреждаю: во времена Королёва ТДРСа и СДСа не было.
Жаль :(
Я думал, что были. А другого способа непрерывной телесвязи с фоторазведчиком не было?
ЦитироватьЦитироватьСразу предупреждаю: во времена Королёва ТДРСа и СДСа не было.
Жаль :(
Я думал, что были. А другого способа непрерывной телесвязи с фоторазведчиком не было?
Нет, конечно. Радиорелейные станции и корабли-ретрансляторы по всему миру не нафтыкаешь.
Кстати, а как задавались районы съёмки на Зенитах-2? Программно-временным устройством?
ЦитироватьКонечно, если "идти до конца", то и здесь можно возвращать пленку.
Но тоже ведь очень сложно и очень недешево.
Конечно! Куда проще и дешевле зафигачить невиданную ракету на 75 т и пилотируемый облётный корабль. И когда в Полютбюро будут обсуждать вопрос нафига выбрасывается на ветер такая куча бабок то так и сказать: Потому что стране жизненно необходим высокохудожественный снимок обратной стороны, а так дешевле!
ЦитироватьКстати, а как задавались районы съёмки на Зенитах-2? Программно-временным устройством?
Да. Пришлось делать специальную програмно-командную радиолинию что по тем временам считалось чуть ли не подвигом.
> Да. Пришлось делать специальную програмно-командную радиолинию что по тем временам считалось чуть ли не подвигом.
Вы сами себе не противоречите?
В общем, не имею желания спорить - факты истории вы знаете получше меня. Предлагаю задуматься над тем, что на самом деле хотели сделать эти люди (отвлечась от того, подо что выбивалось финансирование).
Цитировать> Да. Пришлось делать специальную програмно-командную радиолинию что по тем временам считалось чуть ли не подвигом.
Вы сами себе не противоречите?
Нет. А вы чего, историю Зенита не знаете? НК, однако, надо читать...
ЦитироватьПредлагаю задуматься над тем, что на самом деле хотели сделать эти люди (отвлечась от того, подо что выбивалось финансирование).
Собственно это и обсуждают.
Тут Чертока достаточно.
Цель - слетать ко всему, и раньше, чем супостаты.
Научные результаты воспринимаются как важные, но побочные.
А как именно слетать - считаем из ПН.
И видим, что облет Луны - минимально достаточен Протон. Ну, или Н-11. Если на "Тимке" - то 50-тонный вариант Н-1 (был такой). Если с выходом на орбиту - 75-тонный. 95 - флаговтык на Луне.
Далее. Королевым предусматривалась линейка по типу Н-1 до 10 тыс. тонн стартовой массы. Если это не Марс - убейте меня веником :)
ЦитироватьДалее. Королевым предусматривалась линейка по типу Н-1 до 10 тыс. тонн стартовой массы. Если это не Марс - убейте меня веником :)
10 тыс. тонн - это вряд ли. Что там самое мощное было? Н-1М грузоподъемностью 230-250 т? Значит стартовая была не выше 7 тыс.
ЦитироватьТут Чертока достаточно.
Цель - слетать ко всему, и раньше, чем супостаты.
Научные результаты воспринимаются как важные, но побочные.
А как именно слетать - считаем из ПН.
И видим, что облет Луны - минимально достаточен Протон. Ну, или Н-11. Если на "Тимке" - то 50-тонный вариант Н-1 (был такой). Если с выходом на орбиту - 75-тонный. 95 - флаговтык на Луне.
Далее. Королевым предусматривалась линейка по типу Н-1 до 10 тыс. тонн стартовой массы. Если это не Марс - убейте меня веником :)
95 тонн флаговтык - при том, что риск невозвращения огромный. То есть, если повезёт - флаговтык, а нет - так облажаться перед всем миром.
95-тонная схема была очень напряжённым вариантом, очень "на безрыбье" сделанным. Вполне могли жизни потерять, если бы запускали, как планировали.
Цитировать95 тонн флаговтык - при том, что риск невозвращения огромный. То есть, если повезёт - флаговтык, а нет - так облажаться перед всем миром.
95-тонная схема была очень напряжённым вариантом, очень "на безрыбье" сделанным. Вполне могли жизни потерять, если бы запускали, как планировали.
Собственно, 95 т - это и есть следствие того, что на Луну особо не торопились года до 63-го. В противном случае, выбрали бы размерность побольше, либо спешно отрабатывали варианты со стыковкой.
Вариант со стыковкой рассматривался, но не проходил по деньгам (и, видимо, срокам).
Линейка действительно, включала 7 тыс. тонн. Но и 10 тоже. Степень проработки неясна, но видимо, низкая (сужу по отсутствию конкретики в мемуарах).
Нужно искать свидетельства, но, ИМХО - 7 тыс. - это или облет Марса, Венеры, или лунная база товарища Бармина :)
ЦитироватьВариант со стыковкой рассматривался, но не проходил по деньгам (и, видимо, срокам).
Линейка действительно, включала 7 тыс. тонн. Но и 10 тоже. Степень проработки неясна, но видимо, низкая (сужу по отсутствию конкретики в мемуарах).
Нужно искать свидетельства, но, ИМХО - 7 тыс. - это или облет Марса, Венеры, или лунная база товарища Бармина :)
Для базы на Луне вполне достаточно было носителя размерности Вулкана или Н-1МВ.
Проект "Звезда". Начат в 1962-64 гг, закрыт в 74.
Действительно, на Н-1.
Мои извинения.
http://ihst.ru/files/pdfs/Korolevskie-chteniya-2015-Materialy.pdf
ЦитироватьПИЛОТИРУЕМЫЙ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС
ДЛЯ ПОЛЁТОВ В МЕЖПЛАНЕТНОМ ПРОСТРАНСТВЕ
В.Е. Бугров
ОАО РКК «Энергия»
Идея межпланетных сообщений постоянно озвучивалась в официальных документах и заявлениях пионеров космонавтики С.П. Королёва и М.К. Тихонравова. Возможность отправить человека в межпланетное пространство Королёв прорабатывал ещё до начала практической разработки корабля «Восток». Постановлениями правительства 1959 и 1960 год была утверждена советская межпланетная программа. В 1962 году в 9 отделе ОКБ-1 разрабатывались конкретные планы освоения космического пространства. В этих планах конечной целью предполагались экспедиции на Марс и в то время даже на Венеру, когда ещё не было данных об условиях на её поверхности.
В этих планах никогда не рассматривалась экспедиция на Луну, как этап обязательный перед экспедицией на планеты. Она рассматривалась как по-лигон для отработки посадочного марсианского корабля. Однако, С.П. Королёв, прежде чем заниматься отработкой средств для высадки на поверхность планеты, планировал следующим этапом после полета человека в околоземное пространство проверить в первую очередь возможность полёта человека в межпланетном пространстве.
Материалы секции 2 23
Для выведения корабля в межпланетное пространство и создавалась четырёхступенчатая ракета Н1. Она должна была доставить ТМК в точку либрации между Землёй и Солнцем. Заторможенный в этой точке корабль и должен был выполнить годовой полёт вокруг Солнца. Вместе с уничтожени-ем в 1974 году советской межпланетной программы была уничтожена и эта идея.
Говоря о полётах на Марс, к этой идее неизбежно придётся вернуться.
В работе представлен облик пилотируемого ракетно-космического комплекса для выполнения полёта в межпланетном пространстве по схеме намеченной С.П. Королёвым. Рассматривается структура комплекса, требования к составным частям, схема полёта, компоновочные схемы комплекса на разных этапах полёта.
Описывается облик и состав систем тяжёлого межпланетного корабля.
Формулируются основные требования к кораблю посещения, к экспериментальной отработке аэродинамических устройств для возвращения корабля посещения из точки либрации на ОИСЗ, требования к грузовому электрореактивному буксиру.
Представлены схема узловых событий, сроки выполнения этапов со-здания и предполагаемая кооперация.
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Из Ветрова:
ТЯЖЕЛЫЙ МЕЖПЛАНЕТНЫЙ КОРАБЛЬ ТМК-1
Он?
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/52340%20WIDTH=352%20HEIGHT=352) (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/52341%20WIDTH=368%20HEIGHT=460)
ЦитироватьОлег Шляпин пишет:
ЦитироватьДмитрий В. пишет:
Из Ветрова:
ТЯЖЕЛЫЙ МЕЖПЛАНЕТНЫЙ КОРАБЛЬ ТМК-1
Он?
Он.
У меня вопрос к знатокам - а вот теоретически, если бы Н-1 полетела, то в перспективе заменить ступени на кислород-водородные было бы возможно? 1 ступень у вершины имеет диаметр 10,92 м, а диаметр и длина 2 ступени 10,3Х20,6 м - вот в такой размерности 2 ступень. Правда тяга керосиновых двигателей там 1432 т. А КВ двигатель типа РД-0120 в вакууме давал тягу около 200 т. Даже 5 двигателей дали бы тягу меньше. Вариант замены одной КВ ступенью сразу 2 и 3 керосиновых ступеней я обсчитывал по объёму - около 750 т (сейчас точно не помню). Но меня смущает тяга. Пришел к выводу. что ек выходя за длину ступеней, на первом этапе можно было заменить только 4 ступень на КВРБ
Блок СР заменял блоки "Г" и "Д" в модификации Н1М..
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Блок СР заменял блоки "Г" и "Д" в модификации Н1М..
Да. Я не корректно выразился
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Блок СР заменял блоки "Г" и "Д" в модификации Н1М..
Кстати прикинул. что при диаметре 10,92 м 7 штук РД-0120 на второй ступени нормально станут. Для самой первой "Ангары" планировали создать высотный вариант этого двигателя. Так вот 1 в центре и 6 по кругу станут. А это тяга почти как и у керосиновых. Цилиндрическая ступень длиной 2+3 керосиновые ступени Н-1, т.е. 32,15 м. Конический переходник под диаметр 6.7 м (как контейнер у "Энергии"). По пропорции диаметров почти как у "Сатурна-5" - 10 м и 6,6 м. Т.е. Конический переходник такой же размерности. А на второй ступени реализовать безумную идею сброса периферийных двигателей - т.е. центральный продолжает работу, а 6 боковых отключаются и сбрасываются как у "Атласа".
Так же замена 30 НК-33 (тяга 4615 т) на 12 РД-180 (тяга 4680 т). А на 3 ступени 4 двигателя типа КВД-1 или РД-0146. При этом 2 варианта ступеней - большая для полётов на Луну и пр. и малая - довыведение на низкие орбиты - выведение ОС и пр. типов грузов.
Вторая и 3 ступени транспортируются на Ан-225. Таким образом, изготавливая часть ракеты не на Байконуре, а на заводах. можно было бы увеличить количество пусков в год.
Вариант "Зенита" не с РД-171, а с 2ХРД-180.
Замена "Протона" на РН по конструкции типа "Русь-МТ" - 3 блока с РД-180.
Вариант Н-11 не только с керосиновой ступенью, а и с водородной - аналог "Энергии-М".
Многоразовый корабль тина несущий корпус с вертикальной посадкой на парашюте или вообще размерности под "Протон".
Или же создание нового корабля типа "Заря" с многоразовым аппаратом возвращения на 5 человек.
Вот где то так.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Блок СР заменял блоки "Г" и "Д" в модификации Н1М..
Скажите - а почему под Н-1 не строили старт у Волгограда? Волга служила бы транспортной артерией для транспортировки ступеней ракет. А уж от реки ракету можно было бы транспортировать по специально построенной трассе
ЦитироватьОлег Шляпин пишет:
Цитироватьm-s Gelezniak
пишет:
Блок СР заменял блоки "Г" и "Д" в модификации Н1М..
Скажите - а почему под Н-1 не строили старт у Волгограда? Волга служила бы транспортной артерией для транспортировки ступеней ракет. А уж от реки ракету можно было бы транспортировать по специально построенной трассе
Там чуть канал до Тюратама не вырвли а вы про Волгоград
.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
ЦитироватьОлег Шляпин
пишет:
Цитироватьm-s Gelezniak
пишет:
Блок СР заменял блоки "Г" и "Д" в модификации Н1М..
Скажите - а почему под Н-1 не строили старт у Волгограда? Волга служила бы транспортной артерией для транспортировки ступеней ракет. А уж от реки ракету можно было бы транспортировать по специально построенной трассе
Там чуть канал до Тюратама не вырвли а вы про Волгоград
.
Левон кат то в отгадайке чудо отечественного автопрома выкладывал, для перенвозки ступеней Н1.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Там чуть канал до Тюратама не вырвли а вы про Волгоград
А разве этот канал не под "Энергию" предлагали строить?
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Левон кау то в отгадайке чудо отечественного автопрома выкладывал, для перенвозки ступеней Н1.
Сейчас гляну. Я читал. что самолёт Ан-225 "Мрия" мог перевозить блоки до 11 м диаметром. Т.е. 2 и 3 ступени Н-1 смог бы.
ЦитироватьОлег Шляпин пишет:
Цитироватьm-s Gelezniak
пишет:
Там чуть канал до Тюратама не вырвли а вы про Волгоград
А разве этот канал не под "Энергию" предлагали строить?
Я слышал об Н1.
За истину не ручаюсь.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Я слышал об Н1.
За истину не ручаюсь.
Под "Энергию" Помню об этом писали, когда полетел "Буран"
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Левон кат то в отгадайке чудо отечественного автопрома выкладывал, для перенвозки ступеней Н1.
Будьте добры - ссылку дайте где он это показывает
ЦитироватьОлег Шляпин пишет:
Цитироватьm-s Gelezniak
пишет:
Левон кат то в отгадайке чудо отечественного автопрома выкладывал, для перенвозки ступеней Н1.
Будьте добры - ссылку дайте где он это показывает
На старом форуме картинки не сохранились. А мой ноут в ожидании настроения когда я с ним по серьёзному поговорю. У Петровича и Сало может заныканы.
.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Там чуть канал до Тюратама не вырвли а вы про Волгоград
Ну сейчас понятно - ракетные ступени падали бы в Казахстан - другая страна, а вот тогда, в 60-е годы ХХ века можно ведь было? В отличии от искусственного канала такой путь был бы намного дешевле и быстрее. При этом решались бы такие проблемы, как более высокая культура производства (читал, что при производстве Н-1 на Байконуре она была ниже, чем в Куйбышеве или Днепропетровске), и возможность более массового производства РН.
ЦитироватьОлег Шляпин пишет:
Цитироватьm-s Gelezniak
пишет:
Там чуть канал до Тюратама не вырвли а вы про Волгоград
Ну сейчас понятно - ракетные ступени падали бы в Казахстан - другая страна, а вот тогда, в 60-е годы ХХ века можно ведь было? В отличии от искусственного канала такой путь был бы намного дешевле и быстрее. При этом решались бы такие проблемы, как более высокая культура производства (читал, что при производстве Н-1 на Байконуре она была ниже, чем в Куйбышеве или Днепропетровске), и возможность более массового производства РН.
Варили теже люди.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
На старом форуме картинки не сохранились. А мой ноут в ожидании настроения когда я с ним по серьёзному поговорю. У Петровича и Сало может заныканы.
.
Колеса помню :) , но не сохранил.
А поисковик это предлагает. Оно ?
http://autoitogi.ru/exclusive/reports/Pismo_premeru-1806
ЦитироватьPetrovich пишет:
Цитироватьm-s Gelezniak
пишет:
На старом форуме картинки не сохранились. А мой ноут в ожидании настроения когда я с ним по серьёзному поговорю. У Петровича и Сало может заныканы.
.
Колеса помню , но не сохранил.
