Роль Глушко в Космонавтике.

[MGouchkov]

Дело похоже не непосредственно в Глушко, но в Н1 а для Глушко так- в том что он её "могильщик".
 Salo напоминал мне про статистику советских стыковок в 6ые так, что можно подумать что в срок в 6ые- без стыковок не УР700ЛК1 на "фантастическом" же РД-256, но Н1Л3 как раз! :evil:
 Из 3ёх отечественных концептов лунной РКС- два Р56 и Н1Л3- с "фантастическими" для ссср в 6ые стыковками, третий- УР700ЛК1- без стыковок, но с "фантастическим" РД 1ой ступени.
 При этом, из двух первых концептов Р56 и Н1Л3, второй-   и с "фантастическими" стыковками, и с "фантастическими" РД.
[Под "фантастическим" я имею в виду как минимум- НЕвозможность в срок- приемлимой надёжности]
Н1Л3- ещё и единственный, требующий изготовления блоков на полигоне.  
У меня, от всего этого, тем более- в контексте роли  МКТихонравова, о 6х скорее об СПКоролёве "вопросы" возникают.
 Вообще, люди чуть ли не диаметрально разные из участников тех событий- "сталинский менеджер" и настоящий интеллигент- МКЯнгель и МКТихонравов, - самых больших доверия и спокойной доброй памяти  находят.

[Гость 22]

Нет! :wink:  Другие были тоже не сахар.
Но поведение его и некоторых его учеников у меня вызывает раздражение.
Ухожу из эфира на двое суток.

Да уж...

Позиция Глушко была однозначна - быть! В этом ему большую поддержку оказывал Люлька. На полярной позиции стояли Кузнецов и Авдуевский, причем, если Кузнецов считал, что двигателю "не быть", то Авдуевский занимал более агрессивную позицию - "не бывать"! Оба считали замкнутую окислительную схему в ЖРД бесперспективной и выбранное Глушко направление тупиковым.

Трудно понять и объяснить, почему такую позицию занял Кузнецов. Под его руководством ОКБ-276 с 1959 г. последовательно занималось разработкой двигателей НК-9, HK-I5, НК-33, имеющих замкнутую окислительную схему. В ту пору произошла случайная встреча с Кузнецовым в кабинете Лихушина, и я не упустил возможности с наивным видом спросить его об этом. И в ответ услышал: "Молодой человек (мне тогда было 48 лет), здесь как в монгольской казне хребты ломают, а вы техникой интересуетесь". Думаю, и это в какой-то мере подтверждает ответ Кузнецова, что его позицию в большой мере определяла обида на ракетную отрасль за несправедливое, по его мнению, обвинение ОКБ-276 как главного виновника в закрытии темы H1 и лично на Глушко за его определение двигателей HK-15 как "гнилые двигатели".

Были личные счеты с Глушко и у Авдуевского. У недоверчивого читателя могут возникнуть сомнения: как же так, такие "большие" люди и вдруг личные отношения довлеют над деловым подходом? Так что в любом производственном конфликте наряду с профессиональными интересами присутствуют и личные мотивы.

http://engine.aviaport.ru/issues/31/page28.html

[avmich]

Был тут сколько-то часов занят :) теперь вернёмся к теме.

Неясно также, почему Келдыш считает примерно равным ПН - это при такой-то разнице УИ.

Потому что  у разных вариантов будет РАЗНАЯ стартовая масса при  одинаковом объеме.  :D

Ну Семён Семёныч! :) А при разном цвете полушубков солдар расчёта обслуживания запуска? Неужели мы будем считать, что СП и ГТ были настолько академиками, что сравнивали апельсины с яблоками, то есть, ракеты при равных объёмах, а не стартовой массе? Давайте на этом основании водород вааще запретим?..

[avmich]

А чего ж тогда боялся?

Пока есть версия, что в конце 1960 - начале 1961 у Глушко были ещё проблемы с РД-109 и, , и поэтому Глушко не слишком предлагал РД-114. А к лету, когда РД-119 уже заработал, было, видимо, поздно.

Может быть, по версии Гостя 22, Глушко не мог всеми силами пропихивать РД-114 на Н1, потому что не мог убедить Королёва - по техническим ли (нет подтверждения тому, что движок будет создан) или нетехническим (уже имеющиеся разногласия СП и ВП, при которых результат выбора топлива известен заранее) причинам. А когда аргументы появились, поезд ушёл.

[avmich]

C тем что Глушко быстро сделал РД-253 никто не спорит.
Но вот привело бы это к высадке на Луну быстрее американцев это вопрос.

