Н-1. Первый вариант на ПН в 75 т.

[ухач]

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."

Единственное здравое предназначение "спасения" ступеней.
Управляемое падение по сути.
Без попсовой "многоразовости".

[Дмитрий В.]

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

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?

[Дмитрий В.]

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.

[freinir]

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

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.

[Nitro]

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.

Половинки микросхем памяти маркировали суффиксом 1. Например 565РУ71 это половинка 565РУ7. 
если точнее «1», если первая половинка целая, а «2» если вторая.

[Ивгениуш]

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.

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.

[nmaxx]

Думаю, 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

[Ивгениуш]

Думаю, 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

Думаю, 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....

[Дмитрий В.]

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.

[Дмитрий В.]

 Что за 60 т?

[Ивгениуш]

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.

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.

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.

[Дмитрий В.]

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.

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.

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.

[Ивгениуш]

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.

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.

[Ивгениуш]

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.

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.

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.

[Дмитрий В.]

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.

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.

[Дмитрий В.]

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.

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.

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".

[Дмитрий В.]

А как Ваш "простой" вопрос формулируется?

[Ивгениуш]

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.

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.

[Дмитрий В.]

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.

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.

[Ивгениуш]

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.