Н-1. Первый вариант на ПН в 75 т.

[Дмитрий В.]

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.

Не "Ангара-100", а "Русь-100" (справа):
[/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

[Shestoper]

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.

Очень неплохой вариант.

[Shestoper]

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?

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.

[Shestoper]

Не "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.

[avmich]

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?

[avmich]

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.

Я исхожу из оценки Чертока, по которой покупательная способность рубля и доллара в этой индустрии были примерно равны.

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.

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.

Ну 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?

[hcube]

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...

[Shestoper]

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?

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.

[Shestoper]

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.

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.

[Дмитрий В.]

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...

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).

[Shestoper]

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).

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.

[Дмитрий В.]

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).

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.

[Shestoper]

Стартовая 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.

[Дмитрий В.]

Стартовая 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.

[Shestoper]

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.

[hcube]

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.

[Дмитрий В.]

Но 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.

[Старый]

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.

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.

[Дмитрий В.]

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".

[Бродяга]

Они что, должны были МИМО Марса пролететь? :shock: