Конструкция Н-1

[Shestoper]

Вот некоторые подробности:
http://raketki.info/?p=40&page=2

[Дмитрий В.]

Вот некоторые подробности:
http://raketki.info/?p=40&page=2

Взято из книги "Ракеты-носители". Учебное пособие. В.Н.Кобелев, А.Г.Милованов. 1993 г. Много фактических ошибок и неточностей. Длина РН и тяга указаны неточно. Тяговооруженность 2-й ступени - 1,58 - названа неоптимальной. Тогда как расчеты показывают, что она близка к оптимальной по критерию "максимум мюПГ" (с учетом того, что тяговооруженность 1-й ступени как раз недотягивает до оптимальной). Ну и т.д.

[Вован]

Это слепые писали или как:
На заднем промежуточном шпангоуте оболочки внешней части рамы крепится 6 неподвижных решетчатых стабилизатора ( №7 ) , обеспечивающие повышение статической устойчивости ракеты и 12 пар двигателей управления по крену. :shock:

[David Lee Rickman]

Это слепые писали или как:
На заднем промежуточном шпангоуте оболочки внешней части рамы крепится 6 неподвижных решетчатых стабилизатора ( №7 ) , обеспечивающие повышение статической устойчивости ракеты и 12 пар двигателей управления по крену. :shock:

None the less, this is very interesting in the amount of detail. For the benefit of those interested in accurate information on the N1 I suggest adding the corrections (in yellow) :wink:  to this information.

Correction of the many typo's also appreciated .

Here is the original:

Конструкция ракеты-носителя Н-1[/size]

В исходном варианте проекта Н-1Л-1 ракета-носитель состояла из трех ступеней и полезной нагрузки массой 75 т. выводимой на орбиту высотой 550 км. Стартовая масса ракеты равнялась 2200 т. Для обеспечения необходимой тяговооруженности на первой ступени устанавливались по кольцу 24 ЖРД конструкции ОКБ-276. Главным Конструктором этого ОКБ был Кузнецов Н. Двигатели работали на жидком кислороде и керосине ( К = 2.5 ) . имели закрытую схему. Тяга каждого двигателя на Земле равнялась 147 т. удельная тяга на Земле составляла Руд1= 297 кг*с/кг. в пустоте Рудг = 331 кг* с/кг. Суммарная тяга двигателей первой ступени на Земле равнялась Р01= 3530 т. Следовательно, тяговооруженность первой субракеты равнялась N01= 1.605.

На базе ракеты Н-1 первоначально предполагалось создание целого семейства ракет различного назначения. Это ракета Н-2 с использованием второй, третьей и четвертой ступеней, имеющая стартовую массу 700 т, с полезной нагрузкой 20 т, ракета Н-3, включающая третью и четвертую ступени со стартовой массой 200 т. и полезной нагрузкой 5 т. Имелись проекты ракет большей размерности, чем исходная, форсированные, с полезной нагрузкой 120 т и 165 т.

То есть конструктивно-компоновочная схема и параметры входящих в нее блоков позволяли создать ряд ракет разной размерности, что делало создаваемую ракету действительно универсальной,   и обеспечить более долгую жизнь,   чем даже у ракеты Р7.



Однако в связи с развертыванием работ по созданию проекта "Сатурн-Аполлон" в США, направленных на создание комплекса для полета к Луне трех астронавтов, посадки на Луну двух из них, возвращение всех астронавтов на Землю, основной упор в работах с ракетой Н-1 был сделан на проектирование лунного комплекса с полезной нагрузкой, выводимой иа орбиту высотой 220 км. не менее 95 Т. Для решения задачи летный вариант ракеты-носителя Н-1Л-3 (рис. 16) выполнен в виде трехступенчатой ракеты, собранной по схеме "тандем". Общая длина ракеты без полезной нагрузки равнялась 64.4 м. диаметр максимальный по заднему торцевому шпангоуту хвостового отсека первой ступени 17 м (с изделия N7 - 16 м) , диаметр переднего торцевого стыковочного шпангоута третьей ступени 6 м. Стартовая масса ракеты М0,= 2750 - 2820 т. тяга двигательной установки на Земле равна 4420 т. Длина ракеты с полезной нагрузкой массой 95 т равна 101 м. Стартовая масса второй субракеты без обтекателя и сбрасываемых при разделении первой ступенью панелей хвостового отсека второй ступени равна 858 т. Тяга двигателей второй субракеты Рпг = 1344 т. Следовательно, тяговооруженность второй субракеты равна N01= 1.58. что значительно отличается от оптимальных значений тяговооруженнос-тей вторых субракет многоступенчатых ракет.

При запуске двигателей второй субракеты сбрасывается головной обтекатель полезной нагрузки массой 17- т, имеющей длину 16 м.

Стартовая масса третьей субракеты без сбрасываемых при разделении со второй ступенью равна Go3= 279 т. Тяга двигательной установки третьей субракеты Рп3= 180 т. тяговооруженность No3= 0.646.

В качестве компонентов топлива используется переохлажденный кислород плотностью 1.250 т/м3. окислитель и керосин с плотностью 0.8 т/м3 - горючее. Соотношение компонентов К= 2.52.
Первая ступень длиной =31 м состоит из хвостового отсека, двигательной установки, бака горючего, межбакового отсека, бака окислителя и ферменного переходника. Масса конструкции ступени 180.8 т.

Двигательная установка ракеты варианта Л-3 состоит из 30 ЖРД 8А52 (11Д111) с тягой на Земле каждый 147 т. установленных неподвижно по двум концентрическим окружностям. В наружном ряду, имеющем радиус =6. 7 м с шагом 15° располагается 24 двигателя; во внутреннем с радиусом 1.8 м и шагом 60° - остальные 6 двигателей.

Двигатели имеют закрытую схему, развивают удельную тягу на Земле - 297 кг*с/кг. в пустоте - 318 кг*с/кг. Турбина ТНА приводится во вращение "кислым" газом, вырабатываемым в ГГ.

работающим с большим избытком окислителя. Двигатели имеют широкие пределы регулирования за счет изменения коэффициента избытка окислителя в ГГ. а следовательно, и изменения числа оборотов
ТНА.

Регулирование тяги оппозитно установленных во внешнем ряду двигателей позволяет создавать управляющий момент относительно оси, симметрично которой расположены оппозитные двигатели. Таким образом можно осуществить управление по тангажу и рысканию.

Управление по каналу крена осуществлялось первоначально до изделия №7 двенадцатью установленными на хвостовом отсеке попарно рулевыми соплами, направленными в разные стороны по касательной к образующей хвостового отсека. С изделия №7 для управления по крену использовался рулевой двигатель, имеющий 12 камер тягой по Рр= 1245 кг каждая, расположенных также попарно соплами в разные стороны, как и рулевые сопла.

Тяговооруженность первой субракеты N0 j= 1.54 позволяет осуществлять полет при выходе из строя 3-х двигателей. При этом система синхронизации двигательной установки должна немедленно отключить три оппозитно расположенные ЖРД во избежание создания момента, опрокидывающего ракету.

Хвостовой отсек имеет длину 7.2 м. Диаметр переднего стыковочного шпангоута 14 м, заднего 17 м (до изделия №7). С изделия №7 диаметр заднего торцевого шпангоута уменьшен до 16 м для снижения газодинамических перегрузок на теплозащиту хвостового отсека.

Отсек состоит из следующих составных частей:
- основной конической оболочки;
- рамы внешнего ряда двигателей:
- теплозащитного экрана внешнего ряда двигателей;
- внутренней конической оболочки;
- рамы внутреннего ряда двигателей;
- теплозащитного экрана внутреннего ряда двигателей.