А поисковик это предлагает. Оно ?
http://autoitogi.ru/exclusive/reports/Pismo_premeru-1806
Не, там по монстркознее был
.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Варили теже люди.
Но в командировках, правильно?
ЦитироватьОлег Шляпин пишет:
Цитироватьm-s Gelezniak
пишет:
Варили теже люди.
Но в командировках, правильно?
Правельно.
В те времена в командировках годами сидели.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Не, там по монстркознее был
Про что мы говорим - про машины или про самолёты?
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Правельно.
В те времена в командировках годами сидели.
А это снижает культуру производства. Или Вы не согласны?
Колёсный транспортёр.
ЦитироватьОлег Шляпин пишет:
Цитироватьm-s Gelezniak
пишет:
Правельно.
В те времена в командировках годами сидели.
А это снижает культуру производства. Или Вы не согласны?
Там бывает построже.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
В те времена в командировках годами сидели.
Шесть месяцев, не более. Закон.
ЦитироватьШтуцер пишет:
Цитироватьm-s Gelezniak
пишет:
В те времена в командировках годами сидели.
Шесть месяцев, не более. Закон.
Наши сидели два года в Петропавловске Казахском. Осваивали обработку титана.
Хоть на день, но должны вернуться по месту работы.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Колёсный транспортёр.
А вот мне не понятна такая вещь - зачем у Н-1 ступени конусные? Почему нельзя было цилиндрические делать? Ну и потом - а почему нельзя было делать пакет, транспортабельный по ж/д? Например из 7 блоков - один в диаметре 4,1 м, а 6 боковых - 3,9 м. По 4 НК-15 (НК-33) в блоке. И того 28 двигателей. Почти как у Н-1. Диаметр 4.1 дает при одинаковой длине цилиндрических частей с диаметром 3,9 м объем, больший на 10%. А при немного большей длине и объём был бы дольше что бы даже без дросселирования иметь топливо для дальнейшего полёта центрального блока. Или вообще сделать боковые блоки различной длины и сбрасывать их в разное время - 3 потом еще 3.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Там бывает построже.
Человек психологически чувствует себя не так как дома, в родном городе, с семьёй
ЦитироватьОлег Шляпин пишет:
Цитироватьm-s Gelezniak
пишет:
Там бывает построже.
Человек психологически чувствует себя не так как дома, в родном городе, с семьёй
Не в этом дело. Вернее не совсем в этом.
ЦитироватьШтуцер пишет:
Шесть месяцев, не более. Закон.
На "Энергии-Буране" основной костяк были те, кто годами работал на полигоне (т.е. жил там семьями, получал жильё, детские сады, школы и т.д.) на условиях "длительной командировки" (считай, вербовки). Для их оформления в отделе кадров было специальное подразделение.
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Не в этом дело. Вернее не совсем в этом.
Тогда объясните в чём?
ЦитироватьОлег Шляпин пишет:
Цитироватьm-s Gelezniak
пишет:
Не в этом дело. Вернее не совсем в этом.
Тогда объясните в чём?
Много факторов. А относительно вопроса варки баков на полигоне. Она не отличалась от заводской по качеству.
ЦитироватьОлег Шляпин пишет:
А вот мне не понятна такая вещь - зачем у Н-1 ступени конусные?
Диаметр сферических баков окислителя и горючего разный. Кстати, межступенные рамы были цилиндрические.
Цитироватьquest_1 пишет:
Диаметр сферических баков окислителя и горючего разный. Кстати, межступенные рамы были цилиндрические.
Ну это я знаю. Из за коэффициента избытка окислителя его масса значительно больше, потому такое соотношение в диаметре баков. Но можно же было делать цилиндрическими. Или вообще пакетом, как в проекте РН "Виктория-К"
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/56854)
При разной длине блоков было бы разное время их работы. Это дает ступенчатость. А поэтапное отключение первой. а затем второй тройки блоков - дросселирование. Сам пакет дает транспортабельный габарит
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Много факторов. А относительно вопроса варки баков на полигоне. Она не отличалась от заводской по качеству.
Ну а что - всё сводилось только к сварке баков?
ЦитироватьОлег Шляпин пишет:
Цитироватьm-s Gelezniak
пишет:
Много факторов. А относительно вопроса варки баков на полигоне. Она не отличалась от заводской по качеству.
Ну а что - всё сводилось только к сварке баков?
Нет. Но остальное это сборка блоков. Ну не считая рентгена швов проверок на герметичность и промывку. По этим вопросам мне самому интересно. Особенно ренгенография.
ЦитироватьОлег Шляпин пишет:
Ну и потом - а почему нельзя было делать пакет, транспортабельный по ж/д?
Был такой. УР-700 назывался.
Я непонимаю в чем проблема. Весь "целый завод" занимал место одного малого пролёта на 112 пл и накопительной зоны на заднем дворе
Цитироватьm-s Gelezniak пишет:
Я непонимаю в чем проблема. Весь "целый завод" занимал место одного малого пролёта на 112 пл и накопительной зоны на заднем дворе
Может я дилетантски рассуждаю, но по моему мнению:
- пребывание работников не на Байконуре, а в городах с более привычной для них средой обитания повысило бы производственную культуру;
- производство отдельных частей РН различными фирмами убрало бы конкуренцию и объединило усилия;
- производство компонентов РН на различных заводах увеличило бы количество выпускаемых изделий за единицу времени, например за 1 год
ЦитироватьДмитрий Инфан пишет:
Был такой. УР-700 назывался.
Да. только на гептиле. Еще был проект Р-56 КБ Янгеля
Цитироватьquest_1 пишет:
Кстати, межступенные рамы были цилиндрические.
Нет. Там сдвоенные фермы конической формы были
Коллеги, под воздействием увиденных успехов проекта "Нью Шеппард", задался я вопросом:
никому не приходила в голову идея сделать первую ступень Н-1 многоразовой, используя её в качестве универсального стартового стола и первой ступени.
Как идея?
Сейчас Вам объяснят, что многоразовость зло ЗЛО особенно в супертяжах. )))
ЦитироватьИскандер пишет:
Сейчас Вам объяснят, что многоразовость зло ЗЛО особенно в супертяжах. )))
кстати, возможно, что при падении и посадке донный эффект на пользу бы пошёл?
ага, вместо посадочных ног сделать посадочное дно :)
ЦитироватьВиктор Левашов пишет:
Коллеги, под воздействием увиденных успехов проекта "Нью Шеппард", задался я вопросом:
никому не приходила в голову идея сделать первую ступень Н-1 многоразовой, используя её в качестве универсального стартового стола и первой ступени.
Как идея?
да давно...
Цитироватьsilentpom пишет:
ага, вместо посадочных ног сделать
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/100028.jpg)
кстати никто не замечал, что они немного похожи?
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/155272.jpg)
Цитироватьsilentpom пишет:
ага, вместо посадочных ног сделать посадочное дно
Можно ферменную конструкцию на дне сделать - всё же 130 тонн сухой массы, да плюс остатки - понадобится что-то покрепче ножек Ф-9...
ЦитироватьLeonar пишет:
кстати никто не замечал, что они немного похожи?
и правда...
а что... хорошая идея. учитывая 130 тонн сухой массы.
хотя бы одну такую бочечку сделать.
космонавтика - наука экспериментальная.
ЦитироватьВиктор Левашов пишет:
хотя бы одну такую бочечку сделать.
Может быть любопытно, всё же Н-1 машина для сборки на стапеле а не для заводского серийного производства...
Двигатели бум брать РД 191М ? или НК 33 все же восстановим?
с метаном такой "красивой конусобочечки" не получится...
так многоразовые нужны. иначе смысла нет
ЦитироватьВиктор Левашов пишет:
так многоразовые нужны. иначе смысла нет
понятно конечно что...
но вот проблемка появится...
как транспортировать бочечку от места посадки в 250...300 км до старта?
не, конечно можно с еще большей потерей ПН возвращать и на космодромную площадку
Цитироватькак транспортировать бочечку от места посадки в 250...300 км до старта?
своим ходом )) заправить - и вперёд ))
ЦитироватьLeonar пишет:
не, конечно можно с еще большей потерей ПН возвращать и на космодромную площадку
можно использовать её только для вертикального разгона. лифт.
ЦитироватьВиктор Левашов пишет:
своим ходом )) заправить - и вперёд ))
построив еще один такой же космодром :)
даже несколько в различных точках по траекториям запуска :)
не...
лучше потратить больше топлива и вернуться на космодром...
ЦитироватьВиктор Левашов пишет:
можно использовать её только для вертикального разгона. лифт
смысла нет
ЦитироватьLeonar пишет:
лучше потратить больше топлива и вернуться на космодром...
или так.
не особо много и топлива надо.
представил, как первая ступень Н-1 вираж закладывает для возвращения в точку старта.
Мне пришла идея! А что если в рамках ШОС - Шанхайской организации сотрудничества, восстановить ракету Н-1 в ее первом варианте. НК-33 и комплект двигателей по отдельному межгосударственному соглашению передать в массовое производство в Китай. ( там любят и умеют массово воспроизводить) авторский контроль оставить за Россией. Сборку осуществлять на Байконуре как и предполагалось. Старты коллективно реанимировать.
И получить носитель на 75 тонн. Запускать по 12 штук в год. И использовать как главный тяжеловоз международных программ. Например международная орбитальная станция стран ШОС.
Ценник пуска одной ракеты будет около 150 миллионов долларов, а то и меньше.
Но главное это отличный политический фундамент для организации сотрудничества Китая и России в области космонавтики, этакий взаимозависимый вариант. И вашим и нашим. И при этом соблюдается партитетный баланс.
12 пусков в год это около 500 двигателей в год. При таком потоке, все бобы вытащены будут через год - два. А себестоимость движка резко упадет менее миллиона баксов, а возможно и меньше.
Совместная работа китайских и российских специалистов на Байке в огромных масштабах заложит опыт сотрудничества и взаимодействия.
Этот проект будет иметь и моральную и идеологическую стороны.
И разумеется будут решены вопросы финансирования. Ясно дело весь кредит пойдет из Китая под 0%.
И руководству Китая и Казахстана и России этот проект будет весьма выгоден.
Все получают то что хотели.
Китай производство советских двигателей и супертяж.
Казахстан огромный мировой проект и возрождение Байконура на многие годы вперед.
Россия получит супертяж, вернет вложенные ранее огромные средства потраченные на проект Н-1 и огромные китайские кредиты под 0% для возрождения отрасли.
И все получат огромный политический капитал всемирную рекламу мощи и возможностей мирного сотрудничества.
А не написать ли коллективное письмо участников форума к главам Китая, России, Казахстана. С предложением рассмотреть возможность возрождения Н-1 как международного космического проекта?
Коллективно напишем и отредактируем текст. и Разошлем на русском языке. Который является официальным языком ШОС!
Болванку текста я подготовлю. И выложу здесь.
Готов составить список коллективных пдписантов.
Ники надо конечно раскрывать, но это можно сделать приватно.
Если редакция НК соблаговолять то может подписаться коллективно.
Участие Китая в этом суперпроекте даст возможность решить проблемы с районами падения второй ступени. И снижение широты основного пуска до 45 градусов.
Что позволит сформировать орбиту работы для международных проектов с наклонением не 51 а 45 градусов, что улучшить пусковые возможности для межпланетных экспедиций.
Еще раз повторю это суперпроект имеет очень хорошие возможности в политическом плане, особенно в настоящее время.
Но для политиков крайне важно иметь "мнение народа" мнение независимых специалистов, выражением которого может стать это коллективное письмо.
Если будет принято волевое политическое решение, то всем остальным ведомствам и организациям придется взять "под козырек".
С объединенной волей руководителей таких крупных государств не шутят!
Для России, для Правительства России и лично для Президента России, возрождение легендарной Царь-Ракеты может стать политическим событием огромного значения. Символизировать возрождение Мощи России на фоне нового евразийского сотрудничества. Возвращение к корням, к истокам, но уже на новом уровне и с новыми союзниками.
Чем дольше я рассматриваю этот Проект, тем больше убеждаюсь в его огромном политическом и экономическом потенциале.
Я готов проработать поддержку этого Проекта со всеми крупнейшими политическими Партиями России.
Для этого можно создать Инициативную Группу.
Я сейчас создам отдельную ветку.
ЦитироватьВиктор Левашов пишет:
ЦитироватьLeonar пишет:
лучше потратить больше топлива и вернуться на космодром...
или так.
не особо много и топлива надо.
представил, как первая ступень Н-1 вираж закладывает для возвращения в точку старта.
Допустим первую ступень мы сделали многоразовой...
Обосновали что на стапеле ее на космодроме делаем и на космодром вертаем
Как быть со второй ступенью?
У нее стартовая в 561т
А это тоже негабаритс...для метана еще хуже
Допустим чтоб вертать ее на космодром нужно ее почти выводить на орбиту
А там почти первые космические скорости
Будет нужен боковой маневр
Отсюда компоновка и теплозащита аки у бурана с его массовым совершенством
И от пн останется еще меньше...
Т.е. В лучшем случае тонн 25...30
Чтот думается затея совсем не айс
Ребят... Просто из-за непрекращающихся дождей в Питере раньше времени началось осеннее обострение. Чертежи для ракеты можно будет брать в книжке Железнякова "Царь ракета", куда я их поместил. Других чертежей нет... :-)
ЦитироватьLeonar пишет:
Допустим чтоб вертать ее на космодром нужно ее почти выводить на орбиту
Зачем? Это же первая ступень - ну наберет она 3км/сек на высоте 100 км (и то вряд ли - у нее работы на 100-110с). - так с такой задницей она даже об воздух скорость при посадке сбросит изрядно...
ЦитироватьLeonar пишет:
Т.е. В лучшем случае тонн 25...30
Думаю больше - около 50т, зависит от второй-третьей ступеней... Если оставлять одну только вторую - то может и 30т в самом деле. Со ступенью Н-1 другая засада - тут решетчатыми крылышками не обойдешься для управления...
ЦитироватьAlex_II пишет:
Зачем? Это же первая ступень - ну наберет она 3км/сек на высоте 100 км (и то вряд ли - у нее работы на 100-110с). - так с такой задницей она даже об воздух скорость при посадке сбросит изрядно...
Я про вторую
ЦитироватьLeonar пишет:
Как быть со второй ступенью?
У нее стартовая в 561т
А это тоже негабаритс...для метана еще хуже
ЦитироватьLeonar пишет:
Я про вторую
А, сорри тогда. Не вижу смысла ее спасать - проще сделать одноразовую. Хотя надо посмотреть что у Безоса получится...
ЦитироватьЮрий Морозов пишет:
Мне пришла идея! А что если в рамках ШОС - Шанхайской организации сотрудничества, восстановить ракету Н-1 в ее первом варианте.
Лучше завязать с наркотиками.
ЦитироватьAlex_II пишет:
Не вижу смысла ее спасать - проще сделать одноразовую
Проще
Но
560 стартовых ну никак не лезет в моноблок транспортабельный...
А производство одноразовых на космодроме тоже приводит к вопросу нафига нам многоразовая первая на космодроме
Значит многоразовая и вторая
А она вон какая должна быть
Крылатая и с теплозащитой как у бурана
ЦитироватьLeonar пишет:
560 стартовых ну никак не лезет в моноблок транспортабельный...
А вот это - вопрос... Стоит покумекать, я думаю... В принципе 40м цилиндр диаметром 6,5м вполне заменит вторую ступень Н-1 по объему...
ЦитироватьLeonar пишет:
Как быть со второй ступенью?
У нее стартовая в 561т
А это тоже негабаритс...для метана еще хуже
Не, я не ратовал за полностью многоразовую Н-1.