Сало, если мы примем гипотезу раздора СП и ВП в начале 1961 года, то выглядит это так, что СП принципиально требовал керосина, Глушко, опираясь на свои знания, этого обещать не мог, и поэтому заказ ушёл Кузнецову, с известным результатом. В этом случае, мне кажется, прав Глушко, а СП ошибся.

Даже если бы Глушко мог обещать ЖК/НДМГ - побить себя пяткой в грудь, поставить на кон всё - в условиях гипотезы раздора это бы не сработало, и Глушко подстраховался, подстроившись под челомеевский заказ.

Если мы примем гипотезу технической неопределённости, при которой Глушко не мог уверенно браться за двигатель на ЖК/НДМГ - потому что у него пока ещё, в январе 1961, эта пара не получалась, чему свидетельство РД-109 - то имеем ошибку комитета: Глушко, подстраховавшись, не настаивал, Королёв, не имея технических преимуществ НДМГ, пошёл за экономикой/экологией к керосину.

В этом случае, если бы Глушко вышел вперёд и сказал "мамой клянусь", то, возможно, получил бы заказ на РД-114.

При этом - судя по успеху с РД-119 - общее время на разработку РД-114 было бы примерно таким же, как время на разработку РД-253, при этом работы начались бы раньше. Не позже лета 1965 года двигатель бы был готов к ЛКИ. Учитывая лучший УИ (у меня при равных условиях теоретические УИ керосина и НДМГ оказались 304 с и 330 с на земле - разница 8%; в документах есть цифра 4%), уже первый вариант Н1 (который был до 1963 года) мог быть или с меньшим, чем 24, числом двигателей на первой ступени, или с большей, чем 75 тонн, ПН. Были шансы запустить первую Н1 ещё при жизни Королёва.

Это, конечно, всё в условном наклонении, которого история не любит. Однако тот, кто не знает истории, обречён на её повторение, и инженеры обязаны анализировать пройдённый путь, принятые и возможные решения. Мне кажется, полети первая Н1 в 1965 году успешно, шансы на Луну у СССР были бы существенно выше.

[avmich]

Я ж и не спорю. Я к тому,  что надёжность советской техники на тот момент была такова, что о победе в лунной гонке со Штатами можно было и не мечтать.

Спорное мнение. Я могу, например, сказать, что та же самая надёжность той же самой советской техники тогда же - в начале 60-х - позволила уверенно обходить американцев с пилотируемыми полётами.

[avmich]

А по-моему Глушко выбрал с его точки зрения из трёх зол меньшее. Кислород-керосиновый двигатель замкнутой схемы он делать не хотел.

Официальное мнение Глушко по этому поводу хорошо известно и вроде бы выглядит довольно логично...

По ЖК/НДМГ не был до конца уверен в сроках (РД-109 тому виной).

Да, похоже на то...

А АК/НДМГ  уже были им освоены в двигателях открытой схемы для Р-14 и Р-16. Поэтому переход на  замкнутую схему не и НДМГ/АТ вызывал  наименьшие опасения.
Кстати косвенным подтверждением является то что больше ни одного двигателя на ЖК.НДМГ он так и не сделал.

Ну, если не считать РД-119? А так да. Можно даже так объяснить - время гонки прошло, военные не хотели ЖК, космос не хотел вонючек.

[avmich]

Тут проблема не в переохлаждении как таковом:

2. Конкретная температура захолаживания своя для каждого двигателя и определяется при технологическом испытании двигателя"

Мне кажется, при изготовлении двигателя можно было включить в производственный цикл определение температуры захолаживания при технологических испытаниях. Изготовление было бы дольше и дороже, но вряд ли так уж невозможным.

[avmich]

В общем, пока что изестные факты таковы:

Разница в величине ПН у Н-1 на разных топливах была бы незначительна. Следовательно, выбор топлива не мог осуществляться только по этому критерию.

Гость 22, а есть ли расчёты стартовых масс и масс ПН Н1 для разных вариантов топлива? Разница-то в УИ довольно значительна.

Проблема ВЧ, вопреки ожиданиям Королева, на самом деле оказалась сложной (созданный в его КБ 11Д33 имел довольно низкие давление и тягу, и не мог дать точного представления о проблемах в больших двигателях). По сообщениям представителей СНТК, проблема ВЧ при создании НК-15 была одной из основных.

Имеется в виду, конечно, проблема ВЧ для керосиновых двигателей?

Глушко предложил для Н-1 двигатель и сделал его точно в срок, а по схеме РД-114 видно, что он почти не отличается от РД-253.

Королев отказался от всех двигателей Глушко, положившись на КБ Кузнецова, которое на тот момент не сделало ни одного доведенного до конца ЖРД.

И за этот "опрометчивый" шаг Кузнецову и Королёву нужно мстить до конца их жизни, а также после их смерти. 8)

Сало, мне, честно говоря, важнее найти технические находки и упущения. Печально, если оказывается, что не полетели на Луну только из-за личностных разногласий :( . А если была техническая возможность - то хочется поподробней в ней разобраться.

Ну не хотели Королёв с Келдышем делать Н-1 на вонючке.

Вот и хочется понять - по материальным причинам (техника, экология), или нет?

Положились на Кузнецова. НК-15 он сделал. Поздно но сделал. В четырёх катастрофах Н-1 двигатели виноваты (с натяжкой) в двух случаях.

А в двух оставшихся - КОРД? А логика создания КОРДА как такового? Решение о КОРДе было принято в 1964 году, когда проблемы НК-15 были достаточно видны?

Два отказа на 120 двигателей первой ступени. Сравните со статистикой Протонов, где на первой ступени их было только шесть.
Да двигатель пришлось дорабатывать. Но скажите РД-253 летал в неизменном виде с 65 года?

Здесь уже приводили уточнённую статистику - движки семейства РД-253, грубо говоря, безотказные. В отличие от носителя (Протон) с этими движками.

Если бы Н-1 сделали на вонючке ( а пришлось бы делать все три ступени), то чтобы получить 95 т на НЗО, учитывая возросшую стартовую массу и более низкий УИ на первой ступени пришлось бы поставить не тридцать, а наверное 36-40 -РД-253. А это за собой потянуло бы массу проблем с компоновкой.

То, что РД-253 - плохой вариант, мне кажется довольно ясным - УИ меньше, а масса тиксичных компонентов больше. Но речь идёт о ЖК/НДМГ.

[avmich]

Кстати, для работы на синтине камеры РД-117ПФ тоже отбирались по результатам технологический испытаний.

Если он один на третьей ступени, то это проблема, но решаемая (Космос-1). А на Н-1 ? :roll:

А чем Н1 хуже?

[avmich]

Нет! :wink:  Другие были тоже не сахар.
Но поведение его и некоторых его учеников у меня вызывает раздражение.
Ухожу из эфира на двое суток.

Сало, возвращайтесь :) .

Давайте всё же не только качества личностей - которые, вообще говоря, меняются со временем - рассматривать. Технические возможности тоже интересны.

[sychbird]

Ну не хотели Королёв с Келдышем делать Н-1 на вонючке.

Позволю себе высказать еще одну гипотезу. Я начаинал инженерную деятельность в конце 60  в организации достаточно тесно связанной с химпромом. Химическое машиностроение в те времена было ахилесовой пятой нашей индустрии. Все мало-мало серьезные промустановки  и оборудование были зарубежные. Своя школа разработки и проектирования была еще в зачатке. А по оборудованию для производства продукции, имеющей оборонное значение были очень жесткие барьеры со стороны НАТО.
В силу этого выбор Королева и Келдыша по топливной паре мог во многом определяться и способностью промышленности поставлять НДМГ и АТ в существенно больших колличествах в требуемые сроки. Для  собственно оборонно-стратегических ракет требовалось существенно меньше да и намечалась конкуренция. Ответ на этот вопрос можно попытаться получить в ГИПХе, но по многим обстоятельствам это может оказаться невозможным. Если получиться, я его здесь озвучу.

[Дмитрий В.]

Был тут сколько-то часов занят теперь вернёмся к теме.

Неясно также, почему Келдыш считает примерно равным ПН - это при такой-то разнице УИ.

Потому что  у разных вариантов будет РАЗНАЯ стартовая масса при  одинаковом объеме.  

Ну Семён Семёныч! А при разном цвете полушубков солдар расчёта обслуживания запуска? Неужели мы будем считать, что СП и ГТ были настолько академиками, что сравнивали апельсины с яблоками, то есть, ракеты при равных объёмах, а не стартовой массе? Давайте на этом основании водород вааще запретим?..

Если Вы внимательно читали цитаты о совещаниях по Н-1 в начале 1960-х, то должны были обратить внимание на высокую оценку участников компоновочной схемы Н-1, которая допускала при неизменных геометрических размерах (и почти неизменной массе конструкции) использовать различные компоненты топлива (объемные соотношения для разных топливных пар были примерно одинаковы). При этом снижение УИ высококипящих компонентов компенсировалось более высокой их плотностью (ростом массы РЗТ и Мст). Поэтому и получалось, что при разных компонентах на орбиту выводился ПГ примерно одинаковой массы - около 70 т. С точки зрения участников тех событий, эта особенность обеспечивала "развязку" (в известной степени) проектирования конструкции и ДУ: конструкцию можно было проектировать, не дожидаясь готовности двигателя, а разработка нескольких вариантов ЖРД на разных компонентах обеспечивала страховку на случай неудач с некоторыми из них.