Основная коническая оболочка служит для передачи на ракету
усилий от 24-х двигателей внешнего ряда. Обшивка оболочки подкреплена тремя промежуточными шпангоутами замкнутого П-образного сечения , 168 стрингерами. Все силовые элементы оболочки выполнены из сплава В95Т ( №7 ). К переднему торцевому шпангоуту оболочки крепится силовое кольцо бака окислителя, а на заднем торцевом шпангоуте установлена рама внешнего ряда двигателей. Внешняя часть рамы образуется оболочкой сложной формы: передняя часть коническая, большее основание конуса направлено назад, а задняя - цилиндрическая ( №7 ) . Оболочка внешней части рамы имеет два промежуточных и задний торцевой шпангоут. Обшивка толщиной 3 мм и стрингеры выполнены из сплава В95Т.

Внутренняя часть рамы образуется конической оболочкой вращения, причем большее основание конуса направлено вперед, оболочка имеет два промежуточных и задний торцевой шпангоуты.
Передние торцы оболочек рамы закреплены на общем переднем торцевом шпангоуте, соединяемом с основной конической оболочкой.
Между двумя передними промежуточными шпангоутами рамы установлено силовое кольцо, на котором крепятся двигатели внешнего ряда.

На заднем промежуточном шпангоуте оболочки внешней части рамы крепится 6 неподвижных решетчатых стабилизатора ( №7 ) , обеспечивающие повышение статической устойчивости ракеты и 12 пар двигателей управления по крену.

Между задними торцевыми шпангоутами размещен теплозащитный экран внешнего ряда двигателей, имеющий форму торообразного кольца. Экран выполнен из оболочки из сплава В95Т, на которую с внешней стороны нанесен слой сотопласта, играющий роль теплои-золятора. С наружной стороны на сотопласт закреплен лист из ас-ботекстолита с нанесенной на него фольгой, отполированной для увеличения отражательной способности. Так как двигатели укреплены неподвижно, то легко решается вопрос обеспечения герметичности теплозащитного экрана.

Внутренняя коническая оболочка служит для передачи на ракету 6-ти двигателей внутреннего ряда: оболочка обращена большим основанием вперед и состоит из обшивки, двух торцевых шпангоутов и стрингерного набора. Материал оболочки - сплав В95Т. Передним торцевым шпангоутом оболочка крепится к силовому кольцу, а на заднем шпангоуте установлено силовое кольцо, на котором размещены через 60° шесть двигателей внутреннего ряда. Силовое кольцо имеет сложное коробчатое сечение, набранное из плоских и цилиндрических элементов.

На заднем торцевом шпангоуте внутренней части рамы установлен теплозащитный экран внутреннего ряда двигателей, имеющий сферическую форму. Конструкция экрана аналогична конструкции теплозащитного экрана внешнего ряда. На этом же шпангоуте закреплены шесть стояночных опор ракеты.

В оболочках хвостового отсека имеется ряд люков, служащих для доступа внутрь отсека. Люки закрываются крышками.

Внутри хвостового отсека размещаются кроме двигателей расходные трубопроводы компонентов, пусковые клапаны, обеспечивающие раздачу компонентов, поступающих по расходным магистралям, отсечные клапаны, приборы и оборудование, обеспечивающие нормальную работу ПГС первой ступени ракеты.

В верхней части оболочки имеется 6 отверстий для прохода расходных магистралей Горючего, идущих по внешней поверхности бака окислителя. Расходные трубопроводы закрыты обтекателями.
На переднем торцевом шпангоуте установлено силовое кольцо, имеющее диаметр 14 м и собираемое на полигоне из шести частей с помощью болтового соединения. Размер каждой части (длина 7.32 м) обеспечивает возможность их транспортировки с завода-изготовителя по железной дороге.

Силовое кольцо служит основным силовым элементом первой ступени ракеты, который обеспечивает замыкание всех силовых потоков, действующих со стороны всех вышележащих частей ракеты и силы тяжести двигательной установки.

Кольцо выполнено в виде пространственной конструкции трапецеидального сечения и состоит из наружной и внутренней обшивки, соединенных в кольцевом направлении наборными торцевыми шпангоутами. В поперечном направлении кольцо подкреплено диафрагмами. На кольце равномерно по окружности установлено 48 кронштейнов термомостов, передающих на кольцо нагрузку с бака окислителя и обеспечивающих термоизоляцию бака.

В зоне установки кронштейнов термомостов диафрагмы усилены, а сами кронштейны подкреплены растяжками ("уздечками") из стали Х18 Н9Т. Каждая из транспортировочных частей кольца заканчивается по торцам стыковочными диафрагмами; стыковка двух соседних частей кольца производится с помощью трех болтов.
На силовое кольцо спереди крепится бак окислителя и межбаковый отсек первой ступени.

Бак окислителя сферический, имеет объем 1100 м3. диаметр сферы 12.8 м. В экваториальном сечении бака установлен мощный шпангоут, к которому прикреплены 48 термомостов, входящих в кронштейны силового кольца. Оболочка бака гладкая, неподкреп-ленная. В задней части бака в зоне полюса равномерно располагаются по окружности 15 отверстий, к которым прикреплены расходные трубопроводы окислителя. Каждый трубопровод обеспечивает подачу окислителя к паре оппозитных двигателей. На входе в каждое отверстие установлены профилированные воронкогасители. Оболочка бака гладкая, неподкрепленная.

По наружной поверхности бака проложены шесть расходных трубопроводов, по которым подается горючее из бака в двигатель. Диаметр каждого трубопровода =270 мм; трубопроводы выходят из межбакового отсека за теоретический обод ракеты, огибают бак окислителя и входят в хвостовой отсек. Каждый трубопровод предназначен для подачи горючего в четыре двигателя наружного ряда и один двигатель внутреннего ряда.

Внутри бака в верхней части смонтирован датчик заправки компонента, а вдоль всего бака проложен датчик системы СОБ. В полюсе переднего днища имеется люк-лаз. закрытый крышкой, вблизи полюса установлен дренажно-предохранительный клапан. Внутри, в зоне, прилегающей к полюсу, установлен распылитель газа наддува бака, к которому подходит трубопровод, подающий газ от испарителя кислорода.
Межбаковый отсек первой ступени выполнен в виде тонкостенной подкрепленной продольным (168 стрингеров) и поперечным (7 промежуточных шпангоутов) силовым набором слабоконической оболочки с толщиной обшивки 3 мм. Оболочка имеет два силовых торцевых шпангоута, с помощью которых она крепится к силовым шпангоутам баков горючего и окислителя. Диаметр заднего шпангоута равен 6.0 м, переднего - 5.5 м. Длина оболочки равна 13.02 м. Основные силовые элементы оболочки, обшивка и стрингеры изготовлены из сплава типа Д16Т (№3-№б) и В95-Т (№7).

Для прохода расходных трубопроводов горючего в нижней части отсека имеется шесть вырезов, расположенных по окружности с шагом 60°. Вырезы закрыты обтекателями. Полная длина обтекателей =6 м.                                                                                                        

В средней части межбакового отсека имеются люки для доступа ' внутрь отсека при обслуживании ракеты, а также вырезы для выхо-  да ДПК бака окислителя.          

На переднем торцевом шпангоуте межбакового отсека установ- лен бак горючего первой ступени.

Бак горючего имеет объем 680 м3, выполнен в виде сферы радиусом =5.45 м с экваториальными вставками; в экваториальном сечении установлен мощный силовой шпангоут. К шпангоуту приварены полуоболочки бака, выполненные в виде сегментов из алюминиевого сплава АМг 6. В нижней полуоболочке вварена пластина с шестью профилированными отверстиями, к которым приварены горловины расходных трубопроводов. На входах в расходные трубопроводы установлены воронкогасители. В верхней полуоболочке имеются отверстия для присоединения дренажного трубопровода, соединяющего полость бака с ДПК, и ввода трубопровода наддува бака. Трубопровод наддува оканчивается распылителем газа наддува. В зоне установки распылителя толщина оболочки бака увеличена, так как стенка нагревается газом наддува и снижает свои прочностные свойства. Кроме того, в полуоболочке имеются гермовводы кабелей датчиков уровня компонента и датчика СОБ.
Датчик уровня заправки компонента установлен на кронштейнах в верхней части бака, а датчик СОБ проходит вдоль продольной оси бака через весь бак.

