Почему Р-9 не стала ракетой-носителем?

[ratte07]

Кстати, я думаю при увеличении второй ступени ПН Р-9 вряд ли бы увеличилась. Неоптимальное соотношение ступеней до добра не доводит.

Т.е. если у Циклона-2 или Зенита подрезать 2-ю ступень, ПН не уменьшится? :wink:

Можно предположить что у всех РН оптимальное соотношение ступеней и изменение их в любую сторону уменьшит ПН.

Посчитал Р-9 с Байконура на 200 км.

Без изменения выводит 1,7 т.
С заменой 2-й ступени на блок И от ранних Союзов - 2,2 т.

[fagot]

Можно предположить что у всех РН оптимальное соотношение ступеней и изменение их в любую сторону уменьшит ПН.

Однако у МБР большие запасы по тяговооруженности и измение соотношения ступеней до уровня Зенита или Циклона благодаря росту стартовой массы вполне может увеличить ПН. А для сохранения оптимального соотношения даже удлинить первую ступень не было бы большой проблемой.

[ratte07]

Можно предположить что у всех РН оптимальное соотношение ступеней и изменение их в любую сторону уменьшит ПН.

Однако у МБР большие запасы по тяговооруженности и измение соотношения ступеней до уровня Зенита или Циклона благодаря росту стартовой массы вполне может увеличить ПН. А для сохранения оптимального соотношения даже удлинить первую ступень не было бы большой проблемой.

Как раз у Р-9 чтобы довести соотношение ступеней до Зенита, нужно уменьшить вторую ступень (ну или конечно увеличить первую, но технически проще дорабатывать маленькую вторую, или добавлять третью).

[fagot]

Как раз у Р-9 чтобы довести соотношение ступеней до Зенита, нужно уменьшить вторую ступень (ну или конечно увеличить первую, но технически проще дорабатывать маленькую вторую, или добавлять третью).

А, ну значит попутал я чего-то, в общем имелось ввиду увеличение второй ступени. Или как вариант - увеличение обоих для сохранения оптимальности.

[ratte07]

Как раз у Р-9 чтобы довести соотношение ступеней до Зенита, нужно уменьшить вторую ступень (ну или конечно увеличить первую, но технически проще дорабатывать маленькую вторую, или добавлять третью).

А, ну значит попутал я чего-то, в общем имелось ввиду увеличение второй ступени. Или как вариант - увеличение обоих для сохранения оптимальности.

Но для Р-9 даже неоптимальная вторая ступень дает небольшой выигрыш. Причем эта ступень - можно сказать родная.

[fagot]

Но для Р-9 даже неоптимальная вторая ступень дает небольшой выигрыш. Причем эта ступень - можно сказать родная.

30 % вполне нормальный выигрыш. Вы кстати обтекатель не забыли поставить?

[Вован]

Пусковая Р-9А в Долине неплохо сохранилась

[Salo]

Спасибо Вован.

[Salo]

Прочёл в статье Е.Бабичева "Циклон-3": между прошлым и будущим" в НК №8 за 2007 год, что старты для Циклона-3 строили на базе комплексов Р-9А на площадке Большое Усово в Плесецке.

[Salo]

Из соседней темы  http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=7593&start=105&postdays=0&postorder=asc&highlight=

Жалею только об одном, что Королёв не задавил авторитетом и не сделал из Р-9 или ГР-1 носитель для вывода на ССО. :cry:
Это было бы лучше, чем Восток-2М, Циклон-2 и Циклон-3. :wink:

Р-9 была слишком слаба, ненамного лучше Космоса-3М. А ГР-1 - плодить ещё одну сущность?

Высоко автоматизированный старт. Кислород-керосин. Наличие серийного производства Р-9А на Прогрессе. Наличие Блока И в качестве второй унифицированной и Блока Л в качестве третьей апогейной ступени. Может быть пришлось бы несколько удлинить первую ступень.
У РД-111 тяга на уровне Земли 144 тс, значит стартовая масса могла быть 110 т. У Космоса-3М- 109т.
Только УИ у двигателей Р-9А много выше

ПН на ССО 1000 км- 1,5-2 т (ИМХО).
ГО- 0,65т.
Блок Л-6,9т.
Блок И-25т.
Первая ступень-75т.

