Ряд технических вопросов (технические вопросы россыпью).

[SpaceR]

А вывод простой - поменьше верить одному источнику (в данном случае МПК) .

Я вот помню (возможно, ещё из материалов Лескова и Голованова), что окончательная (в железе) масса целевой ПН (лунного пилотируемого комплекса Л3), которую Н1 должна была доставить на НОО - 98 т, по данным ЕМНИП из РККЭ. И последние лётные варианты такую ПН обеспечивали.

Кроме того, был комплекс Л3М (кажется) с увеличенным временем пребывания на поверхности и расширенным составом научного оборудования (а возможно, и с двухместным ЛК), и соответствующая РН для него - Н1Ф грузоподъёмностью 101 т, но она должна была строиться уже после первых успешных высадок.
На Н1Ф предполагалось форсирование НК-33/НК-43. Был описан в журнале "Авиация и Космонавтика".

[vekazak]

Сайт РККЭ:

Начало работам по комплексу положило Постановление Правительства от 23 июня 1960 года "О создании мощных ракет-носителей, спутников, космических кораблей и освоении космического пространства в 1960-1967 гг.".
Для проектных проработок ракеты-носителя (РН) Н1 был принят полезный груз массой 75 т с использованием на всех ступенях ЖРД на компонентах топлива кислород-керосин. Этому значению массы полезного груза соответствовала стартовая масса РН 2200 т, а применение на верхних ступенях в качестве горючего жидкого водорода позволяло увеличить массу полезного груза до 90-100 т при той же стартовой массе.

[m-s Gelezniak]

А вывод простой - поменьше верить одному источнику (в данном случае МПК) .

Я вот помню (возможно, ещё из материалов Лескова и Голованова), что окончательная (в железе) масса целевой ПН (лунного пилотируемого комплекса Л3), которую Н1 должна была доставить на НОО - 98 т, по данным ЕМНИП из РККЭ. И последние лётные варианты такую ПН обеспечивали.

Кроме того, был комплекс Л3М (кажется) с увеличенным временем пребывания на поверхности и расширенным составом научного оборудования (а возможно, и с двухместным ЛК), и соответствующая РН для него - Н1Ф грузоподъёмностью 101 т, но она должна была строиться уже после первых успешных высадок.
На Н1Ф предполагалось форсирование НК-33/НК-43. Был описан в журнале "Авиация и Космонавтика".

Хм, нашлось.
Н1 с блоком СР и первым вариантом Л3М (СА сверху)

http://www.starbase1.co.uk/n1/images/Diagrams%20and%20Plans/slides/N1--28_ru.html

[AceIce]

1. Сколько рельно могла отправить 11А52 к Луне со всеми доработками без водорода?
2. Синтин на сколько бы увеличил ПН на НЗО (для предельного керосинового варианта)? А к Луне?

[SpaceR]

2. Синтин на сколько бы увеличил ПН на НЗО (для предельного керосинового варианта)? А к Луне?

На этот вопрос без расчета ответить невозможно, а расчет трудоемок, да и более-менее точных характеристик Н1 у меня нет.
Помню только, что синтин увеличивал УИ ДМ-овского движка на ~7 c (с исходных 352 с).

[avmich]

Avmich, Вы затеяли схоластический спор.

Отнюдь нет. Я пытаюсь выяснить, что нужно считать ПН Н-1 и что и почему по этому поводу пишет уважаемое издание МПК.

Я Вам в своем первом же ответе указал, почему масса ПГ Н1-Л3С была меньше, чем у Н1-Л3 и на рисунке в МПК, который Вы приводите в качестве довода, это даже наглядно проиллюстрировано: вместо ЛОК использовался корабль Л1 без БО и отсутствовал ЛК.

Только на рисунке в МПК 30 двигателей, Дмитрий, а Вы говорили - 24.

Был бы благодарен, если бы пояснили отличие Н!-Л3 от Н1-Л3С.

Грузоподъемность - это МАКСИМАЛЬНАЯ масса ПГ, который ракета может реально вывести на заданную орбиту.

Реально, как я понимаю - это заложенное в дизайн значение; на практике должно получаться не слишком отличающееся значение - если ракета загружена полностью ,что необязательно.

Расчетная грузоподъемность, как правило выше (на 15-20%), что создает т.н. резерв массы ПГ.