Толщина оболочки бака переменная. Верхняя полуоболочка выполнена в виде трехслойной конструкции, наружный слой которой изготовлен из асботекстолита, а заполнитель - из стеклосотоп-ласта. Внутренним несущим слоем является м%

[Вован]

Конструкция ракеты-носителя Н-1[/size]

В исходном варианте проекта Н-1Л-1 ракета-носитель состояла из трех ступеней и полезной нагрузки массой 75 т. выводимой на орбиту высотой 550 км. Стартовая масса ракеты равнялась 2200 т. Для обеспечения необходимой тяговооруженности на первой ступени устанавливались по кольцу 24 ЖРД конструкции ОКБ-276. Главным Конструктором этого ОКБ был Кузнецов Н. Двигатели работали на жидком кислороде и керосине ( К = 2.5 ) . имели закрытую схему. Тяга каждого двигателя на Земле равнялась 147 т. удельная тяга на Земле составляла Руд1= 297 кг*с/кг. в пустоте Рудг = 331 кг* с/кг. Суммарная тяга двигателей первой ступени на Земле равнялась Р01= 3530 т. Следовательно, тяговооруженность первой субракеты равнялась N01= 1.605.

На базе ракеты Н-1 первоначально предполагалось создание целого семейства ракет различного назначения. Это ракета Н-2 с использованием второй, третьей и четвертой ступеней, имеющая стартовую массу 700 т, с полезной нагрузкой 20 т, ракета Н-3, включающая третью и четвертую ступени со стартовой массой 200 т. и полезной нагрузкой 5 т. Имелись проекты ракет большей размерности, чем исходная, форсированные, с полезной нагрузкой 120 т и 165 т.

То есть конструктивно-компоновочная схема и параметры входящих в нее блоков позволяли создать ряд ракет разной размерности, что делало создаваемую ракету действительно универсальной,   и обеспечить более долгую жизнь,   чем даже у ракеты Р7.

Однако в связи с развертыванием работ по созданию проекта "Сатурн-Аполлон" в США, направленных на создание комплекса для полета к Луне трех астронавтов, посадки на Луну двух из них, возвращение всех астронавтов на Землю, основной упор в работах с ракетой Н-1 был сделан на проектирование лунного комплекса с полезной нагрузкой, выводимой иа орбиту высотой 220 км. не менее 95 Т. Для решения задачи летный вариант ракеты-носителя Н-1Л-3 выполнен в виде трехступенчатой ракеты, собранной по схеме "тандем". Общая длина ракеты без полезной нагрузки равнялась 64.4 м. диаметр максимальный по заднему торцевому шпангоуту хвостового отсека первой ступени 17 м (с изделия N7 - 16 м) , диаметр переднего торцевого стыковочного шпангоута третьей ступени 6 м. Стартовая масса ракеты М0,= 2750 - 2820 т. тяга двигательной установки на Земле равна 4420 т. Длина ракеты с полезной нагрузкой массой 95 т равна 101 м. Стартовая масса второй субракеты без обтекателя и сбрасываемых при разделении первой ступенью панелей хвостового отсека второй ступени равна 858 т. Тяга двигателей второй субракеты Рпг = 1344 т. Следовательно, тяговооруженность второй субракеты равна N01= 1.58. что значительно отличается от оптимальных значений тяговооруженностей вторых субракет многоступенчатых ракет.

При запуске двигателей второй субракеты сбрасывается головной обтекатель полезной нагрузки массой 17- т, имеющей длину 16 м.

Стартовая масса третьей субракеты без сбрасываемых при разделении со второй ступенью равна Go3= 279 т. Тяга двигательной установки третьей субракеты Рп3= 180 т. тяговооруженность No3= 0.646.