Р-9 была слишком слаба, ненамного лучше Космоса-3М. А ГР-1 - плодить ещё одну сущность?

Старый, Космос-3М был создан на  базе Р-14.

Стартовая масса 86,3 т.
Тяга ДУ первой ступени  у Земли 151тс, в вакууме 177,5 тс.
УИ на Земле 246с, в вакууме 289с.

У Р-9А.
Стартовая масса 81т (две ступени).
Тяга ДУ первой ступени  у Земли 144тс, в вакууме 166 тс.
УИ на Земле 275с, в вакууме 317с. :lol:

Думаете 30 секунд удельного импульса так много добавят?

Да ,видимо загнул. На ССО не больше тонны.
На низкую орбиту 1,4-1,5тв двухступенчатом варианте с Блоком И от Союза..

В принципе Р-9 имела очень хороший запас по тяговооруженности 1-й ступени. И с увеличенной 2-й могла бы выводить около 2,5 т. Но по тем временам - это не масса. ОКБ-1 и ЦКБЭМ такой мелочью не занимались. Тогда и Союз считался со своими 7 т слабоватым. Вот сейчас была бы в самый раз.

Насколько я понимаю, тогда главная проблема была в отсутствии столь легких КА. Более того, новые аппараты были еще тяжелее старых.

Но Космос-3М и Циклоны имели свою нишу и немаленькую.

Может быть. Какие ПН могли пойти на Р-9 (1,5 т) и Р-9И (2,5 т)? УСы проходят?

УСы слишком тяжелые. При наличии повторного запуска второй ступени или блока довыведения РН на базе Р-9 могла бы полностью заменить Космос-3М и частично - Циклон-3.

[Salo]

Попробовал просчитать Р-9А на спредшите Ратмана:

Launcher Р-9А___RD 111____RD 0110
Launch mass____80957,4
Payload________1307,4
__________________I______II
Full mass________62000___17000
Empty mass______6200____1700
Isp (atm) (s)_____272,4____326
Isp (vac) (s)_____311,4____326
Thrust (vac) (t)___162,73___30,38
Fuel consumption__522,6____93,19
Fairing mass______650
Fairing jettison (s)__185

Perigee (km)______200
Apogee (km)______200
Inclination_________51,7

[Salo]

А вот что могло получиться если увеличить первую ступень до 84 т:

Launcher Р-9А___RD 111____RD 0110
Launch mass____103482
Payload________1832
__________________I______II
Full mass________84000___17000
Empty mass______8400____1700
Isp (atm) (s)_____272,4____326
Isp (vac) (s)_____311,4____326
Thrust (vac) (t)___162,73___30,38
Fuel consumption__522,6____93,19
Fairing mass______650
Fairing jettison (s)__185

Perigee (km)______200
Apogee (km)______200
Inclination_________51,7

[Salo]

А вот трёхступенчатый вариант с немного форсированным РД111 ( данные с сайта Энергомаша) и третьей ступенью на базе Блока Е с 11Д33:

Launcher Р-9А___RD 111____RD 0110 ____11Д33
Launch mass____111749,6
Payload________2299,6
__________________I______II________III 
Full mass________84000___17000____ 7800
Empty mass______8400____1700_____1600
Isp (atm) (s)_____272,4____326______347 
Isp (vac) (s)_____311,4____326______347 
Thrust (vac) (t)___162,73___30,38____6,86
Fuel consumption__522,6____93,19___19,77
Fairing mass______650
Fairing jettison (s)__185

Perigee (km)______200
Apogee (km)______200
Inclination_________51,7

[Дмитрий Виницкий]

А почему наклонение такое?

[Salo]

А сколько надо? 63 градуса? Или 89?

[Дмитрий Виницкий]

51,6

[Salo]

Или 51,8?  :lol:

[Salo]

http://www.rusarmy.com/forum/viewtopic.php?p=39614&sid=8abaa1e85c21d50cd01e393faeac9b82

Стартовая позиция Р-9А на  Байконуре:

[Salo]

По-оему Р-9 старше. По крайней мере на первой кислородной ракете .

Р-9 появилась раньше. Но точно у нее вафельные баки?

Не спорьте - химфрезерование применяется на гладких баках ракет семейства Р-7. И у Р-9 и у ГР-1 все баки гладкие, но и химфрезерованные :wink:

Дмитрий, но у Р-7 есть стрингерный набор. А у Р-9?

Господь с Вами - у Р-7 баки подкреплены гнутыми шпангоутами, конструкция баков у Р-9 и ГР-1 аналогична (только вот склероз не позволяет вспомнить, были ли в баках ГР-1 шпангоуты вообще, кроме распорных, разумеется) :roll:

http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/kb-ujn/02-2.html

При создании ракеты Р-9А были использованы в максимальной степени, кроме научно-технических и конструкторских наработок, peaлизованных ранее в ракетах Р-1, Р-2, Р-5М, Р-7, Р-7А, ряд новых прогрессивных технических решений, в результате чего она имела очень высокий для первых МБР показатель энергомассового совершенства — более 0,02 (у Р-16 — около 0,016).

В топливных баках первой ступени и баке горючего второй ступени отсутствовал внутренний силовой набор, их панели обрабатывались химфрезированием. Бак окислителя второй ступени имел форму сферы. Хвостовой отсек второй ступени через несколько секунд самостоятельного полета ступени сбрасывался, уменьшая массу ступени. На ракете имелся наружный желоб (мачта) бортовых коммуникаций для связи второй ступени с наземным технологическим оборудованием. Мачта отделялась от ракеты до старта, что также позволяло уменьшить массу ракеты.

Двигатель первой ступени РД-111 разработки ОКБ-456 имел четыре камеры сгорания, выполненные поворотными с отдельными рулевыми приводами. На двигательной установке второй ступени РД-0106 (разработки КБХА, Главный конструктор С. А. Косберг) впервые в практике ракетостроения была конструктивно реализована схема использования турбогаза для управления полетом второй ступени и работы двигателя на режиме конечной ступени. Подобные схемы были реализованы ранее на МБР США "Титан-1" и "Титан-2", но в американских ракетах предусматривалось использование отработанного турбогаза для управления только по каналу крена.

Разделение ступеней происходило по "горячей" схеме: сначала запускался двигатель второй ступени, затем выключался двигатель первой и разрывались межступенные связи.

За несколько десятков секунд до конца активного участка полета бортовая аппаратура системы радиоуправления вступала в связь с наземным пунктом, и начиналась коррекция полета ракеты по направлению.

Однако, по заключению военных специалистов,
"несмотря на очевидные конструктивные достоинства МБР Р-9А, судьба ее была предопределена тем, что в ракете использовался жидкий кислород. Комплекс на базе этой ракеты практически не сыграл никакой роли в оснащении РВСН. Трудно давать общие оценки решениям, которые принимались несколько десятилетий назад, однако рискнем заключить, что создание комплекса с ракетой Р-9А было ошибкой".
 
Тем не менее, постановлением правительства от 21 июля 1965 г. ракета Р-9А была принята на вооружение. Было развернуто несколько полков с ракетами Р-9А (30 пусковых установок). Всего было изготовлено около 70 МБР Р-9 и Р-9А. Это была последняя боевая жидкостная ракета ОКБ-1.

[Salo]

"Советская космическая инициатива в государственных документах 1946-1964 гг." стр.96-100, документ №27:

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 от 23 июня 1960 г.

Параллельно с работами по созданию мощных носителей для запуска тяжелых спутников и космических аппаратов в период 1960-1962 годов разрабатываются и используются ракеты-носители на базе ракет Р-7 и Р-9А за счет усовершенствования их последних ступеней, имея в виду обеспечить вывод на орбиту с первой космической скоростью объект весом до 10 тонн (с последующим увеличением) и со второй космической скоростью до 3 тонн.
Это должно позволить в период до создания новых мощных ракет-носителей сохранить ведущее положение СССР и обеспечить запуск необходимых спутников и космических кораблей.