То есть, ракету никогда не загрузят "до расчётной", чтобы оставить этот резерв. Значит, тот, кто говорит, что Н-1 имела грузоподъёмность 95 тонн, имеет в виду, что расчётная грузоподъёмность на 15-20% больше, чем это число, а 95 тонн Н-1 могла реально вывести (если бы был успешный полёт с данной ПН).

Возражения есть?

[Дмитрий В.]

Головная часть Н-1 Л-3С согласно рисунку в МПК не содержит ЛК, а вместо ЛОК использовался корабль Л-1 без БО. Вот и разница между расчетной и фактической грузоподъемностью.

[ratte07]

Кроме того, был комплекс Л3М (кажется) с увеличенным временем пребывания на поверхности и расширенным составом научного оборудования (а возможно, и с двухместным ЛК), и соответствующая РН для него - Н1Ф грузоподъёмностью 101 т, но она должна была строиться уже после первых успешных высадок.

Л3М - корабль двухпусковой схемы (сборка на ОИСЛ) с водородным РБ, трехместный (целиком садился на Луну).

[Вован]

Головная часть Н-1 Л-3С согласно рисунку в МПК не содержит ЛК, а вместо ЛОК использовался корабль Л-1 без БО. Вот и разница между расчетной и фактической грузоподъемностью.

В некоторых источниках головной обтекатель входит в ПГ Н1. А он весил примерно 20 тонн. Отсюда и разные массы ПГ: около 70 тонн и около 90 тонн.

[Дмитрий В.]

Головная часть Н-1 Л-3С согласно рисунку в МПК не содержит ЛК, а вместо ЛОК использовался корабль Л-1 без БО. Вот и разница между расчетной и фактической грузоподъемностью.

В некоторых источниках головной обтекатель входит в ПГ Н1. А он весил примерно 20 тонн. Отсюда и разные массы ПГ: около 70 тонн и около 90 тонн.

Значит, это некомпетентные источники. Масса собственно ГО составляла около 14т, а ДУ САС - около 7 т. Все это сбрасывалось, насколько помню, в начале АУТ 2-й ступени и не могло учитываться в массе ПГ.

[ratte07]

Головная часть Н-1 Л-3С согласно рисунку в МПК не содержит ЛК, а вместо ЛОК использовался корабль Л-1 без БО. Вот и разница между расчетной и фактической грузоподъемностью.

В некоторых источниках головной обтекатель входит в ПГ Н1. А он весил примерно 20 тонн. Отсюда и разные массы ПГ: около 70 тонн и около 90 тонн.

Значит, это некомпетентные источники. Масса собственно ГО составляла около 14т, а ДУ САС - около 7 т. Все это сбрасывалось, насколько помню, в начале АУТ 2-й ступени и не могло учитываться в массе ПГ.

Это если бы до 2-й ступени дело дошло...  :lol:

[Дмитрий В.]

Это если бы до 2-й ступени дело дошло...  :lol:

Естественно!

[Salo]

Двигатель какого КБ стоял на Р-21?

[Salo]

C уверенностью в 90% можно говорить, что делало его КБХМ. Четырёхкамерный двигатель открытой схемы с качанием основных  камер и одним ТНА на компонентах ТГ-02/АК27И. Вот только какая у него была маркировка. По моим прикидкам или С5.3 или С5.5

[Дмитрий В.]

C у3веренностью в 90% можно говорить, что делало его КБХМ. Четырёхкамерный двигатель открытой схемы с качанием основных  камер и одним ТНА на компонентах ТГ-02/АК27И. Вот только какая у него была маркировка. По моим прикидкам или С5.3 или С5.5

Проект Р-21 начинался в КБЮ, а оно с Исаевым работало не очень плотно, как я понимаю.

[Salo]

А заканчивался у Макеева. На Р-13 и Р-27 стояли двигатели Исаева. Впрочем на Р-29  тоже, правда на вторых ступенях.
С другой стороны на сайтах КБХА и Энергомаша не упоминаются двигатели для Р-21. Мог быть или Севрук или Исаев. КБ Севрука ликвидировали в 1958, значит остаётся Исаев.

[Salo]

С5.5 это КТДУ Луны-9.

[Дмитрий В.]

С5.5 это КТДУ Луны-9.

А там не могло быть экзотики, типа ЖРД от Изотова? Как на 2-й ступени УР-100?

[Salo]

Если всех перебирать, то можно и Тураевское МКБ Союз вспомнить: тоже ведть ЖРД для Х-22 и Х-28 делало.

[Дмитрий В.]

Кстати, по Р-21 вообще данных мало. По-моему, даже о последующих БРПЛ больше известно.