В качестве компонентов топлива используется переохлажденный кислород плотностью 1.250 т/м3. окислитель и керосин с плотностью 0.8 т/м3 - горючее. Соотношение компонентов К= 2.52.
Первая ступень длиной =31 м состоит из хвостового отсека, двигательной установки, бака горючего, межбакового отсека, бака окислителя и ферменного переходника. Масса конструкции ступени 180.8 т.

Двигательная установка ракеты варианта Л-3 состоит из 30 ЖРД 8А52 (11Д111) с тягой на Земле каждый 147 т. установленных неподвижно по двум концентрическим окружностям. В наружном ряду, имеющем радиус =6. 7 м с шагом 15° располагается 24 двигателя; во внутреннем с радиусом 1.8 м и шагом 60° - остальные 6 двигателей.

Двигатели имеют закрытую схему, развивают удельную тягу на Земле - 297 кг*с/кг. в пустоте - 318 кг*с/кг. Турбина ТНА приводится во вращение "кислым" газом, вырабатываемым в ГГ, работающим с большим избытком окислителя. Двигатели имеют широкие пределы регулирования за счет изменения коэффициента избытка окислителя в ГГ. а следовательно, и изменения числа оборотов ТНА.

Регулирование тяги оппозитно установленных во внешнем ряду двигателей позволяет создавать управляющий момент относительно оси, симметрично которой расположены оппозитные двигатели. Таким образом можно осуществить управление по тангажу и рысканию.

Управление по каналу крена осуществлялось первоначально до изделия №7 двенадцатью установленными на хвостовом отсеке попарно рулевыми соплами, направленными в разные стороны по касательной к образующей хвостового отсека. С изделия №7 для управления по крену использовался рулевой двигатель, имеющий 12 камер тягой по Рр= 1245 кг каждая, расположенных также попарно соплами в разные стороны, как и рулевые сопла.

Тяговооруженность первой субракеты N0 j= 1.54 позволяет осуществлять полет при выходе из строя 3-х двигателей. При этом система синхронизации двигательной установки должна немедленно отключить три оппозитно расположенные ЖРД во избежание создания момента, опрокидывающего ракету.

Хвостовой отсек имеет длину 7.2 м. Диаметр переднего стыковочного шпангоута 14 м, заднего 17 м (до изделия №7). С изделия №7 диаметр заднего торцевого шпангоута уменьшен до 16 м для снижения газодинамических перегрузок на теплозащиту хвостового отсека.

Отсек состоит из следующих составных частей:
- основной конической оболочки;
- рамы внешнего ряда двигателей:
- теплозащитного экрана внешнего ряда двигателей;
- внутренней конической оболочки;
- рамы внутреннего ряда двигателей;
- теплозащитного экрана внутреннего ряда двигателей.

Основная коническая оболочка служит для передачи на ракету
усилий от 24-х двигателей внешнего ряда. Обшивка оболочки подкреплена тремя промежуточными шпангоутами замкнутого П-образного сечения , 168 стрингерами. Все силовые элементы оболочки выполнены из сплава В95Т ( №7 ). К переднему торцевому шпангоуту оболочки крепится силовое кольцо бака окислителя, а на заднем торцевом шпангоуте установлена рама внешнего ряда двигателей. Внешняя часть рамы образуется оболочкой сложной формы: передняя часть коническая, большее основание конуса направлено назад, а задняя - цилиндрическая ( №7 ) . Оболочка внешней части рамы имеет два промежуточных и задний торцевой шпангоут. Обшивка толщиной 3 мм и стрингеры выполнены из сплава В95Т.

Внутренняя часть рамы образуется конической оболочкой вращения, причем большее основание конуса направлено вперед, оболочка имеет два промежуточных и задний торцевой шпангоуты.
Передние торцы оболочек рамы закреплены на общем переднем торцевом шпангоуте, соединяемом с основной конической оболочкой.
Между двумя передними промежуточными шпангоутами рамы установлено силовое кольцо, на котором крепятся двигатели внешнего ряда.