Многоразовая только первая ступень и орбитер.
Всё.
Вторая ступень и третья и РБ (если будет) одноразовые.
ЦитироватьAlex_II пишет:
ЦитироватьLeonar пишет:
560 стартовых ну никак не лезет в моноблок транспортабельный...
А вот это - вопрос... Стоит покумекать, я думаю... В принципе 40м цилиндр диаметром 6,5м вполне заменит вторую ступень Н-1 по объему...
Получается британский проект.
Мастрад. Или как-то так. Забыл, как звали. С переливом топлива. Утопия, имхо.
ЦитироватьВиктор Левашов пишет:
Вторая ступень и третья и РБ (если будет) одноразовые.
Вот в том и прикол, что вторая ступень одноразовая слишком велика получается и дорогая
Для рн 75т класса моноблоком
Проще уж пятиблок флаконов 9 или аналоги сварганить
ЦитироватьLeonar пишет:
Проще уж пятиблок флаконов 9 или аналоги сварганить
А может просто разбивку по ступеням поменять? Сделать двухступенчатую, первая ступень несколько больше, вторая - несколько меньше...
ЦитироватьAlex_II пишет:
Сделать двухступенчатую, первая ступень несколько больше, вторая - несколько меньше...
Так я считал оптимальный вариант с разбивкой на две ступени...
Метановый н1 первая ступень больше оригинального н1 + запас на посадку
70т получалось
Если в качестве второй ступени взять будущий сункар и переделать его под метан
И то вторую ступень возможно возить самолетом и с разбивкой по бакам
И длинновата вся рн получается
ЦитироватьLeonar пишет:
И длинновата вся рн получается
Ну, ежели длинновата - делать тогда обе ступени многоразовыми, в форме усеченного конуса с теплозащитой на днище... Размеры сразу придут в норму...
ЦитироватьAlex_II пишет:
в форме усеченного конуса с теплозащитой на днище...
А двигатели где? Крышки люков?
А маневр боковой после витка как?
ЦитироватьLeonar пишет:
Вот в том и прикол, что вторая ступень одноразовая слишком велика получается и дорогая
Для рн 75т класса моноблоком
Проще уж пятиблок флаконов 9 или аналоги сварганить
не. проще от жд отказаться. связки - это прошлый век.
беременный ил-96 делать.
ЦитироватьAlex_II пишет:
Ну, ежели длинновата - делать тогда обе ступени многоразовыми, в форме усеченного конуса с теплозащитой на днище... Размеры сразу придут в норму...
вот как раз на это никого не уговорить.
ЦитироватьВиктор Левашов пишет:
ЦитироватьLeonar пишет:
Вот в том и прикол, что вторая ступень одноразовая слишком велика получается и дорогая
Для рн 75т класса моноблоком
Проще уж пятиблок флаконов 9 или аналоги сварганить
не. проще от жд отказаться. связки - это прошлый век.
беременный ил-96 делать.
Тогда опять проще триблок из пятиметровых блоков создать
ЦитироватьВиктор Левашов пишет:
ЦитироватьAlex_II пишет:
Ну, ежели длинновата - делать тогда обе ступени многоразовыми, в форме усеченного конуса с теплозащитой на днище... Размеры сразу придут в норму...
вот как раз на это никого не уговорить.
Просто есть вопросы опять...как возвращать к месту старта?
Вбок лететь надобно и опять же сажать по ракетному...
всё это сложно, дорого и не факт, что получится.
а многоразовая первая ступень Н-1 после Нью-Шеппарда - вещь совершенно очевидная.
впрочем, я уже повторяюсь.
ЦитироватьВиктор Левашов пишет:
всё это сложно, дорого и не факт, что получится.
а многоразовая первая ступень Н-1 после Нью-Шеппарда - вещь совершенно очевидная
Ну как бы не совсем очевидная...
Ибо тянет за собой ворох вопросов по второй ступени :-)
С первой то все ясно, согласен :-)
Что делает всю затею к сожалению сложной и дорогой и не очевидной
Есть варианты решить вопросы легче и дешевле
ЦитироватьВиктор Левашов пишет:
после Нью-Шеппарда
Не, ну если нам не на орбиту, а туристов покатать с сотню человек зараз
То возможно...
Цена вопроса - краеугольный камень на человека и спрос главенствуют...
да хоть и туристов. в капсуле. в десять рядов.
если на вторую ступень полноценную никак не хватает.
ЦитироватьLeonar
Есть варианты решить вопросы легче и дешевле
Дешевле - это маловероятно, на мой взгляд.
Королёв умел делать дешевле и проще уж некуда.
ЦитироватьLeonar пишет:
70т получалось
70 тонн - не так уж и плохо.
учитывая, что первая ступень многоразовая - так вообще шикарно.
ЦитироватьВиктор Левашов пишет:
ЦитироватьLeonar пишет:
70т получалось
70 тонн - не так уж и плохо.
учитывая, что первая ступень многоразовая - так вообще шикарно.ш
Шикарно...
С учетом того, что все же этот показатель возможно добиться более дешевым способом аля пятифалкон 9 с одноразовым центром
А длинющая вторая ступень и общая длинна нашего нью н1 перевалит за 120м делает его нереальным...
пятифалькон - заокеанский. и не факт - что дешевле.
и зачем вообще фалькон?
Чтот я на Старого похож становлюсь...
Начинали то с полукилометровых дирижополей ракетостатов...:-)
Стареем...
ЦитироватьLeonar пишет:
Чтот я на Старого похож становлюсь...
Стареем...
Умнеем. :) Количество накопленных знаний начинает переходить в качество.
ЦитироватьВиктор Левашов пишет:
пятифалькон - заокеанский. и не факт - что дешевле.
и зачем вообще фалькон?
Это как пример схемы посадки
ЦитироватьLeonar пишет:
Просто есть вопросы опять...как возвращать к месту старта?
Вбок лететь надобно и опять же сажать по ракетному...
Ступень-моноблок приземляется в степи где-нибудь между озером Балхаш и озером Зайсан. На месте приземления её встречают спасатели, грузят на специальный автотрейлер и везут обратно на космодром. (Во всяком случае, примерно так это рисовалось когда-то Королёву).
ЦитироватьLeonar пишет:
Просто есть вопросы опять...как возвращать к месту старта?
А зачем к месту старта? Ну первую - ладно, здоровая она чересчур... А вторую можно и привезти обратно... Или делать для них два космодрома и вторую ступень, взлетевшую с одного космодрома сажать на другой...
ЦитироватьAlex_II пишет:
Или делать для них два космодрома и вторую ступень, взлетевшую с одного космодрома сажать на другой...
:) А с другого куда? На третий?
ЦитироватьШтуцер пишет:
ЦитироватьAlex_II пишет:
Или делать для них два космодрома и вторую ступень, взлетевшую с одного космодрома сажать на другой...
:) А с другого куда? На третий?
Ага. :)
И так разместить космодромы, или плавучие посадочные площадки, по цепочке, вокруг Земли. Через n-ное количество запусков, ступень вернётся на исходную площадку.
ЦитироватьSashaBad пишет:
Через n-ное количество запусков, ступень вернётся на исходную площадку.
N мало, давайте возьмем Х запусков.
ЦитироватьШтуцер пишет:
ЦитироватьAlex_II пишет:
Или делать для них два космодрома и вторую ступень, взлетевшую с одного космодрома сажать на другой...
:) А с другого куда? На третий?
И так по всему шарику :-)
ЦитироватьAlex_II пишет:
А вторую можно и привезти обратно..
Яж говорю, что она нетранспортабельно тоже...здоровая она
ЦитироватьLeonar пишет:
Яж говорю, что она нетранспортабельно тоже...здоровая она
Не настолько как первая. Если везти водой - вполне пригодна для транспортировки.
ЦитироватьAlex_II пишет:
ЦитироватьLeonar пишет:
Яж говорю, что она нетранспортабельно тоже...здоровая она
Не настолько как первая. Если везти водой - вполне пригодна для транспортировки.
если есть возможность возить...
то триблок из 5ти метровых блоков дешевле будет
ЦитироватьLeonar пишет:
если есть возможность возить...
то триблок из 5тиметровых блоков дешевле будет
У этой чуды больно уж форма хороша для посадки. Такими одноступы рисовали и неспроста...
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/223385.jpg)
ЦитироватьAlex_II пишет:
У этой чуды больно уж форма хороша для посадки
вот так могет?
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/64911)
ЦитироватьAlex_II пишет:
У этой чуды
А где у нее маршевые двигатели?
И как теплозащитный экран с ними согласуется?
Так то наверное она сможет...в апогее импуль перпендикулярно если дать, подумав если...
Думается наша МРКС "Наука"-2
Первая ступень метановая, цилиндрическая ( так все же технологичней...)
Диаметром 10...12м
С 12...15 двигателями аналогами рд 0164 многоразовыми
Заправкой 1200...1500т
Совмещенные днища
Посадочные опоры
Система управления ракетная и аэродинамическая с решетчатыми рулями
Возврат ступени к месту старта
Вторая ступень
Метановая
Конической формы с теплозащитой в днище и люки для двигателей
Посадочные опоры и решетчатые рули
Заправка в 600...700т
Возврат в точку старта через неполный виток и с маневром в апогее
Далее обтекатель диаметром 5...7м с парашютной системой спасения
Внутри рб + полезная нагрузка
ЦитироватьLeonar пишет:
Далее обтекатель диаметром 5...7м с парашютной системой спасения
Нафиг обтекатель! Даешь ПН в межбаковом пространстве:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/223399.jpg)
ЦитироватьAlex_II пишет:
Даешь ПН в межбаковом пространстве
Тут...это что за ПН?
Межбаковое пространство для 70...100т ПН представляли?
Что мне на ум приходило из самого компактного и считал прикидывал это
РБ для полета к луне + посадочная ступень + модуль базы...итого в моем варианте 5м диаметр и 27м длинной
А если на гсошные спутни посмотреть и экстраполировать их теперяшний объем и плотносиь на большую грузоподъемность рн...то и этого может оказаться мало
Поэтому сбрасываемый обтекатель класически...будет возможность для маневру объему пн
ЦитироватьLeonar пишет:
Межбаковое пространство для 70...100т ПН представляли?
Ну, главное чтоб объем позволял засунуть в трюм нужную ПН... Не нравится такой трюм? Нате другой:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/223395.jpg)
ЦитироватьLeonar пишет:
.итого в моем варианте 5м диаметр и 27м длинной
А почему не 10 метров высотой и 7-8 в диаметре? Объем тот же приблизительно... Компоновку всегда можно подогнать под форму трюма при проектировании... Зато такое размещение ПН позволяет сделать бак легче...
ЦитироватьAlex_II пишет:
А почему не 10 метров высотой и 7-8 в диаметре? Объем тот же приблизительно...
А как ПН возить негабаритную? :-)
ЦитироватьLeonar пишет:
А как ПН возить негабаритную? :-)
А негабаритную ПН - возить другими устройствами... Не в многоразовом исполнении. Потому как сколько их будет-то, негабаритных?
ЦитироватьЮрий Морозов пишет:
Россия получит супертяж, вернет вложенные ранее огромные средства потраченные на проект Н-1 и огромные китайские кредиты под 0% для возрождения отрасли.
бриллиантовый дым витал в дворницкой
Мишин совсем не сопротивлялся закрытию Н-1? Хоть кто-то в ОКБ-1 хлопнул дверью, когда Глушко пришел со своими РЛА? Я так понимаю, все дружно проглотили и стали рисовать новые ракеты... Всем было удобно, что наверху Устинов с Глушко все порешали, руки остались чистыми у проектантов
ЦитироватьAlex_II пишет:
ЦитироватьLeonar пишет:
Межбаковое пространство для 70...100т ПН представляли?
Ну, главное чтоб объем позволял засунуть в трюм нужную ПН... Не нравится такой трюм? Нате другой:
ЦитироватьLeonar пишет:
.итого в моем варианте 5м диаметр и 27м длинной
А почему не 10 метров высотой и 7-8 в диаметре? Объем тот же приблизительно... Компоновку всегда можно подогнать под форму трюма при проектировании... Зато такое размещение ПН позволяет сделать бак легче...
что это???
Цитироватьsilentpom пишет:
что это???
DX-Y это... То, что должно было идти после Дельта-Клиппер...
http://www.astronautix.com/d/deltaclipper.html
ЦитироватьAlex_II пишет:
ЦитироватьLeonar пишет:
А как ПН возить негабаритную? :-)
А негабаритную ПН - возить другими устройствами... Не в многоразовом исполнении. Потому как сколько их будет-то, негабаритных?
Так вы грузовой отсек ограничиваете по негабаритным параметрам...в ширину и длинну
Вот и выйдет, что всю пн делать негабаритную
А так можно было бы чтоб в Ан124 влазила...т.е и места под обтекателем должно быть так же и той же длинны
4.1...5 на 36м
ЦитироватьAlex_II пишет:
Зато такое размещение ПН позволяет сделать бак легче...
А межбаковое пространство и переходник больше
+ еще минус в апгрейде если приспичит на ступень больше надо будет
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/64932)грубо визуализируя...
Можно и не копировать буквально, и сделать баки с совмещёнными днищами. Тогда и не очень высокая Н-1 получится. Да и легче.
ЦитироватьLeonar пишет:
А так можно было бы чтоб в Ан124 влазила...т.е и места под обтекателем должно быть так же и той же длинны
4.1...5 на 36м
А если на внешней подвеске?
Понимаю, что тяжело.
А кому легко?
ЦитироватьLeonar пишет:
грубо визуализируя
Стартовая масса того что в середине?
ЦитироватьAlex_II пишет:
Стартовая масса того что в середине?
тонн 700...1000
ЦитироватьВиктор Левашов пишет:
А если на внешней подвеске?
спутники на внешней подвеске?
ЦитироватьLeonar пишет:
тонн 700...1000
Что-то мало... Или речь о второй ступени? Меня интересует то, что на картинке справа от оригинальной Н-1 С цилиндрической первой ступенью.
ЦитироватьAlex_II пишет:
ЦитироватьLeonar пишет:
тонн 700...1000
Что-то мало... Или речь о второй ступени? Меня интересует то, что на картинке справа от оригинальной Н-1 С цилиндрической первой ступенью.
А...да вторая ступень
А так вся 2900...3400
ЦитироватьLeonar пишет:
ЦитироватьВиктор Левашов пишет:
А если на внешней подвеске?
спутники на внешней подвеске?
в го. а что?
ЦитироватьВиктор Левашов пишет:
ЦитироватьLeonar пишет:
ЦитироватьВиктор Левашов пишет:
А если на внешней подвеске?
спутники на внешней подвеске?
в го. а что?
Зачем, если можно запоковать нормально в руслан?
если можно, то конечно незачем.
Надо же! Только сейчас обратил внимание (а информация в открытом доступе в инете уже сколько лет лежит) , что по ЭП 1962 г. на блоке "В" Н-1 предполагалось управление по всем осям качающимися двигателями, а не разнотягом.
У меня есть еще предположение, что третья ступень была немного мельче, чем у летного варианта. Просто переохлаждением топлива и увеличением количества двигателей первой ступени объяснить серьезный рост ПН без увеличения третьей ступени не могу. Отсюда видимо и появилась переходная рама с обратной конусностью?
ЦитироватьАлександр Шлядинский написал:
У меня есть еще предположение, что третья ступень была немного мельче, чем у летного варианта. Просто переохлаждением топлива и увеличением количества двигателей первой ступени объяснить серьезный рост ПН без увеличения третьей ступени не могу. Отсюда видимо и появилась переходная рама с обратной конусностью?
Это вряд ли. Пишут, что наращивание стартовой массы с 2160 до 2750 т происходило в основном за счёт увеличения объёмов баков блока А, а также за счёт применения охлаждённых компонентов.
Интересно, когда точно было принято решение добавить 6 ЖРД на Н-1? Если внимательно почитать дневники Мишина, то видно, что к началу 1964 г. проект Н-1 зашёл в тупик. Согласно ЭП-1962 при стартовой массе 2160 т масса ПГ =75 т. По факту (запись в дневнике Мишина от 24.03.1964 г.) расчётная Мпг по разным причинам снизилась до 57,6 т. для исправления ситуации предлагается увеличить стартовую массу до 2600 т. При этом ожидается рост Мпг до 74,6 т. Однако с учётом разных факторов (например, переход с титановых на стальные камеры ЖРД Мпг оценивается в 64,7-69 т. Намечены мероприятия, среди них "усовершенствование протока",, термостатирование горючего, охлаждение ЖК до -193-200 град Ц и ряд других. Они позволяют добавить плюсом примерно 19 т. Однако в списке мероприятий нет увеличения тяги 1-й ступени, а без этого - рост гравпотерь.
ЦитироватьСтарый написал:
Скорее всего Афанасьев перепутал. Эжектирование воздуха должно давать отрицательный результат. И вобще донные эффекты дают положительную прибавку тяги в вакууме, а в атмосфере - отрицательную.
Как выяснилось, Афанасьев ничего не перепутал. "Проток" в ХО блока А реально рассматривался. По крайней мере, об этой теме Мишин в своих дневниках неоднократно писал в 1963-64 гг. Вероятно, тема стала неактуальной с добавлением ещё 6 ЖРД, что снизило донное сопротивление и без протоков.
Так наверно проток уменьшал донное сопротивление но никак не увеличивал тягу?
ЦитироватьДмитрий В. написал:
ЦитироватьСтарый (//forum/user/13420/) написал:
Скорее всего Афанасьев перепутал. Эжектирование воздуха должно давать отрицательный результат. И вобще донные эффекты дают положительную прибавку тяги в вакууме, а в атмосфере - отрицательную.
Как выяснилось, Афанасьев ничего не перепутал. "Проток" в ХО блока А реально рассматривался. По крайней мере, об этой теме Мишин в своих дневниках неоднократно писал в 1963-64 гг. Вероятно, тема стала неактуальной с добавлением ещё 6 ЖРД, что снизило донное сопротивление и без протоков.
Если посмотреть переходный отсек, на котором крепились 6 двигателей ЦДУ, то он здорово напоминает центральное тело, которое должно было бы быть, если бы был проток. Атавизм однако. Так что когда понадобилось вставить лишние двигатели, то место для них уже было. Похоже, что с протоком в свое время зашли достаточно далеко...
:-)
Эжектирование воздуха даёт отрицательное давление в зоне эжекции. Поэтому только усилило бы отрицательный донный эффект.
ЦитироватьАлександр Шлядинский написал:
Если посмотреть переходный отсек, на котором крепились 6 двигателей ЦДУ, то он здорово напоминает центральное тело, которое должно было бы быть, если бы был проток. Атавизм однако. Так что когда понадобилось вставить лишние двигатели, то место для них уже было. Похоже, что с протоком в свое время зашли достаточно далеко...
:-)
Ага. И рассчитан на нагрузку равную тяге шести НК-15. Неслабый донный эффект собирались получить. :)
а был вариант пускать только 2ую и 3ю ступень? без 1ой? и что если это было по массе ПН получалось? если вариант был - со стола пускать или с фермы?
Цитироватьalex82 написал:
а был вариант пускать только 2ую и 3ю ступень? без 1ой? и что если это было по массе ПН получалось? если вариант был - со стола пускать или с фермы?
Вы не слышали про Н-II и Н-III? :o
слышал но не видел
Цитироватьalex82 написал:
слышал но не видел
Легко ищется в поисковиках.
http://n1l3m.narod.ru/galaktika/l-n.htm
ЦитироватьДмитрий В. написал:
ищется в поисковиках
Дмитрий 2 вопроса личных можно?
Н1- самая красивая ракета ?
у Н1 были шансы если бы без Луны и без Устинова?
75тонн нагрузок НЕлунных не было на низкой орбите для нее и в перспективе не было. а когда с донным фефектом довели до 95 тонн....
а вот Вы выбирали в какой общаге в преф играть.. сразу прошу прощения. ни в коей мере не хотел обидеть. лично я выбиралбы в какой общаге коньяк или водка
Цитироватьalex82 написал:
лично я выбиралбы в какой общаге коньяк или водка
Для коньяка и водки не нужна общага.
ЦитироватьСтарый написал:
Цитироватьalex82 (//forum/user/14544/) написал:
лично я выбиралбы в какой общаге коньяк или водка
Для коньяка и водки не нужна общага.
Общага (ЦСКБ) нужна была для префа. К нему, как правило, прилагался коньяк.
Цитироватьalex82 написал:
Дмитрий 2 вопроса личных можно?
Н1- самая красивая ракета ?
Не уверен.
Цитироватьalex82 написал:
у Н1 были шансы если бы без Луны и без Устинова?
Не уверен.
Цитироватьalex82 написал: а вот Вы выбирали в какой общаге в преф играть.. сразу прошу прощения. ни в коей мере не хотел обидеть. лично я выбиралбы в какой общаге коньяк или водка
Общага ЦСКБ.
ЦитироватьДмитрий В. написал:
Цитироватьalex82 (//forum/user/14544/) написал:
у Н1 были шансы если бы без Луны и без Устинова?
Не уверен.
НННШ!
ЦитироватьСтарый НННШ!
Не уверен.
https://www.roscosmos.ru/31607/ - Полвека с третьего пуска ракеты Н1
Цитата: Просто Василий от 27.06.2021 12:43:42https://www.roscosmos.ru/31607/ - Полвека с третьего пуска ракеты Н1
ЦитироватьНесмотря на то, что опыт проектно-конструкторских и производственно-технологических разработок, эксплуатации и обеспечения надежности мощной ракетной системы Н1 в полной мере был использован при создании ракеты-носителя «Энергия» и, очевидно, найдет широкое применение в реализации последующих проектов, нельзя не отметить ошибочность прекращения работ по Н1.
В чем проблема тогда? Возрождаем проект, делаем Н-1. Документация сохранилась ведь?
Или не сохранилась?
Неважно, сохранилась документация или нет. Возобновить невозможно, а главное, не нужно.
Цитироватьнельзя не отметить ошибочность прекращения работ по Н1.
Тут важно, кто автор этого панегирика.
Цитата: Alex-DX от 27.06.2021 14:42:43Цитата: Просто Василий от 27.06.2021 12:43:42https://www.roscosmos.ru/31607/ - Полвека с третьего пуска ракеты Н1
Цитата: undefinedНесмотря на то, что опыт проектно-конструкторских и производственно-технологических разработок, эксплуатации и обеспечения надежности мощной ракетной системы Н1 в полной мере был использован при создании ракеты-носителя «Энергия» и, очевидно, найдет широкое применение в реализации последующих проектов, нельзя не отметить ошибочность прекращения работ по Н1.
А какая оценочная стоимость пуска керосиновой Н-1 с НК-33?
И сколько вытянит на НОО Оригинальная керосиновая Н-1 с нк-33, но сделанная на Амг6? С улучшенным массовым совершеннством.
Цитата: Просто Василий от 27.06.2021 16:47:53Цитата: Alex-DX от 27.06.2021 14:42:43Цитата: Просто Василий от 27.06.2021 12:43:42https://www.roscosmos.ru/31607/ - Полвека с третьего пуска ракеты Н1
Цитата: undefinedНесмотря на то, что опыт проектно-конструкторских и производственно-технологических разработок, эксплуатации и обеспечения надежности мощной ракетной системы Н1 в полной мере был использован при создании ракеты-носителя «Энергия» и, очевидно, найдет широкое применение в реализации последующих проектов, нельзя не отметить ошибочность прекращения работ по Н1.
А какая оценочная стоимость пуска керосиновой Н-1 с НК-33?
И сколько вытянит на НОО Оригинальная керосиновая Н-1 с нк-33, но сделанная на Амг6? С улучшенным массовым совершеннством.
Как это вообще оценить?
Стартовый комплекс будет на Восточном или Байконуре?
МИК где будет? Как туда загнать массы технарей и инженеров?
Огневые испытания первой ступени будем в этот раз проводить, или опять как тогда?
Если да - то где, и сколько такой стенд будет стоить?
Вопросов много ещё, но попробуйте ответить хотя бы на эти, и прикинуть стоимость.
Цитата: Просто Василий от 27.06.2021 16:47:53Цитата: Alex-DX от 27.06.2021 14:42:43Цитата: Просто Василий от 27.06.2021 12:43:42https://www.roscosmos.ru/31607/ - Полвека с третьего пуска ракеты Н1
Цитата: undefinedНесмотря на то, что опыт проектно-конструкторских и производственно-технологических разработок, эксплуатации и обеспечения надежности мощной ракетной системы Н1 в полной мере был использован при создании ракеты-носителя «Энергия» и, очевидно, найдет широкое применение в реализации последующих проектов, нельзя не отметить ошибочность прекращения работ по Н1.
А какая оценочная стоимость пуска керосиновой Н-1 с НК-33?
По эскизному проекту 1962 г. - 12 млн руб.
Цитата: Дмитрий В. от 27.06.2021 17:47:24Цитата: Просто Василий от 27.06.2021 16:47:53Цитата: Alex-DX от 27.06.2021 14:42:43Цитата: Просто Василий от 27.06.2021 12:43:42https://www.roscosmos.ru/31607/ - Полвека с третьего пуска ракеты Н1
Цитата: undefinedНесмотря на то, что опыт проектно-конструкторских и производственно-технологических разработок, эксплуатации и обеспечения надежности мощной ракетной системы Н1 в полной мере был использован при создании ракеты-носителя «Энергия» и, очевидно, найдет широкое применение в реализации последующих проектов, нельзя не отметить ошибочность прекращения работ по Н1.
А какая оценочная стоимость пуска керосиновой Н-1 с НК-33?
По эскизному проекту 1962 г. - 12 млн руб.
А в современных ценах?
Цитата: Sam Grey от 27.06.2021 17:43:37Как это вообще оценить?
Сравнением.
Цитата: Sam Grey от 27.06.2021 17:43:37Стартовый комплекс будет на Восточном или Байконуре?
В Крыму возле пляжа, где нибудь в районе Николаевки. ;)
Цитата: Sam Grey от 27.06.2021 17:43:37МИК где будет? Как туда загнать массы технарей и инженеров?
Там же где и стартовый комплекс. Так же как и в БокаЧика загнал их Маск.
Цитата: Sam Grey от 27.06.2021 17:43:37Огневые испытания первой ступени будем в этот раз проводить, или опять как тогда?
Последняя авария была из за гидроудара, этот гидроудар не возможно воспроизвести на стенде, так же как и отработка посадки ступеней у Маска. Аварии неизбежны.
Цитата: Sam Grey от 27.06.2021 17:43:37Вопросов много ещё, но попробуйте ответить хотя бы на эти, и прикинуть стоимость.
Вопросов нет, было бы желание...
Вероятность того, что РФ когда-либо потребуется H-1 или ракета класса, аналогичного H-1 очень мала.
Но вот что я подумал - а чем Казахстан не космическая держава? Уровень жизни выше, чем в России, специалистов по космосу не то чтобы много, но не меньше, чем в СССР 50-х годов. Недостающих разработчиков можно пригласить, баки и силовые конструкции - сварить, МИК и СК восстановить, систему управления заказать, ракетные двигатели - купить. Документацию запросить. Поскольку H-1 делали в Казахской ССР, то документация по идее должна принадлежать данной бывшей союзной республике.
Будет своя ракета. Для начала - двухступенчатая H-II.
Цитата: Raul от 27.06.2021 21:47:47Но вот что я подумал - а чем Казахстан не космическая держава?
Лучше Уганда. Она ближе к экватору.
Цитата: Raul от 27.06.2021 21:47:47Но вот что я подумал - а чем Казахстан не космическая держава? Уровень жизни выше, чем в России, специалистов по космосу не то чтобы много, но не меньше, чем в СССР 50-х годов.
Ну... это сказки.
Цитата: Дмитрий В. от 27.06.2021 17:47:24Цитата: Просто Василий от 27.06.2021 16:47:53Цитата: Alex-DX от 27.06.2021 14:42:43Цитата: Просто Василий от 27.06.2021 12:43:42https://www.roscosmos.ru/31607/ - Полвека с третьего пуска ракеты Н1
Цитата: undefinedНесмотря на то, что опыт проектно-конструкторских и производственно-технологических разработок, эксплуатации и обеспечения надежности мощной ракетной системы Н1 в полной мере был использован при создании ракеты-носителя «Энергия» и, очевидно, найдет широкое применение в реализации последующих проектов, нельзя не отметить ошибочность прекращения работ по Н1.
А какая оценочная стоимость пуска керосиновой Н-1 с НК-33?
По эскизному проекту 1962 г. - 12 млн руб.
Так это вообще уровень Протона-К выходит. Настолько оптимистично представляли стоимость изготовления?
Цитата: Старый от 27.06.2021 21:52:33Цитата: Raul от 27.06.2021 21:47:47Но вот что я подумал - а чем Казахстан не космическая держава?
Лучше Уганда. Она ближе к экватору.
Тогда уж Сомали.
Цитата: Чёрный Дятел от 27.06.2021 22:00:00Тогда уж Сомали.
Уганда лучше. Она высокоразвитее, в ней английские колонизаторы успели построить ГЭС. Железная дорога есть. Кофе растёт.
И главное - она по названию похожа на Украину.
Цитата: Raul от 27.06.2021 21:47:47Вероятность того, что РФ когда-либо потребуется H-1 или ракета класса, аналогичного H-1 очень мала.
Но вот что я подумал - а чем Казахстан не космическая держава? Уровень жизни выше, чем в России, специалистов по космосу не то чтобы много, но не меньше, чем в СССР 50-х годов. Недостающих разработчиков можно пригласить, баки и силовые конструкции - сварить, МИК и СК восстановить, систему управления заказать, ракетные двигатели - купить. Документацию запросить. Поскольку H-1 делали в Казахской ССР, то документация по идее должна принадлежать данной бывшей союзной республике.
Будет своя ракета. Для начала - двухступенчатая H-II.
А «специалистам по космосу» обязательно сразу со сверхтяжа начинать?
Может попросить их для начала сделать что-то типа Электрона или Terran-1?
Цитата: Штуцер от 27.06.2021 16:21:24Неважно, сохранилась документация или нет. Возобновить невозможно, а главное, не нужно.
Цитироватьнельзя не отметить ошибочность прекращения работ по Н1.
Тут важно, кто автор этого панегирика.
http://epizodsspace.narod.ru/bibl/energia-50/05.html
Ссылками при цитировании ныне никто не утруждается...
Цитата: Quit от 28.06.2021 01:46:57Цитата: Штуцер от 27.06.2021 16:21:24Неважно, сохранилась документация или нет. Возобновить невозможно, а главное, не нужно.
Цитата: undefinedнельзя не отметить ошибочность прекращения работ по Н1.
Тут важно, кто автор этого панегирика.
http://epizodsspace.narod.ru/bibl/energia-50/05.html
Ссылками при цитировании ныне никто не утруждается...
Я об этом:
https://www.roscosmos.ru/31607/
У Н-1 не было возможности сделать ГО меньших размеров?