Насчет водорода: пару лет назад я для сравнения рассчитывал РН в габаритах РН "Дейтрон" но на компонентах АК-27+НДМГ. Получилось, что эта "вонючая" ракета могла вывести на ту же орбиту почти 50 т груза. Но при этом стартовая масса была в 2,5-3 раза выше.

[Гость 22]

Разница в величине ПН у Н-1 на разных топливах была бы незначительна. Следовательно, выбор топлива не мог осуществляться только по этому критерию.

Гость 22, а есть ли расчёты стартовых масс и масс ПН Н1 для разных вариантов топлива? Разница-то в УИ довольно значительна.

Точных данных у меня нет.

Проблема ВЧ, вопреки ожиданиям Королева, на самом деле оказалась сложной (созданный в его КБ 11Д33 имел довольно низкие давление и тягу, и не мог дать точного представления о проблемах в больших двигателях). По сообщениям представителей СНТК, проблема ВЧ при создании НК-15 была одной из основных.

Имеется в виду, конечно, проблема ВЧ для керосиновых двигателей?

Для всех. Т.е., она оказалась не такой сложной, как можно было бы ожидать из экстраполяции опыта по открытой схеме, но и не исчезала совсем,

[Гость 22]

История выбора компонентов глазами соратников Глушко.

Из воспоминаний Дарона:

В конце пятидесятых годов по инициативе Глушко началось освоение нового азотосодержащего горючего: несимметричного димитилгидразина (НДМГ). С азотонокислотными окислителями это горючее обеспечивает на 6-8 с больший удельный импульс тяги, чем широкоприменяемые нефтепродукты (в частности, керосин). Расчеты были подтверждены экспериментально. Были все основания считать, что и с жидким кислородом будет получено примерно такое же повышение экономичности. НДМГ весьма токсичен, но Глушко исходил из того, что при строгом соблюдении выработанных правил и приемов эксплуатации использование таких компонентов вполне приемлемо. На основе своих представлений Глушко предложил разрабатывать для третьей ступени модифицированной ракеты Р-7 двигатель тягой 8-10 тс на жидком кислороде и НДМГ. Он взялся за разработку двигателя ... ради того, чтобы показать возможности новой топливной пары и внедрить в практику ракетостроения новое перспективное горючее.

Однако Королев категорически воспротивился предложению использовать токсичный компонент. Мало ли какя авария может случиться, даже не по вине двигателя, а присутствие на борту ракеты НДМГ, по его опасению, резко ухудшило бы ситуацию.

КБ Глушко разработало обещанный высотный ЖРД на кислороде и НДМГ в 1958-1961 годах, который известен как РД-119. Двигатель обеспечил рекордный для того времени УИ 352 с, содержал интересные и до сего времени "ноу-хау".

По срокам создания двигатель разрабатывался медленнее, чем это требовалось Королеву, в значительной мере из-за того, что работы не были обеспечены той "зеленой улицей", какая была для престижной темы создания пилотируемого корабля.

Рахманин (о работах в ОКБ-456 по теме Н-1):

Одной из задач эскизной проработки являлся выбор компонентов топлива. Были рассмотрены три варианта: кислород+керосин, кислород+НДМГ, АТ+НДМГ. В итоге сравнения двигателей по применяемому топливу предпочтение отдавалось двигателю на АТ+НДМГ. Позиция Глушко основывалась на реалистеской оценке работы над двигателями для Н1. Предстоял серьезнейший этап в ракетном двигателестроении: разработка ЖРД по схеме "газ-жидкость" при давлении в камере сгорания 150 атм на тягу 159 тс в одной камере в предельно сжатые сроки. По имеющемуся в ОКБ-456 опыту разработки ЖРД на различных компонентах топлива трудоемкость отработки кислородных двигателей была больше, чем на высококипящих компонентах.

Суммировав имеющийся опыт отработки ЖРД и предстоящие трудности в создании качественно новых двигателей, Глушко официально заявил, что ОКБ-456 берется за разработку двигателей с любым из трех вариантов, но вариант АТ+НДМГ позволит создать двигатель в более короткие сроки, которые, скорее всего, будут опережать сроки других работ по ракете Н1. Несколько меньший УИ успешно компенсировался повышенное плотностью топлива, и тот же полезный груз выводился на расчетные орбиты ракетой-носителем тех же габаритов, но несколько более тяжелой.

Вторым по приоритетности вариантом Глушко считал пару кислород+НДМГ, которая по сравнению с парой кислород+керосин давала дополнительно 8 с удельного импульса. По его мнению, такая добавка с лихвой окупала необходимость применения на ракете Н1 дополнительных мер безопасности, связанных с токсичностью горючего.

Проектанты ОКБ-1 и сам Королев внимательно изучили предложенные ОКБ Глушко варианты топливных пар, его рекомендации и остановили свой выбор на уже привычной и хорошо освоенной ими паре кислород+керосин. Кроме получение высокого УИ и отсутствия токсичности на позицию повлияло еще одно обстоятельство: с учетом дефицита времени и средств, отпущенных на разработку Н1, было решено обойтись без проведения наземных доводочных огневых испытаний ДУ первой ступени. При необходимости эти испытания планировалось провести непосредственно на стартовом комплексе.  Такой порядок работ в случае аварийного испытания ДУ создавал риск разрушения огромной емкости с токсичными компонентами топлива.
...
Глушко тоже последовательно отстаивал свою концепцию, убежденный в правильности своей технической позиции. Он не верил в возможность разработки кислородно-керосинового двигателя в сроки, отпущенные для создания Н1.

Итого, все те же факторы:

1. Практическое отсутствие преимущества кислорода+керосин перед АТ+НДМГ
2. Жеcткие сроки создания двигателей
3. Преимущество ЖК/НДМГ над ЖК/керосином по УИ

[Гость 22]

Обоснование выбора компонентов Королевым.

ДОКЛАД О МОЩНОЙ РАКЕТЕ-НОСИТЕЛЕ Н-I НА ЗАСЕДАНИИ ЭКСПЕРТНОЙ КОМИССИИ
[1962 г.]

...

III. ВЫБОР КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА ДЛЯ Н-I

Рассматривалось применение следующих пар компонентов топлива: О2 + РГ-1; О2 + НДМГ, АТ + НДМГ, ОКА-50 + НДМГ и АК-27 + НДМГ. На этот счет есть рекомендации Экспертной комиссии (зима 1962 г.).

Сравнение весовых характеристик производилось для вывода полезного груза на круговую орбиту вокруг Земли с высотой 300 км в вариантах: постоянного полезного груза, постоянного начального веса ракеты и постоянного суммарного объема баков.

Применение окислителей на основе окислов азота значительно ухудшает весовые характеристики ракеты по следующим причинам.

1. Более низкая удельная тяга по сравнению с кислородным топливом.

2. Увеличение веса баков и газов наддува из-за более высокой упругости паров компонентов топлива АТ + ОКА-50 и АК-27.

Эксплуатационные особенности ракеты при использовании различных пар компонентов топлива таковы.

Кислород-керосин. Жидкий кислород является наиболее эффективным из рассматриваемых окислителей, имеет большую производственную базу и разностороннее применение в народном хозяйстве. Обладает одним недостатком — низкой температурой кипения и, следовательно, повышенной испаряемостью. Однако задача хранения жидкого кислорода без потерь к настоящему времени практически решена за счет применения специальной изоляции емкостей и системы термостатирования при незначительных затратах электроэнергии.

Керосин имеет широкую производственно-сырьевую базу, нетоксичен, удобен в эксплуатации, находится в жидком состоянии в диапазоне температур (-60)-(+140)°C.

АТ (или ОКА-50) + НДМГ. Окислители на основе окислов азота имеют большую производственную базу и применяются в народном хозяйстве. Диметилгидразин (НДМГ) не имеет широкой производственной базы.

Компоненты топлива АТ, ОКА-50 и НДМГ обладают рядом серьезных эксплуатационных недостатков.

1. Высокая токсичность. Допустимая концентрация паров в воздухе производственных помещений: НДМГ — 0,0001-0,0003 мг/л, окись азота — 0,005 мг/л (для справки: хлор — 0,001-0,003, фосген — 0,0005 мг/л).

2. АТ при температуре -11°С замерзает. Это требует сложной системы обогрева баков и двигательных отсеков ракеты, что связано со значительным ухудшением эксплуатационных свойств ракеты.

3. АТ при температуре выше +21°С и ОКА-50 при температуре выше 0°С кипят, т.е. фактически становятся в ряд низкокипящих окислителей. Это свойство АТ и ОКА-50 вызывает необходимость применения системы подпитки и термостатирования (как для жидкого кислорода) или их хранения в баках под давлением (при +50°С для АТ — 3,5 атм, для ОКА-50 — до 7,5 атм). Применение варианта хранения этих окислителей под давлением вызывает серьезные усложнения в конструкции и эксплуатации изделия:

увеличиваются вес и толщина баков, уменьшается вес полезной нагрузки (для ОКА-50 до неприемлемых величин);

увеличивается опасность при проведении регламентных, проверочных и аварийных работ на ракете;

невозможна замена отдельных приборов и агрегатов вследствие избыточного давления;

при вынужденном сбросе давления из баков происходит вскипание около 125 т окислителя и заражение окружающего воздуха на площади около 4 км2.

4. Необходимо (в связи с высокой токсичностью и химической активностью) введение в наземное оборудование ряда специальных систем: нейтрализации отходов компонентов, отвода газов, дегазации помещений, приточно-вытяжной вентиляции, длительной нейтрализации емкостей и оборудования после слива компонентов.

Кроме того, необходимо проводить работы с применением специальных противогазов и костюмов.

5. Самовоспламеняемость и токсичность этих компонентов повышают требования к герметичности соединений и увеличивают опасность при эксплуатации ракеты. Особенно возрастает опасность для обслуживающего персонала при ненормальной работе агрегатов и систем.

АК-27 + НДМГ. При замене окислителя АТ на АК-27 основные эксплуатационные недостатки такого типа компонентов топлива сохраняются. Единственным преимуществом применения АК-27 является сохранение окислителя в жидком состоянии при атмосферном давлении в диапазоне температур от -50 до +43°С. Однако при замене АТ на АК-27 резко уменьшается вес полезного груза.

IV. ЗАПУСК И УСТОЙЧИВОСТЬ ГОРЕНИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ
БОЛЬШОЙ ТЯГИ С "ЗАМКНУТОЙ" СХЕМОЙ

Вся аргументация о трудностях отработки кислородно-керосиновых двигателей построена только на опыте ОКБ В.П. Глушко по разработке ЖРД с открытой — незамкнутой схемой, в которых окислитель (кислород или азотный тетроксид) подается в камеру сгорания в жидком и холодном состоянии.

Следует особо подчеркнуть, что те трудности, на которые ссылается ОКБ В.П. Глушко, не имеют никакого отношения к двигателям с принятой для ракеты Н-I "замкнутой" схемой, в которых окислитель (кислород) поступает в камеру сгорания в горячем и газообразном состоянии, а не холодный и жидкий, как при обычной незамкнутой схеме. Действительно, при запуске двигателя с замкнутой схемой имеет место тепловое воспламенение компонентов в основном агрегате — камере сгорания — за счет тепла горячего газообразного окислителя (например, кислорода или АТ).

Такой метод запуска кислородно-керосинового двигателя с замкнутой схемой экспериментально отработан и принят в ОКБ-1 для последней ступени ракеты-носителя "Молния", а также в ОКБ Н.Д. Кузнецова при разработке кислородно-керосиновых двигателей НК-15 и НК-15В для ракеты Н-I.

Как известно, двигатели большой тяги с обычной открытой схемой имеют повышенную склонность к неустойчивому горению и даже переходу этого горения в местную детонацию. Причиной этого является образование в начале камеры большого количества перемешанной жидкой и газообразной, но не сгоревшей топливной смеси, в которой и могут развиваться указанные вредные явления.

В двигателях замкнутой схемы, наоборот, перемешанной, но не сгоревшей топливной смеси образуется мало, так как окислитель (кислород), поступая в камеру в горячем и газообразном состоянии, воспламеняет и выжигает подмешанный к нему керосин. Это обусловливает существенное улучшение устойчивости горения в двигателях с замкнутой схемой вообще и особенно в кислородно-керосиновых двигателях замкнутой схемы в частности, а также полностью исключает условия для перехода неустойчивого горения в детонацию.

Таким образом, резкое различие физико-химических свойств таких топливных пар, как О2 + Т-1 и АТ + НДМГ, в камерах сгорания двигателей замкнутой схемы будет стираться, так как условия горения различных горючих в горячем и газообразном окислителе будут, по-видимому, одинаковы. Поэтому в двигателях замкнутой схемы положение с обеспечением устойчивого горения практически нивелируется и будет представлять одинаковые трудности при работе как на кислороде и керосине, так и на азотном тетроксиде и диметилгидразине.

Запуск газогенератора, в котором сгорает только около 4—5% суммарного расхода обоих компонентов (а затем подмешивается весь остальной расход окислителя), не представляет существенных трудностей при использовании обеих топливных пар, так как запуск газогенератора 150-тонного двигателя замкнутой схемы будет эквивалентен запуску 6-7,5-тонной камеры сгорания обычного типа на жидких компонентах, по запуску и отработке которых имеется большой практический опыт.

Повторный запуск двигателя замкнутой схемы не будет отличаться от первого запуска благодаря самовоспламенению компонентов в основной камере.

В заключение следует отметить, что игнорируются следующие важнейшие факты.

1. Первый кислородно-керосиновый двигатель замкнутой схемы уже создан, прошел доводочные, чистовые и стендовые огневые испытания и успешно обеспечил полет последней ступени космической ракеты в сторону Венеры.

2. Второй двигатель такого типа НК-9 находится в стадии завершения опытно-конструкторской отработки.

3. Двигатели с замкнутой схемой на АТ и НДМГ находятся только в стадии экспериментальных поисковых исследований.

4. Опыт эксплуатации ракет на азотном тетроксиде отсутствует.

Есть сведения, что работы по ЖРД в США на 95% основаны на использовании кислорода.

Фирма "Рокетдайн-Норт Америкен" в 1960-1961 гг. закончила разработку для ракеты "Сатурн" кислородно-керосиновых двигателей "Н1" и "Н2" с тягой 85 и 112 т с одной камерой (против 35 у В.П. Глушко). Двигатель "Н1" полностью прошел стендовые испытания (автономные и в составе изделия) и входил в состав I ступени носителя "Сатурн", которая успешно прошла первое летное испытание.

Эта же фирма экспериментально отработала и подтвердила огневыми испытаниями, начиная с 10 февраля 1961 г., надежный запуск и устойчивое горение в кислородном двигателе "Н2" с тягой 680 т, предназначенном для тяжелого носителя "Нова" (шесть двигателей по 680 т на I ступени).

Всего в США 19 ЖРД с тягой более 7 т (90%) отрабатывались на кислороде и только два двигателя (10%) отрабатывались на азотном тетроксиде.

V. ЭКОНОМИЧЕСКАЯ ЦЕЛЕСООБРАЗНОСТЬ
ПРИМЕНЕНИЯ ОСНОВНЫХ ПАР КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА
(О2 + РГ-1 И АТ + НДМГ)

Таблица 2
Сведения о стоимости компонентов
[см. по ссылке внизу]

Примечание. Отпускная цена НДМГ дана с учетом перспективы ее снижения. В настоящее время стоимость НДМГ — 4300 р./т.

В расчетах принималось, что снабжение стартовой позиции жидким кислородом производится с существующего завода, находящегося в районе стартовой позиции, а другими компонентами топлива — с существующих заводов-поставщиков с учетом транспортировки до стартовой позиции.

Снабжение испытательных станций (двигательных стендов) всеми компонентами топлива принималось с заводов-поставщиков.

Приведенная табл. 2 показывает экономическую целесообразность применения компонентов топлива О2 + РГ-1.

Методика проведения экспериментальной стендовой отработки и решаемые при этом задачи будут мало изменяться в случае применения тех или иных компонентов топлива.

Применение О2 + РГ-1 позволяет провести экспериментальную отработку ракеты при наименьшем дооборудовании единственно пригодного для ракеты Н-I стенда. Потребуются незначительная доработка и дооборудование стенда, связанные с размерами ракеты и новым технологическо-испытательным оборудованием.

В то же время обеспечивается проведение полного объема стендовой отработки ряда других ракет, работающих на низкокипящих компонентах топлива.

В случае же применения АТ и НДМГ или АК-27 + НДМГ, кроме дооборудования, связанного с размерами ракеты, потребовалось бы оснащение упомянутого стенда новыми системами хранения и заправки ракеты компонентами топлива, а также постройка сооружения для нейтрализации емкостей сливаемых компонентов и загрязненных сточных вод. При применении окислителей на основе окислов азота, кроме того, требуется система дожигания газогенераторного газа на этапе отработки системы подачи без камер сгорания и увеличивается опасность для жителей поселка, расположенного недалеко от стенда.

Выводы

Проведенные работы по выбору компонентов топлив для ракеты показали, что пара кислород-керосин имеет большие преимущества по сравнению с парой АТ (ОКА-50) + НДМГ в части как характеристик ракеты, так и лучших эксплуатационных свойств, экономических показателей и подготовленности экспериментальной базы для отработки систем и ракеты в целом.

Пара О2 + НДМГ не дает практического преимущества в величине полезного груза, но значительно ухудшает эксплуатационные свойства ракеты.

Для ракеты Н-I и вообще для больших машин в качестве компонентов топлива принимаются переохлажденный жидкий кислород и керосин.

Применение переохлажденного кислорода для ракеты Н-I позволит накопить опыт по эксплуатации криогенной техники, использованию низкокипящих компонентов и будет способствовать более быстрому внедрению наиболее перспективного компонента для ЖРД и ЯРД — жидкого водорода!

http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/vetrov/korolev-delo/04-04.html#44

[MGouchkov]

Я ж и не спорю. Я к тому,  что надёжность советской техники на тот момент была такова, что о победе в лунной гонке со Штатами можно было и не мечтать.

Спорное мнение. Я могу, например, сказать, что та же самая надёжность той же самой советской техники тогда же - в начале 60-х - позволила уверенно обходить американцев с пилотируемыми полётами.

Я придерживался до последнего времени, мнения аналогичного в этом вопросе- мнению Salo, а сейчас парадоксальная мысль возникла: Первенства советской космонавтики были возможны пока РН Р7 давала по ПН выводить КА значимо бОльшей массы, чем для аналогичных задач могли американцы- "Атласом".
 И мнение, что Н1 спасла своими свойствами жизнь ААЛеонову, очень во многом следующее действительно из реального опыта советских стыковок в 6ые (но не только из опыта стыковок)- следствие жесточайшего весового кризиса при проектировании Л3.
 При стыковках   больших масс доля стыковочного оборудования (даже если оно соответственно более "массогабаритное" под большие массы, а главное- системы управления, в общей сводке весов-  значимо уменьшается!
Не возьмусь сходу судить настолько, но если это так, то "точкой выбора" для советской лунной программы был действительно вопрос о "многопуске". Если бы было политическое решение о его приемлимости по затратам ресурсов, то при допустимом при многопуске проектировании "размашисто" по весам, может быть могло и...
 Но понятно, что о многопуске можно говорить только при соответствующей надёжности РН, а из опыта реальной доводки с середины 6х того же "Протона" получается что флаговтык по такой схеме реален или в году  73ем "альтернативной истории", или если есть бОльшее- без такой "межкорпоративной борьбы"- средоточение усилий- самое ранее в 1969ом.

[avmich]

...высокую оценку участников компоновочной схемы Н-1, которая допускала при неизменных геометрических размерах (и почти неизменной массе конструкции) использовать различные компоненты топлива (объемные соотношения для разных топливных пар были примерно одинаковы). При этом снижение УИ высококипящих компонентов компенсировалось более высокой их плотностью (ростом массы РЗТ и Мст). Поэтому и получалось, что при разных компонентах на орбиту выводился ПГ примерно одинаковой массы - около 70 т. С точки зрения участников тех событий, эта особенность обеспечивала "развязку" (в известной степени) проектирования конструкции и ДУ: конструкцию можно было проектировать, не дожидаясь готовности двигателя, а разработка нескольких вариантов ЖРД на разных компонентах обеспечивала страховку на случай неудач с некоторыми из них.

Тут бы неплохо на расчёты посмотреть.

[Гость 22]

Рахманин об обмене опытом с другими КБ:

В разное время ОКБ Глушко посещали специалисты КБ Исаева, Косберга, Кузнецова, Иванова.

Исаев лично дважды знакомился с конструкцией и технологией изготовления элементов двигателя: в 1942 году в Казани и в 1956 году в Химках. И всегда Глушко давал команду: "Показать все, что интересует наших гостей". Специалисты ОКБ-456 тоже знакомились с разработками коллег-двигателистов.

...

При создании двигателей для Н1 у конструкторов ОКБ Кузнецова не хватало ни опыта, ни специальных знаний. Это была не вина их, а беда. Все-таки ВРД и ЖРД имеют принципиальные отличия не только в конструкции, но и особенно во внутридвигательных процессах, о которых новые разработчики ЖРД имели достаточно общее представление. Это утверждение автора основано на опыте общения с конструкторами ОКБ Кузнецова. В 1965-1966 году они были частыми гостями в КБ Энергомаш и по указанию Глушко были допущены непосредственно в конструкторские залы, расспрашивали коснтрукторов всех категорий об особенностях проектирования и доводки агрегатов и двигателя в целом, в буквальном смысле перерисовывали ранее разработанные конструкции - в то время в КБ завершились работы по двигателю РД-253 (схема "газ-жидкость") и велась разработка двигателя РД-270 (схема "газ-газ"). Автор в эти годы был руководителем конструкторской группы в отделе камер и газогенераторов и часто общался со своими куйбышевскими коллегами по вопросам разработки газогенератора. Эти встречи позволили составить объективное представление об уровне понимания ими физических процессов, протекающих в газогенераторе, особенностях его проектирования, умения анализировать его работу по записям параметров огневых испытаний. Так что затянувшаяся доводка двигателей в ОКБ Кузнецова была изначально определена выбором разработчика двигателя. Стоит напомнить, что за годы работ над двигателем для Н1 в КБ Энергомаш были разработаны и сданы в эксплуатацию двигатели РД-251, РД-252, РД-253, РД-264, РД-268.

[sychbird]

Обоснование выбора компонентов Королевым.

ДОКЛАД О МОЩНОЙ РАКЕТЕ-НОСИТЕЛЕ Н-I НА ЗАСЕДАНИИ ЭКСПЕРТНОЙ КОМИССИИ
[1962 г.]
.................
 Диметилгидразин (НДМГ) не имеет широкой производственной базы.

...............

http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/vetrov/korolev-delo/04-04.html#44

На мое ИМХО, после ознакомления со всем документом в цедом всякие спекуляции на тему "если бы приняли вариант предлагаемый Глушко, то могли бы быть на Луне" теряют смысл" Это тупиковый вариант.