На заднем промежуточном шпангоуте оболочки внешней части рамы крепится 6 неподвижных решетчатых стабилизатора ( №7 ) , обеспечивающие повышение статической устойчивости ракеты и 12 пар двигателей управления по крену.

Между задними торцевыми шпангоутами размещен теплозащитный экран внешнего ряда двигателей, имеющий форму торообразного кольца. Экран выполнен из оболочки из сплава В95Т, на которую с внешней стороны нанесен слой сотопласта, играющий роль теплои-золятора. С наружной стороны на сотопласт закреплен лист из асботекстолита с нанесенной на него фольгой, отполированной для увеличения отражательной способности. Так как двигатели укреплены неподвижно, то легко решается вопрос обеспечения герметичности теплозащитного экрана.

Внутренняя коническая оболочка служит для передачи на ракету 6-ти двигателей внутреннего ряда: оболочка обращена большим основанием вперед и состоит из обшивки, двух торцевых шпангоутов и стрингерного набора. Материал оболочки - сплав В95Т. Передним торцевым шпангоутом оболочка крепится к силовому кольцу, а на заднем шпангоуте установлено силовое кольцо, на котором размещены через 60° шесть двигателей внутреннего ряда. Силовое кольцо имеет сложное коробчатое сечение, набранное из плоских и цилиндрических элементов.

На заднем торцевом шпангоуте внутренней части рамы установлен теплозащитный экран внутреннего ряда двигателей, имеющий сферическую форму. Конструкция экрана аналогична конструкции теплозащитного экрана внешнего ряда. На этом же шпангоуте закреплены шесть стояночных опор ракеты.

В оболочках хвостового отсека имеется ряд люков, служащих для доступа внутрь отсека. Люки закрываются крышками.

Внутри хвостового отсека размещаются кроме двигателей расходные трубопроводы компонентов, пусковые клапаны, обеспечивающие раздачу компонентов, поступающих по расходным магистралям, отсечные клапаны, приборы и оборудование, обеспечивающие нормальную работу ПГС первой ступени ракеты.

В верхней части оболочки имеется 6 отверстий для прохода расходных магистралей Горючего, идущих по внешней поверхности бака окислителя. Расходные трубопроводы закрыты обтекателями.
На переднем торцевом шпангоуте установлено силовое кольцо, имеющее диаметр 14 м и собираемое на полигоне из шести частей с помощью болтового соединения. Размер каждой части (длина 7.32 м) обеспечивает возможность их транспортировки с завода-изготовителя по железной дороге.

Силовое кольцо служит основным силовым элементом первой ступени ракеты, который обеспечивает замыкание всех силовых потоков, действующих со стороны всех вышележащих частей ракеты и силы тяжести двигательной установки.

Кольцо выполнено в виде пространственной конструкции трапецеидального сечения и состоит из наружной и внутренней обшивки, соединенных в кольцевом направлении наборными торцевыми шпангоутами. В поперечном направлении кольцо подкреплено диафрагмами. На кольце равномерно по окружности установлено 48 кронштейнов термомостов, передающих на кольцо нагрузку с бака окислителя и обеспечивающих термоизоляцию бака.

В зоне установки кронштейнов термомостов диафрагмы усилены, а сами кронштейны подкреплены растяжками ("уздечками") из стали Х18 Н9Т. Каждая из транспортировочных частей кольца заканчивается по торцам стыковочными диафрагмами; стыковка двух соседних частей кольца производится с помощью трех болтов.
На силовое кольцо спереди крепится бак окислителя и межбаковый отсек первой ступени.

Бак окислителя сферический, имеет объем 1100 м3. диаметр сферы 12.8 м. В экваториальном сечении бака установлен мощный шпангоут, к которому прикреплены 48 термомостов, входящих в кронштейны силового кольца. Оболочка бака гладкая, неподкреп-ленная. В задней части бака в зоне полюса равномерно располагаются по окружности 15 отверстий, к которым прикреплены расходные трубопроводы окислителя. Каждый трубопровод обеспечивает подачу окислителя к паре оппозитных двигателей. На входе в каждое отверстие установлены профилированные воронкогасители. Оболочка бака гладкая, неподкрепленная.