Цитата: Sam Grey от 27.06.2021 23:05:10Цитата: Raul от 27.06.2021 21:47:47Вероятность того, что РФ когда-либо потребуется H-1 или ракета класса, аналогичного H-1 очень мала.
Но вот что я подумал - а чем Казахстан не космическая держава? Уровень жизни выше, чем в России, специалистов по космосу не то чтобы много, но не меньше, чем в СССР 50-х годов. Недостающих разработчиков можно пригласить, баки и силовые конструкции - сварить, МИК и СК восстановить, систему управления заказать, ракетные двигатели - купить. Документацию запросить. Поскольку H-1 делали в Казахской ССР, то документация по идее должна принадлежать данной бывшей союзной республике.
Будет своя ракета. Для начала - двухступенчатая H-II.
А «специалистам по космосу» обязательно сразу со сверхтяжа начинать?
Может попросить их для начала сделать что-то типа Электрона или Terran-1?
Если держать в качестве образца SpaceX, то сверхлегкая ракета у них, как известно, не особенно хорошо получилась. Тяжелая - летает. Ну и Rocket Lab со своим электроном что-то мудохается. То летит, то не летит.
В общем, я не настаиваю. Можно подождать
у моря погоды у Роскосмоса ракеты - который хоть и свысока посматривает на казахских "специалистов", но и сам толком на знает, что ему то ли делать, то ли не делать.
Однако сдается мне, что при ничего не делании казахский космос так и закончится на последнем Прогрессе к МКС...
Цитата: Просто Василий от 28.06.2021 06:57:26У Н-1 не было возможности сделать ГО меньших размеров?
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/55812.jpg)
Итак всё впритык.
Хотя у Н-11 рисуют меньший по размерам обтекатель:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/39689.jpg)
Всё-таки, правильное название не Н-11, а Н-2 (Н-II). На советских печатныхмашинках было туго с латиницей, поэтому вместо латинских литер "I" использовали "1". Кстати, название Н-11 - одно из обозначений РН "Нейтрон" ("Энергия-М") в определённой комплектации КГЧ.
Цитата: Sam Grey от 27.06.2021 23:05:10Цитата: Raul от 27.06.2021 21:47:47Вероятность того, что РФ когда-либо потребуется H-1 или ракета класса, аналогичного H-1 очень мала.
Но вот что я подумал - а чем Казахстан не космическая держава? Уровень жизни выше, чем в России, специалистов по космосу не то чтобы много, но не меньше, чем в СССР 50-х годов. Недостающих разработчиков можно пригласить, баки и силовые конструкции - сварить, МИК и СК восстановить, систему управления заказать, ракетные двигатели - купить. Документацию запросить. Поскольку H-1 делали в Казахской ССР, то документация по идее должна принадлежать данной бывшей союзной республике.
Будет своя ракета. Для начала - двухступенчатая H-II.
А «специалистам по космосу» обязательно сразу со сверхтяжа начинать?
Может попросить их для начала сделать что-то типа Электрона или Terran-1?
Вот только матюкаться не нужно...
Terrain-1... Ишь чего захотел!!! )))
А подскажите пожалуйста
В Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР «О создании комплекса ракеты-носителя Н-1» №1022-439 24 сентября 1962 г.
Как п. 7 предполагалось реализовывать?
Парашюты? Реактивная посадка?
7. Обязать Государственный комитет Совета Министров СССР по оборонной технике, Государственный комитет Совета Министров СССР по радиоэлектронике проработать в 1963 году и решить вопрос о возможности спасения ступеней ракеты-носителя Н-1
Цитата: Георгий от 21.04.2023 13:12:46А подскажите пожалуйста
В Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР «О создании комплекса ракеты-носителя Н-1» №1022-439 24 сентября 1962 г.
Как п. 7 предполагалось реализовывать?
Парашюты? Реактивная посадка?
7. Обязать Государственный комитет Совета Министров СССР по оборонной технике, Государственный комитет Совета Министров СССР по радиоэлектронике проработать в 1963 году и решить вопрос о возможности спасения ступеней ракеты-носителя Н-1
Пункт такой был, информации о каких-то работах ОКБ-1 в этом направлении нет пока в открытом доступе.
Цитата: Дмитрий В. от 21.04.2023 15:00:19Цитата: Георгий от 21.04.2023 13:12:46А подскажите пожалуйста
В Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР «О создании комплекса ракеты-носителя Н-1» №1022-439 24 сентября 1962 г.
Как п. 7 предполагалось реализовывать?
Парашюты? Реактивная посадка?
7. Обязать Государственный комитет Совета Министров СССР по оборонной технике, Государственный комитет Совета Министров СССР по радиоэлектронике проработать в 1963 году и решить вопрос о возможности спасения ступеней ракеты-носителя Н-1
Пункт такой был, информации о каких-то работах ОКБ-1 в этом направлении нет пока в открытом доступе.
Согласно Мишину некие проработки были...
Полностью п.7 звучал так:
"7. Обязать Государственный комитет Совета Министров СССР по оборонной тех�нике, Государственный комитет Совета Министров СССР по радиоэлектронике про�работать в 1963 году и решить вопрос о возможности спасения ступеней ракеты-но�сителя Н-1 с целью обеспечения запуска космических объектов без дополнительного выделения районов для падения отделяющихся ступеней и представить, в случае необходимости, предложения в Совет Министров СССР."
Цитата: Дмитрий В. от 21.04.2023 17:54:04Полностью п.7 звучал так:
"7. Обязать Государственный комитет Совета Министров СССР по оборонной тех�нике, Государственный комитет Совета Министров СССР по радиоэлектронике про�работать в 1963 году и решить вопрос о возможности спасения ступеней ракеты-но�сителя Н-1 с целью обеспечения запуска космических объектов без дополнительного выделения районов для падения отделяющихся ступеней и представить, в случае необходимости, предложения в Совет Министров СССР."
Единственное здравое предназначение "спасения" ступеней.
Управляемое падение по сути.
Без попсовой "многоразовости".
Цитата: freinir от 21.04.2023 17:41:34Цитата: Дмитрий В. от 21.04.2023 15:00:19Цитата: Георгий от 21.04.2023 13:12:46А подскажите пожалуйста
В Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР «О создании комплекса ракеты-носителя Н-1» №1022-439 24 сентября 1962 г.
Как п. 7 предполагалось реализовывать?
Парашюты? Реактивная посадка?
7. Обязать Государственный комитет Совета Министров СССР по оборонной технике, Государственный комитет Совета Министров СССР по радиоэлектронике проработать в 1963 году и решить вопрос о возможности спасения ступеней ракеты-носителя Н-1
Пункт такой был, информации о каких-то работах ОКБ-1 в этом направлении нет пока в открытом доступе.
Согласно Мишину некие проработки были...
А где именно? Блиц-поиск в "Дневниках..." результата не дал. Или это он устно информацию сообщал?
Т.е. то, что какие-то работы во исполнение упомянутого п.7 Постановления велись, даже сомнения нет. Но они могли ограничиться какой-то инженерной запиской, к примеру. И, могу предположить, вывод там был сделан отрицательный, поскольку по Н-1 приняли решение использовать уже имеющиеся районы падения ОЧР.
Цитата: Дмитрий В. от 21.04.2023 18:33:51Цитата: freinir от 21.04.2023 17:41:34Цитата: Дмитрий В. от 21.04.2023 15:00:19Цитата: Георгий от 21.04.2023 13:12:46А подскажите пожалуйста
В Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР «О создании комплекса ракеты-носителя Н-1» №1022-439 24 сентября 1962 г.
Как п. 7 предполагалось реализовывать?
Парашюты? Реактивная посадка?
7. Обязать Государственный комитет Совета Министров СССР по оборонной технике, Государственный комитет Совета Министров СССР по радиоэлектронике проработать в 1963 году и решить вопрос о возможности спасения ступеней ракеты-носителя Н-1
Пункт такой был, информации о каких-то работах ОКБ-1 в этом направлении нет пока в открытом доступе.
Согласно Мишину некие проработки были...
А где именно? Блиц-поиск в "Дневниках..." результата не дал. Или это он устно информацию сообщал?
В дневниках упоминается точно. Ну и по крупицам собрано. Результат не понятен, но вроде с положительным оттенком. Дальше же пошли конкретные обиды и дурость.
Цитата: Дмитрий В. от 28.06.2021 18:11:41Всё-таки, правильное название не Н-11, а Н-2 (Н-II). На советских печатныхмашинках было туго с латиницей, поэтому вместо латинских литер "I" использовали "1". Кстати, название Н-11 - одно из обозначений РН "Нейтрон" ("Энергия-М") в определённой комплектации КГЧ.
Половинки микросхем памяти маркировали суффиксом 1. Например 565РУ71 это половинка 565РУ7.
если точнее «1», если первая половинка целая, а «2» если вторая.
Цитата: Nitro от 26.04.2023 04:06:20Цитата: Дмитрий В. от 28.06.2021 18:11:41Всё-таки, правильное название не Н-11, а Н-2 (Н-II). На советских печатныхмашинках было туго с латиницей, поэтому вместо латинских литер "I" использовали "1". Кстати, название Н-11 - одно из обозначений РН "Нейтрон" ("Энергия-М") в определённой комплектации КГЧ.
Половинки микросхем памяти маркировали суффиксом 1. Например 565РУ71 это половинка 565РУ7.
если точнее «1», если первая половинка целая, а «2» если вторая.
Думаю, правильно Н-11, а не Н-ll, в СССР вообще, а в космической отрасли особенно, старались избегать использования латинских букв. Кроме того, этот ряд Н-111, Н-11, Н-1 отражает в большей мере сложные, по сути, отношения и взаимосвязь между этими ракетами. Вроде бы правильнее было бы ввести ввести обратное обозначение Н-111 это Н-1, Н-11 это Н-11 и т.д. то есть предполагалось на базе второй и третьей ступени Н-1, создать Н-11 Н-111.То есть, монументальная Н-1 должна была породить Н-11 и Н-111.
Цитата: Ивгениуш от 27.04.2023 10:27:11Думаю, правильно Н-11
Ещё правильнее Н11
Так эту РН упоминали в официальных документах.
https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?msg=883799
К тому же так проще написание и корректнее поиск.
Это касается и Н1 и Н11 и Н111
Цитата: nmaxx от 28.04.2023 04:15:20Цитата: Ивгениуш от 27.04.2023 10:27:11Думаю, правильно Н-11
Ещё правильнее Н11
Так эту РН упоминали в официальных документах.
https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?msg=883799
К тому же так проще написание и корректнее поиск.
Это касается и Н1 и Н111
Цитата: nmaxx от 28.04.2023 04:15:20Цитата: Ивгениуш от 27.04.2023 10:27:11Думаю, правильно Н-11
Ещё правильнее Н11
Так эту РН упоминали в официальных документах.
https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?msg=883799
К тому же так проще написание и корректнее поиск.
Это касается и Н1 и Н111
Дефис традиционно использовался во многих обозначениях ракетной техники. Можно даже вспомнить американский движок H-1, пишется также как Н-1, а в обозначениях ракет дефис используется всегда. В некоторых технических текстах для служебного пользования могли и без дефиса. Что касается Н-11, то обращает на себя внимание тяговооруженность второй ступени Н-1, для Н-11 получается 1.5 к 1, если сравнивать с энергией и шаттлом, то там всё с точностью до наоборот 1 к 1,5 а у протона это 1 к 1. На второй ступени Н-1 стояло 8 двигателей, возможно, по этой пичине потери на управление могли оказаться слишком большими. И потери хс первой ступени могли быть больше, чем у протона или союза. И это тоже могла быть причина закрытия проекта. Забрасывать "всего" 60 тонн на ноо уже не было никакого резона, тем более, что в этом случае пришлось бы вообще всё переделывать....
Начальная тяговооружённость второй ступени Энергии была 1,15-1,17.
Тяговооружённость 2-й ступени Н-1 была около 1,7, и никаких особых потерь на управление у этой ТРЁХСТУПЕНЧАТОЙ ракеты не было.
:o Что за 60 т?
Цитата: Дмитрий В. от 28.04.2023 22:30:21Начальная тяговооружённость второй ступени Энергии была 1,15-1,17.
Тяговооружённость 2-й ступени Н-1 была около 1,7, и никаких особых потерь на управление у этой ТРЁХСТУПЕНЧАТОЙ ракеты не было.
Цитата: Дмитрий В. от 28.04.2023 22:30:21Начальная тяговооружённость второй ступени Энергии была 1,15-1,17.
Тяговооружённость 2-й ступени Н-1 была около 1,7, и никаких особых потерь на управление у этой ТРЁХСТУПЕНЧАТОЙ ракеты не было.
Видимо, я неправильно выразился, или просто неправильно понял что значит потери на управление.
На самом деле я имел в виду грав.потери. У меня такое соображение: когда строили Н-1, то исходили,видимо, из масштабирования рн союз. И грав.потери у Н-1 должны были быть приблизительно такими же как у рн союз. Я предполагаю, что управлять более тяжёлой ракетой труднее (Н-1 тяжелее союза почти в 10 раз). Следовательно, отклонение от оптимальной траектории будет больше и грав.поьери будут больше. По моим прикидочным оценкам грав.потери энергии и шаттла на участке второй ступени порядка 20-25%.А вот для второй ступени протона вроде порядка 10%.
Вот и для Н-1, видимо, планировали такие же потери хс, такие же, как у протона. А этого не так то просто достичь, тем более, имея на борту 8 движков, впрочем, возможно, наоборот это давало больше возможностей для контроля вектора тяги. У флакона 9движков на первой ступени. Правда, первая и вторая ступени две большие разницы.
Цитата: Ивгениуш от 29.04.2023 18:54:03Цитата: Дмитрий В. от 28.04.2023 22:30:21Начальная тяговооружённость второй ступени Энергии была 1,15-1,17.
Тяговооружённость 2-й ступени Н-1 была около 1,7, и никаких особых потерь на управление у этой ТРЁХСТУПЕНЧАТОЙ ракеты не было.
Цитата: Дмитрий В. от 28.04.2023 22:30:21Начальная тяговооружённость второй ступени Энергии была 1,15-1,17.
Тяговооружённость 2-й ступени Н-1 была около 1,7, и никаких особых потерь на управление у этой ТРЁХСТУПЕНЧАТОЙ ракеты не было.
Видимо, я неправильно выразился, или просто неправильно понял что значит потери на управление.
На самом деле я имел в виду грав.потери. У меня такое соображение: когда строили Н-1, то исходили,видимо, из масштабирования рн союз. И грав.потери у Н-1 должны были быть приблизительно такими же как у рн союз. Я предполагаю, что управлять более тяжёлой ракетой труднее (Н-1 тяжелее союза почти в 10 раз). Следовательно, отклонение от оптимальной траектории будет больше и грав.поьери будут больше. По моим прикидочным оценкам грав.потери энергии и шаттла на участке второй ступени порядка 20-25%.А вот для второй ступени протона вроде порядка 10%.
Вот и для Н-1, видимо, планировали такие же потери хс, такие же, как у протона. А этого не так то просто достичь, тем более, имея на борту 8 движков, впрочем, возможно, наоборот это давало больше возможностей для контроля вектора тяги. У флакона 9движков на первой ступени. Правда, первая и вторая ступени две большие разницы.
Потери характеристической скорости на программное управление связаны с наличием угла атаки (несовпадение направления вектора тяги с вектором скорости). Для 1-й ступени они практически нулевые, но на верхних ступенях могут даже превышать гравитационные, изменяясь от 0 до нескольких сотен м/с.
гравитационными потерями на участке 3-й ступени грав. потерями можно в принципе, пренебречь (в отличие от потерь на управление) - они незначительнны. Для 2-й ступерни 3-хступенчатой РН грав. потери могут быть весьма заметными. Поэтому при оптимизации относительной массы ПН для 3-хступенчатых РН тяговооружённость второй ступени обычно получается заметно выше, чем для 2-й ступени 2-хступенчатой РН.
Масштабирование РН "Союз" - это вообще не в тему Н-1.
Цитата: Дмитрий В. от 28.04.2023 22:30:21Начальная тяговооружённость второй ступени Энергии была 1,15-1,17.
Тяговооружённость 2-й ступени Н-1 была около 1,7, и никаких особых потерь на управление у этой ТРЁХСТУПЕНЧАТОЙ ракеты не было.
В Вики вроде именно чётвертая ступень должна была выводить 90 тонн на ноо. После сброса третьей ступени масса ракеты должна была быть 105 тонн, сухой вес ступени 6 тонн, всего топлива 56 тонн, 9 тонн, видимо, должно было хватить, чтобы вывести 90 тонн на низкую орбиту, в другом случае ступень выводила (при полном баке) корабль к луне.
Цитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 19:15:34Цитата: Ивгениуш от 29.04.2023 18:54:03Цитата: Дмитрий В. от 28.04.2023 22:30:21Начальная тяговооружённость второй ступени Энергии была 1,15-1,17.
Тяговооружённость 2-й ступени Н-1 была около 1,7, и никаких особых потерь на управление у этой ТРЁХСТУПЕНЧАТОЙ ракеты не было.
Цитата: Дмитрий В. от 28.04.2023 22:30:21Начальная тяговооружённость второй ступени Энергии была 1,15-1,17.
Тяговооружённость 2-й ступени Н-1 была около 1,7, и никаких особых потерь на управление у этой ТРЁХСТУПЕНЧАТОЙ ракеты не было.
Видимо, я неправильно выразился, или просто неправильно понял что значит потери на управление.
На самом деле я имел в виду грав.потери. У меня такое соображение: когда строили Н-1, то исходили,видимо, из масштабирования рн союз. И грав.потери у Н-1 должны были быть приблизительно такими же как у рн союз. Я предполагаю, что управлять более тяжёлой ракетой труднее (Н-1 тяжелее союза почти в 10 раз). Следовательно, отклонение от оптимальной траектории будет больше и грав.поьери будут больше. По моим прикидочным оценкам грав.потери энергии и шаттла на участке второй ступени порядка 20-25%.А вот для второй ступени протона вроде порядка 10%.
Вот и для Н-1, видимо, планировали такие же потери хс, такие же, как у протона. А этого не так то просто достичь, тем более, имея на борту 8 движков, впрочем, возможно, наоборот это давало больше возможностей для контроля вектора тяги. У флакона 9движков на первой ступени. Правда, первая и вторая ступени две большие разницы.
Потери характеристической скорости на программное управление связаны с наличием угла атаки (несовпадение направления вектора тяги с вектором скорости). Для 1-й ступени они практически нулевые, но на верхних ступенях могут даже превышать гравитационные, изменяясь от 0 до нескольких сотен м/с.
гравитационными потерями на участке 3-й ступени грав. потерями можно в принципе, пренебречь (в отличие от потерь на управление) - они незначительнны. Для 2-й ступерни 3-хступенчатой РН грав. потери могут быть весьма заметными. Поэтому при оптимизации относительной массы ПН для 3-хступенчатых РН тяговооружённость второй ступени обычно получается заметно выше, чем для 2-й ступени 2-хступенчатой РН.
Масштабирование РН "Союз" - это вообще не в тему Н-1.
А вообще, грав.потери вроде составляют львиную долю потерь хс? По крайней мере для 1 и 2 ступени. Как не в тему Н-1, а в какую же тогда? У меня такое впечатление, что Вы просто пытаетесь отмахнуться от простого, на первый взгляд, по крайней мере, вопроса. Во всяком случае, хотелось бы подробностей. А за ликбез спасибо.
Цитата: Ивгениуш от 29.04.2023 19:59:11Цитата: Дмитрий В. от 28.04.2023 22:30:21Начальная тяговооружённость второй ступени Энергии была 1,15-1,17.
Тяговооружённость 2-й ступени Н-1 была около 1,7, и никаких особых потерь на управление у этой ТРЁХСТУПЕНЧАТОЙ ракеты не было.
В Вики вроде именно чётвертая ступень должна была выводить 90 тонн на ноо. После сброса третьей ступени масса ракеты должна была быть 105 тонн, сухой вес ступени 6 тонн, всего топлива 56 тонн, 9 тонн, видимо, должно было хватить, чтобы вывести 90 тонн на низкую орбиту, в другом случае ступень выводила (при полном баке) корабль к луне.
Четвертая ступень - это уже космическая головная часть.
Цитата: Ивгениуш от 29.04.2023 20:11:53Цитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 19:15:34Цитата: Ивгениуш от 29.04.2023 18:54:03Цитата: Дмитрий В. от 28.04.2023 22:30:21Начальная тяговооружённость второй ступени Энергии была 1,15-1,17.
Тяговооружённость 2-й ступени Н-1 была около 1,7, и никаких особых потерь на управление у этой ТРЁХСТУПЕНЧАТОЙ ракеты не было.
Цитата: Дмитрий В. от 28.04.2023 22:30:21Начальная тяговооружённость второй ступени Энергии была 1,15-1,17.
Тяговооружённость 2-й ступени Н-1 была около 1,7, и никаких особых потерь на управление у этой ТРЁХСТУПЕНЧАТОЙ ракеты не было.
Видимо, я неправильно выразился, или просто неправильно понял что значит потери на управление.
На самом деле я имел в виду грав.потери. У меня такое соображение: когда строили Н-1, то исходили,видимо, из масштабирования рн союз. И грав.потери у Н-1 должны были быть приблизительно такими же как у рн союз. Я предполагаю, что управлять более тяжёлой ракетой труднее (Н-1 тяжелее союза почти в 10 раз). Следовательно, отклонение от оптимальной траектории будет больше и грав.поьери будут больше. По моим прикидочным оценкам грав.потери энергии и шаттла на участке второй ступени порядка 20-25%.А вот для второй ступени протона вроде порядка 10%.
Вот и для Н-1, видимо, планировали такие же потери хс, такие же, как у протона. А этого не так то просто достичь, тем более, имея на борту 8 движков, впрочем, возможно, наоборот это давало больше возможностей для контроля вектора тяги. У флакона 9движков на первой ступени. Правда, первая и вторая ступени две большие разницы.
Потери характеристической скорости на программное управление связаны с наличием угла атаки (несовпадение направления вектора тяги с вектором скорости). Для 1-й ступени они практически нулевые, но на верхних ступенях могут даже превышать гравитационные, изменяясь от 0 до нескольких сотен м/с.
гравитационными потерями на участке 3-й ступени грав. потерями можно в принципе, пренебречь (в отличие от потерь на управление) - они незначительнны. Для 2-й ступерни 3-хступенчатой РН грав. потери могут быть весьма заметными. Поэтому при оптимизации относительной массы ПН для 3-хступенчатых РН тяговооружённость второй ступени обычно получается заметно выше, чем для 2-й ступени 2-хступенчатой РН.
Масштабирование РН "Союз" - это вообще не в тему Н-1.
А вообще, грав.потери вроде составляют львиную долю потерь хс? По крайней мере для 1 и 2 ступени. Как не в тему Н-1, а в какую же тогда? У меня такое впечатление, что Вы просто пытаетесь отмахнуться от простого, на первый взгляд, по крайней мере, вопроса. Во всяком случае, хотелось бы подробностей. А за ликбез спасибо.
РН "Союз" не существовало в начале проектирования Н-1. В рамках предварительного проектирования один из вариантов по общей схеме напоминал РН 8К78, но проектные параметры этого варианта выбирались не "масштабированием" "Молнии".
А как Ваш "простой" вопрос формулируется?
Цитата: Дмитрий В. от 28.04.2023 22:30:21Начальная тяговооружённость второй ступени Энергии была 1,15-1,17.
Тяговооружённость 2-й ступени Н-1 была около 1,7, и никаких особых потерь на управление у этой ТРЁХСТУПЕНЧАТОЙ ракеты не было.
То есть Вы хотите сказать, что вектор тяги второй ступени н-1 в процессе работы всегда совпадал с вектором скорости? Но мне кажется добиться этого непросто, если не будет тяги двигателей вектор скорости будет менять направление, т.к. ракета будет двигаться по баллистической траектории. То есть нужно постоянно подправлять вектор тяги с помощью рулевых двигателей. А точно и мгновенно это сделать невозможно, то есть потери на управление налицо. И чем тяжелее ракета, тем больше будут потери.
Цитата: Ивгениуш от 29.04.2023 20:59:16Цитата: Дмитрий В. от 28.04.2023 22:30:21Начальная тяговооружённость второй ступени Энергии была 1,15-1,17.
Тяговооружённость 2-й ступени Н-1 была около 1,7, и никаких особых потерь на управление у этой ТРЁХСТУПЕНЧАТОЙ ракеты не было.
То есть Вы хотите сказать, что вектор тяги второй ступени н-1 в процессе работы всегда совпадал с вектором скорости? Но мне кажется добиться этого непросто, если не будет тяги двигателей вектор скорости будет менять направление, т.к. ракета будет двигаться по баллистической траектории. То есть нужно постоянно подправлять вектор тяги с помощью рулевых двигателей. А точно и мгновенно это сделать невозможно, то есть потери на управление налицо. И чем тяжелее ракета, тем больше будут потери.
Активный участок 2-й ступени Н-1 короткий а угол атаки не превышал 10 град, поэтому потери на программное управление были небольшие, а суммарная ХС при выведении на НОО составляла около 9000 м/с.
Цитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 20:15:43А как Ваш "простой" вопрос формулируется?
Я предполагаю, что рассчётные потери хс второй ступени на момент закрытия проекта оказались выше планировавшихся ранее. Это также могло быть одной из причин в высшей степени сомнительного решения закрытия н-1.
Цитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 21:01:45Цитата: Ивгениуш от 29.04.2023 20:59:16Цитата: Дмитрий В. от 28.04.2023 22:30:21Начальная тяговооружённость второй ступени Энергии была 1,15-1,17.
Тяговооружённость 2-й ступени Н-1 была около 1,7, и никаких особых потерь на управление у этой ТРЁХСТУПЕНЧАТОЙ ракеты не было.
То есть Вы хотите сказать, что вектор тяги второй ступени н-1 в процессе работы всегда совпадал с вектором скорости? Но мне кажется добиться этого непросто, если не будет тяги двигателей вектор скорости будет менять направление, т.к. ракета будет двигаться по баллистической траектории. То есть нужно постоянно подправлять вектор тяги с помощью рулевых двигателей. А точно и мгновенно это сделать невозможно, то есть потери на управление налицо. И чем тяжелее ракета, тем больше будут потери.
Активный участок 2-й ступени Н-1 короткий а угол атаки не превышал 10 град, поэтому потери на программное управление были небольшие, а суммарная ХС при выведении на НОО составляла около 9000 м/с.
Откуда дровишки?
Цитата: Ивгениуш от 29.04.2023 21:05:38Цитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 20:15:43А как Ваш "простой" вопрос формулируется?
Я предполагаю, что рассчётные потери хс второй ступени на момент закрытия проекта оказались выше планировавшихся ранее. Это также могло быть одной из причин в высшей степени сомнительного решения закрытия н-1.
Потери ХС вообще не имеют отношения к закрытию проекта.
Цитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 20:14:51Цитата: Ивгениуш от 29.04.2023 20:11:53Цитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 19:15:34Цитата: Ивгениуш от 29.04.2023 18:54:03Цитата: Дмитрий В. от 28.04.2023 22:30:21Начальная тяговооружённость второй ступени Энергии была 1,15-1,17.
Тяговооружённость 2-й ступени Н-1 была около 1,7, и никаких особых потерь на управление у этой ТРЁХСТУПЕНЧАТОЙ ракеты не было.
Цитата: Дмитрий В. от 28.04.2023 22:30:21Начальная тяговооружённость второй ступени Энергии была 1,15-1,17.
Тяговооружённость 2-й ступени Н-1 была около 1,7, и никаких особых потерь на управление у этой ТРЁХСТУПЕНЧАТОЙ ракеты не было.
Видимо, я неправильно выразился, или просто неправильно понял что значит потери на управление.
На самом деле я имел в виду грав.потери. У меня такое соображение: когда строили Н-1, то исходили,видимо, из масштабирования рн союз. И грав.потери у Н-1 должны были быть приблизительно такими же как у рн союз. Я предполагаю, что управлять более тяжёлой ракетой труднее (Н-1 тяжелее союза почти в 10 раз). Следовательно, отклонение от оптимальной траектории будет больше и грав.поьери будут больше. По моим прикидочным оценкам грав.потери энергии и шаттла на участке второй ступени порядка 20-25%.А вот для второй ступени протона вроде порядка 10%.
Вот и для Н-1, видимо, планировали такие же потери хс, такие же, как у протона. А этого не так то просто достичь, тем более, имея на борту 8 движков, впрочем, возможно, наоборот это давало больше возможностей для контроля вектора тяги. У флакона 9движков на первой ступени. Правда, первая и вторая ступени две большие разницы.
Потери характеристической скорости на программное управление связаны с наличием угла атаки (несовпадение направления вектора тяги с вектором скорости). Для 1-й ступени они практически нулевые, но на верхних ступенях могут даже превышать гравитационные, изменяясь от 0 до нескольких сотен м/с.
гравитационными потерями на участке 3-й ступени грав. потерями можно в принципе, пренебречь (в отличие от потерь на управление) - они незначительнны. Для 2-й ступерни 3-хступенчатой РН грав. потери могут быть весьма заметными. Поэтому при оптимизации относительной массы ПН для 3-хступенчатых РН тяговооружённость второй ступени обычно получается заметно выше, чем для 2-й ступени 2-хступенчатой РН.
Масштабирование РН "Союз" - это вообще не в тему Н-1.
А вообще, грав.потери вроде составляют львиную долю потерь хс? По крайней мере для 1 и 2 ступени. Как не в тему Н-1, а в какую же тогда? У меня такое впечатление, что Вы просто пытаетесь отмахнуться от простого, на первый взгляд, по крайней мере, вопроса. Во всяком случае, хотелось бы подробностей. А за ликбез спасибо.
РН "Союз" не существовало в начале проектирования Н-1. В рамках предварительного проектирования один из вариантов по общей схеме напоминал РН 8К78, но проектные параметры этого варианта выбирались не "масштабированием" "Молнии".
В данном случае речь идёт об общем подходе. То есть увеличение массы каждой ступени, применяя все то, что было достигнуто при постройке гораздо меньших по массе и габаритам ракет. Согласен, что я несколько упростил...
РН "Союз" не существовало в начале проектирования Н-1.ЕслиЦитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 21:15:03Цитата: Ивгениуш от 29.04.2023 21:05:38Цитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 20:15:43
А как Ваш "простой" вопрос формулируется?
Я предполагаю, что рассчётные потери хс второй ступени на момент закрытия проекта оказались выше планировавшихся ранее. Это также могло быть одной из причин в высшей степени сомнительного решения закрытия н-1.
Потери ХС вообще не имеют отношения к закрытию проекта.
Значит потери были? Да и как можно что то утверждать, если не было ни одного старта второй ступени? Кто реальные результаты исследований предаст широкой огласке? То есть ничем реальным Вы подтвердить своѣ утверждение не можете?
Цитата: Ивгениуш от 29.04.2023 21:46:32РН "Союз" не существовало в начале проектирования Н-1.
Если
Цитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 21:15:03Цитата: Ивгениуш от 29.04.2023 21:05:38Цитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 20:15:43
А как Ваш "простой" вопрос формулируется?
Я предполагаю, что рассчётные потери хс второй ступени на момент закрытия проекта оказались выше планировавшихся ранее. Это также могло быть одной из причин в высшей степени сомнительного решения закрытия н-1.
Потери ХС вообще не имеют отношения к закрытию проекта.
Значит потери были? Да и как можно что то утверждать, если не было ни одного старта второй ступени? Кто реальные результаты исследований предаст широкой огласке? То есть ничем реальным Вы подтвердить своѣ утверждение не можете?
Конечно были, потери ХС всегда есть. Суммарные (гравитационные и на программное управление) потери ХС 2-й ступени Н-1 составляли около 276 м/с (для изделия №7Л).
Цитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 20:15:43А как Ваш "простой" вопрос формулируется?
Если несложно, не могли бы просветить насчёт Н-1Ф, куда там должны были запихнуть дополнительные 215 тонн? Видимо, при самых неблагоприятных условиях (большие потери хс) четвёртая ступень должна была вывести на ноо 60 тонн. Это всего лишь гипотеза, если чё. И это следует непосредственно из ТТХ Н-1 в Вики.
Цитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 21:49:35Цитата: Ивгениуш от 29.04.2023 21:46:32РН "Союз" не существовало в начале проектирования Н-1.
Если
Цитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 21:15:03Цитата: Ивгениуш от 29.04.2023 21:05:38Цитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 20:15:43
А как Ваш "простой" вопрос формулируется?
Я предполагаю, что рассчётные потери хс второй ступени на момент закрытия проекта оказались выше планировавшихся ранее. Это также могло быть одной из причин в высшей степени сомнительного решения закрытия н-1.
Потери ХС вообще не имеют отношения к закрытию проекта.
Значит потери были? Да и как можно что то утверждать, если не было ни одного старта второй ступени? Кто реальные результаты исследований предаст широкой огласке? То есть ничем реальным Вы подтвердить своѣ утверждение не можете?
Конечно были, потери ХС всегда есть. Суммарные (гравитационные и на программное управление) потери ХС 2-й ступени Н-1 составляли около 276 м/с (для изделия №7Л).
Как, я что то пропустил? Н-1 таки долетела до луны?😃
Цитата: Ивгениуш от 30.04.2023 08:39:35Цитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 21:49:35Цитата: Ивгениуш от 29.04.2023 21:46:32РН "Союз" не существовало в начале проектирования Н-1.
Если
Цитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 21:15:03Цитата: Ивгениуш от 29.04.2023 21:05:38Цитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 20:15:43
А как Ваш "простой" вопрос формулируется?
Я предполагаю, что рассчётные потери хс второй ступени на момент закрытия проекта оказались выше планировавшихся ранее. Это также могло быть одной из причин в высшей степени сомнительного решения закрытия н-1.
Потери ХС вообще не имеют отношения к закрытию проекта.
Значит потери были? Да и как можно что то утверждать, если не было ни одного старта второй ступени? Кто реальные результаты исследований предаст широкой огласке? То есть ничем реальным Вы подтвердить своѣ утверждение не можете?
Конечно были, потери ХС всегда есть. Суммарные (гравитационные и на программное управление) потери ХС 2-й ступени Н-1 составляли около 276 м/с (для изделия №7Л).
Как, я что то пропустил? Н-1 таки долетела до луны?😃
Вы уж определитесь, что Вас интересует - потери ХС или долетела ли Н1 до Луны ;D
Цитата: Дмитрий В. от 30.04.2023 08:52:40Цитата: Ивгениуш от 30.04.2023 08:39:35Цитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 21:49:35Цитата: Ивгениуш от 29.04.2023 21:46:32РН "Союз" не существовало в начале проектирования Н-1.
Если
Цитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 21:15:03Цитата: Ивгениуш от 29.04.2023 21:05:38Цитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 20:15:43
А как Ваш "простой" вопрос формулируется?
Я предполагаю, что рассчётные потери хс второй ступени на момент закрытия проекта оказались выше планировавшихся ранее. Это также могло быть одной из причин в высшей степени сомнительного решения закрытия н-1.
Потери ХС вообще не имеют отношения к закрытию проекта.
Значит потери были? Да и как можно что то утверждать, если не было ни одного старта второй ступени? Кто реальные результаты исследований предаст широкой огласке? То есть ничем реальным Вы подтвердить своѣ утверждение не можете?
Конечно были, потери ХС всегда есть. Суммарные (гравитационные и на программное управление) потери ХС 2-й ступени Н-1 составляли около 276 м/с (для изделия №7Л).
Как, я что то пропустил? Н-1 таки долетела до луны?😃
Вы уж определитесь, что Вас интересует - потери ХС или долетела ли Н1 до Луны ;D
Согласно тому что Вы написали, имел место старт второй ступени, (Вы же указали потери 276 м/с?), что было дальше это у Вас надо спрашивать...
Начал читать тему сначала с 2007 года, и обнаружил довольно нелепое с моей точки зрения утверждение. Что для Н-1 не нашлось бы работы. Я не буду подробно разбирать нелепость подобной идеи, только напомню второй старт энергии производился с таким же весом как у Н-1. Непонятно зачем делали ракету не с головы, а с хвоста. По крайней мере надо было наверное, параллельно строить Н-111, и Н-11, а на их базе создавать 2.3.4 ступени Н-1. В итоге можно было добиться унификации всего ракетного ряда. Н-111 заменила бы союз, Н-11 конкурировала бы с протоном. Но все деньги в итоге ушли на бесплодную энергию и создание линейки рд-170,рд-180, рд-190.весь выхлоп в этих движках, которые вполне могли быть дублированы двигателями Кузнецова.
Цитата: Ивгениуш от 30.04.2023 14:48:18Цитата: Дмитрий В. от 30.04.2023 08:52:40Цитата: Ивгениуш от 30.04.2023 08:39:35Цитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 21:49:35Цитата: Ивгениуш от 29.04.2023 21:46:32РН "Союз" не существовало в начале проектирования Н-1.
Если
Цитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 21:15:03Цитата: Ивгениуш от 29.04.2023 21:05:38Цитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 20:15:43
А как Ваш "простой" вопрос формулируется?
Я предполагаю, что рассчётные потери хс второй ступени на момент закрытия проекта оказались выше планировавшихся ранее. Это также могло быть одной из причин в высшей степени сомнительного решения закрытия н-1.
Потери ХС вообще не имеют отношения к закрытию проекта.
Значит потери были? Да и как можно что то утверждать, если не было ни одного старта второй ступени? Кто реальные результаты исследований предаст широкой огласке? То есть ничем реальным Вы подтвердить своѣ утверждение не можете?
Конечно были, потери ХС всегда есть. Суммарные (гравитационные и на программное управление) потери ХС 2-й ступени Н-1 составляли около 276 м/с (для изделия №7Л).
Как, я что то пропустил? Н-1 таки долетела до луны?😃
Вы уж определитесь, что Вас интересует - потери ХС или долетела ли Н1 до Луны ;D
Согласно тому что Вы написали, имел место старт второй ступени, (Вы же указали потери 276 м/с?), что было дальше это у Вас надо спрашивать...
Я нигде не писал, что вторая ступень стартовала. ;D
Цитата: Дмитрий В. от 30.04.2023 15:09:32Цитата: Ивгениуш от 30.04.2023 14:48:18Цитата: Дмитрий В. от 30.04.2023 08:52:40Цитата: Ивгениуш от 30.04.2023 08:39:35Цитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 21:49:35Цитата: Ивгениуш от 29.04.2023 21:46:32РН "Союз" не существовало в начале проектирования Н-1.
Если
Цитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 21:15:03Цитата: Ивгениуш от 29.04.2023 21:05:38Цитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 20:15:43
А как Ваш "простой" вопрос формулируется?
Я предполагаю, что рассчётные потери хс второй ступени на момент закрытия проекта оказались выше планировавшихся ранее. Это также могло быть одной из причин в высшей степени сомнительного решения закрытия н-1.
Потери ХС вообще не имеют отношения к закрытию проекта.
Значит потери были? Да и как можно что то утверждать, если не было ни одного старта второй ступени? Кто реальные результаты исследований предаст широкой огласке? То есть ничем реальным Вы подтвердить своѣ утверждение не можете?
Конечно были, потери ХС всегда есть. Суммарные (гравитационные и на программное управление) потери ХС 2-й ступени Н-1 составляли около 276 м/с (для изделия №7Л).
Как, я что то пропустил? Н-1 таки долетела до луны?😃
Вы уж определитесь, что Вас интересует - потери ХС или долетела ли Н1 до Луны ;D
Согласно тому что Вы написали, имел место старт второй ступени, (Вы же указали потери 276 м/с?), что было дальше это у Вас надо спрашивать...
Я нигде не писал, что вторая ступень стартовала. ;D
Ну извините мой педантизм, по-видимому неуместный, хотя Вы не писали, что это предполагаемые, или рассчётные потери, а из контекста это не очевидно. Отсюда следует, что для моего предположения нет чёткого опровержения. А учитывая, что в истории очень много случаев, когда вроде бы всё было абсолютно точно рассчитано, а на деле вдруг "что-то пошло не так", то можно сказать, что это предположение не получает ни подтверждения ни опровержения.
Цитата: Ивгениуш от 30.04.2023 15:22:38Цитата: Дмитрий В. от 30.04.2023 15:09:32Цитата: Ивгениуш от 30.04.2023 14:48:18Цитата: Дмитрий В. от 30.04.2023 08:52:40Цитата: Ивгениуш от 30.04.2023 08:39:35Цитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 21:49:35Цитата: Ивгениуш от 29.04.2023 21:46:32РН "Союз" не существовало в начале проектирования Н-1.
Если
Цитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 21:15:03Цитата: Ивгениуш от 29.04.2023 21:05:38Цитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 20:15:43
А как Ваш "простой" вопрос формулируется?
Я предполагаю, что рассчётные потери хс второй ступени на момент закрытия проекта оказались выше планировавшихся ранее. Это также могло быть одной из причин в высшей степени сомнительного решения закрытия н-1.
Потери ХС вообще не имеют отношения к закрытию проекта.
Значит потери были? Да и как можно что то утверждать, если не было ни одного старта второй ступени? Кто реальные результаты исследований предаст широкой огласке? То есть ничем реальным Вы подтвердить своѣ утверждение не можете?
Конечно были, потери ХС всегда есть. Суммарные (гравитационные и на программное управление) потери ХС 2-й ступени Н-1 составляли около 276 м/с (для изделия №7Л).
Как, я что то пропустил? Н-1 таки долетела до луны?😃
Вы уж определитесь, что Вас интересует - потери ХС или долетела ли Н1 до Луны ;D
Согласно тому что Вы написали, имел место старт второй ступени, (Вы же указали потери 276 м/с?), что было дальше это у Вас надо спрашивать...
Я нигде не писал, что вторая ступень стартовала. ;D
Ну извините мой педантизм, по-видимому неуместный, хотя Вы не писали, что это предполагаемые, или рассчётные потери, а из контекста это не очевидно. Отсюда следует, что для моего предположения нет чёткого опровержения. А учитывая, что в истории очень много случаев, когда вроде бы всё было абсолютно точно рассчитано, а на деле вдруг "что-то пошло не так", то можно сказать, что это предположение не получает ни подтверждения ни опровержения.
Мне чем то все это было похоже на спор капитана Очевидность с капитаном Очевидность. Потратить столько времени и сил на уточнение очевидной формулировки - просто праздник какой-то! ;D
Цитата: Александр Геннадьевич Шлядинский от 30.04.2023 18:32:54Цитата: Ивгениуш от 30.04.2023 15:22:38Цитата: Дмитрий В. от 30.04.2023 15:09:32Цитата: Ивгениуш от 30.04.2023 14:48:18Цитата: Дмитрий В. от 30.04.2023 08:52:40Цитата: Ивгениуш от 30.04.2023 08:39:35Цитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 21:49:35Цитата: Ивгениуш от 29.04.2023 21:46:32РН "Союз" не существовало в начале проектирования Н-1.
Если
Цитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 21:15:03Цитата: Ивгениуш от 29.04.2023 21:05:38Цитата: Дмитрий В. от 29.04.2023 20:15:43
А как Ваш "простой" вопрос формулируется?
Я предполагаю, что рассчётные потери хс второй ступени на момент закрытия проекта оказались выше планировавшихся ранее. Это также могло быть одной из причин в высшей степени сомнительного решения закрытия н-1.
Потери ХС вообще не имеют отношения к закрытию проекта.
Значит потери были? Да и как можно что то утверждать, если не было ни одного старта второй ступени? Кто реальные результаты исследований предаст широкой огласке? То есть ничем реальным Вы подтвердить своѣ утверждение не можете?
Конечно были, потери ХС всегда есть. Суммарные (гравитационные и на программное управление) потери ХС 2-й ступени Н-1 составляли около 276 м/с (для изделия №7Л).
Как, я что то пропустил? Н-1 таки долетела до луны?😃
Вы уж определитесь, что Вас интересует - потери ХС или долетела ли Н1 до Луны ;D
Согласно тому что Вы написали, имел место старт второй ступени, (Вы же указали потери 276 м/с?), что было дальше это у Вас надо спрашивать...
Я нигде не писал, что вторая ступень стартовала. ;D
Ну извините мой педантизм, по-видимому неуместный, хотя Вы не писали, что это предполагаемые, или рассчётные потери, а из контекста это не очевидно. Отсюда следует, что для моего предположения нет чёткого опровержения. А учитывая, что в истории очень много случаев, когда вроде бы всё было абсолютно точно рассчитано, а на деле вдруг "что-то пошло не так", то можно сказать, что это предположение не получает ни подтверждения ни опровержения.
Мне чем то все это было похоже на спор капитана Очевидность с капитаном Очевидность. Потратить столько времени и сил на уточнение очевидной формулировки - просто праздник какой-то! ;D
В Вашей жизни мало праздников? Сочувствую😠
Цитата: Ивгениуш от 30.04.2023 15:22:38Ну извините мой педантизм, по-видимому неуместный, хотя Вы не писали, что это предполагаемые, или рассчётные потери, а из контекста это не очевидно. Отсюда следует, что для моего предположения нет чёткого опровержения. А учитывая, что в истории очень много случаев, когда вроде бы всё было абсолютно точно рассчитано, а на деле вдруг "что-то пошло не так", то можно сказать, что это предположение не получает ни подтверждения ни опровержения.
Потери ХС считаются ДО, а не Во время полёта. примерно, так, на этапе эскизного проекта. Хотя сама баллистика ракеты может вообще обойтись без таких понятий, как характеристическая скорость или удельный импульс. ;)
Если "что-то пошло не та", то это означает аварию или катастрофу, поскольку если "всё идёт так", то ракета не отклоняется сильно от расчётной траектории.
Цитата: Дмитрий В. от 30.04.2023 19:30:21Цитата: Ивгениуш от 30.04.2023 15:22:38Ну извините мой педантизм, по-видимому неуместный, хотя Вы не писали, что это предполагаемые, или рассчётные потери, а из контекста это не очевидно. Отсюда следует, что для моего предположения нет чёткого опровержения. А учитывая, что в истории очень много случаев, когда вроде бы всё было абсолютно точно рассчитано, а на деле вдруг "что-то пошло не так", то можно сказать, что это предположение не получает ни подтверждения ни опровержения.
Потери ХС считаются ДО, а не Во время полёта. примерно, так, на этапе эскизного проекта. Хотя сама баллистика ракеты может вообще обойтись без таких понятий, как характеристическая скорость или удельный импульс. ;)
Если "что-то пошло не та", то это означает аварию или катастрофу, поскольку если "всё идёт так", то ракета не отклоняется сильно от расчётной траектории.
А Вы не устали смайлики ставить? Но гораздо важнее, что Вы, на мой взгляд, немного, самую палость,потеряли связь с реальностью. Если не ошибаюсь, второй ступени даже в металле не было, Н-1 стартовала с первой ступенью и массогабаритным макетом остальных.А Вы пишете так, как будто у неё были десятки штатно отработанных пусков . Ведь то же самое можно сказать и про первую ступень. Её считали считали, а она падала и падала.
Цитата: Ивгениуш от 30.04.2023 21:53:31Цитата: Дмитрий В. от 30.04.2023 19:30:21Цитата: Ивгениуш от 30.04.2023 15:22:38Ну извините мой педантизм, по-видимому неуместный, хотя Вы не писали, что это предполагаемые, или рассчётные потери, а из контекста это не очевидно. Отсюда следует, что для моего предположения нет чёткого опровержения. А учитывая, что в истории очень много случаев, когда вроде бы всё было абсолютно точно рассчитано, а на деле вдруг "что-то пошло не так", то можно сказать, что это предположение не получает ни подтверждения ни опровержения.
Потери ХС считаются ДО, а не Во время полёта. примерно, так, на этапе эскизного проекта. Хотя сама баллистика ракеты может вообще обойтись без таких понятий, как характеристическая скорость или удельный импульс. ;)
Если "что-то пошло не та", то это означает аварию или катастрофу, поскольку если "всё идёт так", то ракета не отклоняется сильно от расчётной траектории.
А Вы не устали смайлики ставить? Но гораздо важнее, что Вы, на мой взгляд, немного, самую палость,потеряли связь с реальностью. Если не ошибаюсь, второй ступени даже в металле не было, Н-1 стартовала с первой ступенью и массогабаритным макетом остальных.А Вы пишете так, как будто у неё были десятки штатно отработанных пусков . Ведь то же самое можно сказать и про первую ступень. Её считали считали, а она падала и падала.
На Ваши сентенции сложно отвечать без смайликов но я попробую. Н-1 все 4 раза стартовала с боевыми, а не макетными ступенями.
Цитата: Дмитрий В. от 30.04.2023 22:34:22Цитата: Ивгениуш от 30.04.2023 21:53:31Цитата: Дмитрий В. от 30.04.2023 19:30:21Цитата: Ивгениуш от 30.04.2023 15:22:38Ну извините мой педантизм, по-видимому неуместный, хотя Вы не писали, что это предполагаемые, или рассчётные потери, а из контекста это не очевидно. Отсюда следует, что для моего предположения нет чёткого опровержения. А учитывая, что в истории очень много случаев, когда вроде бы всё было абсолютно точно рассчитано, а на деле вдруг "что-то пошло не так", то можно сказать, что это предположение не получает ни подтверждения ни опровержения.
Потери ХС считаются ДО, а не Во время полёта. примерно, так, на этапе эскизного проекта. Хотя сама баллистика ракеты может вообще обойтись без таких понятий, как характеристическая скорость или удельный импульс. ;)
Если "что-то пошло не та", то это означает аварию или катастрофу, поскольку если "всё идёт так", то ракета не отклоняется сильно от расчётной траектории.
А Вы не устали смайлики ставить? Но гораздо важнее, что Вы, на мой взгляд, немного, самую палость,потеряли связь с реальностью. Если не ошибаюсь, второй ступени даже в металле не было, Н-1 стартовала с первой ступенью и массогабаритным макетом остальных.А Вы пишете так, как будто у неё были десятки штатно отработанных пусков . Ведь то же самое можно сказать и про первую ступень. Её считали считали, а она падала и падала.
На Ваши сентенции сложно отвечать без смайликов но я попробую. Н-1 все 4 раза стартовала с боевыми, а не макетными ступенями.
Как то сомнительно это... Почему мы не имеем неотработанных ступеней? О них что-то ни слуху ни духу. Более того, о двигателях для второй, третьей и чётвертой ступенях Вики пишет как о невостребованных, никогда не использовавшихся. Впрочем это можно конечно объяснить. Но как объяснить, что вопрос о создании н-11 и н-111 вообще нигде не поднимался, хотя переделать 2-4 ступени в Н-11 и Н-111 выглядит вполне реальной идеей. Из того, что я читал по этому вопросу следует , что работы над ступенями велись, но были далеки от завершения. Хотя все эти доводы не очень убедительны. Но если Вы правы, то это очень печально, и в то же время получается, что мы можем сейчас на базе этих ступеней создать Н-11, и Н-111 за не очень большие деньги...
Что Вы имеете в виду под "неотработанными" ступенями? Как раз таки блоки Б и В отрабатывались на стенде.
Вопрос о создании Н-II и H-III не поднимался в виду отсутствия потребности в этих ракетах и необходимых ресурсов в условиях, когда уже были УР-500 и 11А511.
Для сведения: проектно-конструкторские работы по РН Н11 велись в КФ ЦКБЭМ вплоть до их прекращения Приказом ДИРЕКТОРА И ГЕНЕРАЛЬНОГО КОНСТРУКТОРА НАУЧНО-ПРОИЗВОДСТВЕННОГО ОБЪЕДИНЕНИЯ «ЭНЕРГИЯ» №54 от 5 июня 1974 г.
Цитата: Дмитрий В. от 01.05.2023 15:43:25Что Вы имеете в виду под "неотработанными" ступенями? Как раз таки блоки Б и В отрабатывались на стенде.
Вопрос о создании Н-II и H-III не поднимался в виду отсутствия потребности в этих ракетах и необходимых ресурсов в условиях, когда уже были УР-500 и 11А511.
Из самого графика стартов Н-1 следует, что фактически производство Н-1 было поставлено на поток (первые 2 старта с интервалом около полугода, есть также видео, где подробно описаноа вся инфраструктура, у энергии 10 лет работы, в несколько раз больше денег, 2 старта, один неудачный, как говорится почувствуйте разницу), насколько мне известно, были ракеты (2 кажется) которые готовили к старту на момент закрытия проекта. И готовая фактически к использованию керосиновая рн оказалась невостребованной? А когда принимали решение строить ангару не обсуждался этот вопрос? Может быть поэтому в начале 90-х, как писали тут на форуме велось уничтожением документации к н-1? Как говорится, потомки нам не простят (или уже не простили?)Если они будут, конечно.
Цитата: Дмитрий В. от 01.05.2023 15:53:58Для сведения: проектно-конструкторские работы по РН Н11 велись в КФ ЦКБЭМ вплоть до их прекращения Приказом ДИРЕКТОРА И ГЕНЕРАЛЬНОГО КОНСТРУКТОРА НАУЧНО-ПРОИЗВОДСТВЕННОГО ОБЪЕДИНЕНИЯ «ЭНЕРГИЯ» №54 от 5 июня 1974 г.
Подскажите, пожалуйста, а насколько различались н11 и обрезок н1 без ступени А?
Кто-то говорил, что "обрезок" Не очень оптимален
Цитата: Дмитрий В. от 01.05.2023 15:53:58Для сведения: проектно-конструкторские работы по РН Н11 велись в КФ ЦКБЭМ вплоть до их прекращения Приказом ДИРЕКТОРА И ГЕНЕРАЛЬНОГО КОНСТРУКТОРА НАУЧНО-ПРОИЗВОДСТВЕННОГО ОБЪЕДИНЕНИЯ «ЭНЕРГИЯ» №54 от 5 июня 1974 г.
С точки зрения здравого смысла ракету, наверное, надо было делать по частям. На тот момент почти каждая ракета в начале эксплуатации падала практически через раз, это касается и протона и союза. А уж в отношении н-1 нужен был особый подход. Я предполагаю и раньше думал, что так и было, что 6 стартов планировали произвести для отработки первой ступени, а при условии, скажем, 2 первых удачных пусков, при третьем можно было и вторую ступень испытать. При этом можно было параллельно строить Н-11, Н-111 и вторую и третью ступень.
Цитата: Ивгениуш от 02.05.2023 19:21:02Цитата: Дмитрий В. от 01.05.2023 15:53:58Для сведения: проектно-конструкторские работы по РН Н11 велись в КФ ЦКБЭМ вплоть до их прекращения Приказом ДИРЕКТОРА И ГЕНЕРАЛЬНОГО КОНСТРУКТОРА НАУЧНО-ПРОИЗВОДСТВЕННОГО ОБЪЕДИНЕНИЯ «ЭНЕРГИЯ» №54 от 5 июня 1974 г.
С точки зрения здравого смысла ракету, наверное, надо было делать по частям. На тот момент почти каждая ракета в начале эксплуатации падала практически через раз, это касается и протона и союза. А уж в отношении н-1 нужен был особый подход. Я предполагаю и раньше думал, что так и было, что 6 стартов планировали произвести для отработки первой ступени, а при условии, скажем, 2 первых удачных пусков, при третьем можно было и вторую ступень испытать. При этом можно было параллельно строить Н-11, Н-111 и вторую и третью ступень.
Против опережающего создания носителя на базе 2-й и 3-й ступени выступал прежде всего сам С.П. Королёв (в то время, как Глушко, Бармин, Келдыш и другие товарищи - были "за"):
9. Не согласен с мнением т. Бармина В.П. об ускорении разработки самостоятельного носителя на базе II и III ступени в отрыве от разработки носителя Н-1, что влечёт за собой создание двух комплексов наземного оборудования и стартовых сооружений, а также затяжку сроков разработки.Это из протокола совещания Совета ГК от 24 сентября 1960г.
Цитата: Дмитрий В. от 02.05.2023 22:08:349. Не согласен с мнением т. Бармина В.П. об ускорении разработки самостоятельного носителя на базе II и III ступени в отрыве от разработки носителя Н-1,
Хммм... Получается что Н-II и Н-III это действительно римские цифры.
Цитата: Дмитрий В. от 02.05.2023 22:08:34Цитата: Ивгениуш от 02.05.2023 19:21:02Цитата: Дмитрий В. от 01.05.2023 15:53:58Для сведения: проектно-конструкторские работы по РН Н11 велись в КФ ЦКБЭМ вплоть до их прекращения Приказом ДИРЕКТОРА И ГЕНЕРАЛЬНОГО КОНСТРУКТОРА НАУЧНО-ПРОИЗВОДСТВЕННОГО ОБЪЕДИНЕНИЯ «ЭНЕРГИЯ» №54 от 5 июня 1974 г.
С точки зрения здравого смысла ракету, наверное, надо было делать по частям. На тот момент почти каждая ракета в начале эксплуатации падала практически через раз, это касается и протона и союза. А уж в отношении н-1 нужен был особый подход. Я предполагаю и раньше думал, что так и было, что 6 стартов планировали произвести для отработки первой ступени, а при условии, скажем, 2 первых удачных пусков, при третьем можно было и вторую ступень испытать. При этом можно было параллельно строить Н-11, Н-111 и вторую и третью ступень.
Против опережающего создания носителя на базе 2-й и 3-й ступени выступал прежде всего сам С.П. Королёв (в то время, как Глушко, Бармин, Келдыш и другие товарищи - были "за"):
9. Не согласен с мнением т. Бармина В.П. об ускорении разработки самостоятельного носителя на базе II и III ступени в отрыве от разработки носителя Н-1, что влечёт за собой создание двух комплексов наземного оборудования и стартовых сооружений, а также затяжку сроков разработки.
Это из протокола совещания Совета ГК от 24 сентября 1960г.
Может денег было мало? И на то и на другое не хватало также времени? На это указывает текст. Кроме того, это было в 1960 году. То есть в самом начале разработок по н-1, вполне возможно, что сделать хотелось побольше и чем грандиознее были планы тем больше денег могли дать. А просить сразу всё обречь себя на неудачу, надо быть скромным и учитывать интересы коллег. Кроме того,видимо, королёв чувствовал себя очень уверенно, то есть был уверен, что у него всё получится с первого раза.Как чувствовал себя Фишер перед завоеванием чемпионского титула. Надо, наверное учитывать и подковёрные игры. Впрочем предположений можно высказать много, чтобы сделать определенные выводы, надо тему поизучать получше. И откуда следует, что по крайней мере первый старт должен был быть полноразмерным? Наконец, в данном конкретном случае главным, видимо был фактор времени. То есть лунная гонка началась.
Цитата: Ивгениуш от 03.05.2023 19:07:53Цитата: Дмитрий В. от 02.05.2023 22:08:34Цитата: Ивгениуш от 02.05.2023 19:21:02Цитата: Дмитрий В. от 01.05.2023 15:53:58Для сведения: проектно-конструкторские работы по РН Н11 велись в КФ ЦКБЭМ вплоть до их прекращения Приказом ДИРЕКТОРА И ГЕНЕРАЛЬНОГО КОНСТРУКТОРА НАУЧНО-ПРОИЗВОДСТВЕННОГО ОБЪЕДИНЕНИЯ «ЭНЕРГИЯ» №54 от 5 июня 1974 г.
С точки зрения здравого смысла ракету, наверное, надо было делать по частям. На тот момент почти каждая ракета в начале эксплуатации падала практически через раз, это касается и протона и союза. А уж в отношении н-1 нужен был особый подход. Я предполагаю и раньше думал, что так и было, что 6 стартов планировали произвести для отработки первой ступени, а при условии, скажем, 2 первых удачных пусков, при третьем можно было и вторую ступень испытать. При этом можно было параллельно строить Н-11, Н-111 и вторую и третью ступень.
Против опережающего создания носителя на базе 2-й и 3-й ступени выступал прежде всего сам С.П. Королёв (в то время, как Глушко, Бармин, Келдыш и другие товарищи - были "за"):
9. Не согласен с мнением т. Бармина В.П. об ускорении разработки самостоятельного носителя на базе II и III ступени в отрыве от разработки носителя Н-1, что влечёт за собой создание двух комплексов наземного оборудования и стартовых сооружений, а также затяжку сроков разработки.
Это из протокола совещания Совета ГК от 24 сентября 1960г.
Может денег было мало? И на то и на другое не хватало также времени? На это указывает текст. Кроме того, это было в 1960 году. То есть в самом начале разработок по н-1, вполне возможно, что сделать хотелось побольше и чем грандиознее были планы тем больше денег могли дать. А просить сразу всё обречь себя на неудачу, надо быть скромным и учитывать интересы коллег. Кроме того,видимо, королёв чувствовал себя очень уверенно, то есть был уверен, что у него всё получится с первого раза.Как чувствовал себя Фишер перед завоеванием чемпионского титула. Надо, наверное учитывать и подковёрные игры. Впрочем предположений можно высказать много, чтобы сделать определенные выводы, надо тему поизучать получше. И откуда следует, что по крайней мере первый старт должен был быть полноразмерным? Наконец, в данном конкретном случае главным, видимо был фактор времени. То есть лунная гонка началась.
Идеи по опережающему созданию Н-11, как "ступеньке" к Н-1 дпльше предложений никогда не шли. Поэтому Н-11 проектировалась в реальности как довесок к Н-1, и, судя по тому, что этот проект из головного КБ отдали в филиал, первоочередной задачей Н-11 никогда не была.
А денег на космические проекты, кроме военных, всегда не хватало.