По наружной поверхности бака проложены шесть расходных трубопроводов, по которым подается горючее из бака в двигатель. Диаметр каждого трубопровода =270 мм; трубопроводы выходят из межбакового отсека за теоретический обод ракеты, огибают бак окислителя и входят в хвостовой отсек. Каждый трубопровод предназначен для подачи горючего в четыре двигателя наружного ряда и один двигатель внутреннего ряда.

Внутри бака в верхней части смонтирован датчик заправки компонента, а вдоль всего бака проложен датчик системы СОБ. В полюсе переднего днища имеется люк-лаз. закрытый крышкой, вблизи полюса установлен дренажно-предохранительный клапан. Внутри, в зоне, прилегающей к полюсу, установлен распылитель газа наддува бака, к которому подходит трубопровод, подающий газ от испарителя кислорода.
Межбаковый отсек первой ступени выполнен в виде тонкостенной подкрепленной продольным (168 стрингеров) и поперечным (7 промежуточных шпангоутов) силовым набором слабоконической оболочки с толщиной обшивки 3 мм. Оболочка имеет два силовых торцевых шпангоута, с помощью которых она крепится к силовым шпангоутам баков горючего и окислителя. Диаметр заднего шпангоута равен 6.0 м, переднего - 5.5 м. Длина оболочки равна 13.02 м. Основные силовые элементы оболочки, обшивка и стрингеры изготовлены из сплава типа Д16Т (№3-№б) и В95-Т (№7).

Для прохода расходных трубопроводов горючего в нижней части отсека имеется шесть вырезов, расположенных по окружности с шагом 60°. Вырезы закрыты обтекателями. Полная длина обтекателей =6 м.                                                                                                        

В средней части межбакового отсека имеются люки для доступа ' внутрь отсека при обслуживании ракеты, а также вырезы для выхо-  да ДПК бака окислителя.          

На переднем торцевом шпангоуте межбакового отсека установлен бак горючего первой ступени.

Бак горючего имеет объем 680 м3, выполнен в виде сферы радиусом =5.45 м с экваториальными вставками; в экваториальном сечении установлен мощный силовой шпангоут. К шпангоуту приварены полуоболочки бака, выполненные в виде сегментов из алюминиевого сплава АМг 6. В нижней полуоболочке вварена пластина с шестью профилированными отверстиями, к которым приварены горловины расходных трубопроводов. На входах в расходные трубопроводы установлены воронкогасители. В верхней полуоболочке имеются отверстия для присоединения дренажного трубопровода, соединяющего полость бака с ДПК, и ввода трубопровода наддува бака. Трубопровод наддува оканчивается распылителем газа наддува. В зоне установки распылителя толщина оболочки бака увеличена, так как стенка нагревается газом наддува и снижает свои прочностные свойства. Кроме того, в полуоболочке имеются гермовводы кабелей датчиков уровня компонента и датчика СОБ.
Датчик уровня заправки компонента установлен на кронштейнах в верхней части бака, а датчик СОБ проходит вдоль продольной оси бака через весь бак.

Толщина оболочки бака переменная. Верхняя полуоболочка выполнена в виде трехслойной конструкции, наружный слой которой изготовлен из асботекстолита, а заполнитель - из стеклосотопласта.

[Petrovich]

Вот некоторые подробности:
http://raketki.info/?p=40&page=2

Взято из книги "Ракеты-носители". Учебное пособие. В.Н.Кобелев, А.Г.Милованов. 1993 г. Много фактических ошибок и неточностей. Длина РН и тяга указаны неточно. Тяговооруженность 2-й ступени - 1,58 - названа неоптимальной. Тогда как расчеты показывают, что она близка к оптимальной по критерию "максимум мюПГ" (с учетом того, что тяговооруженность 1-й ступени как раз недотягивает до оптимальной). Ну и т.д.

Там еще и схема РН взятая из склероза  :wink:
Вроде верно... , но не так  :wink: