Проекты Р-7 на 10т

Автор Salo, 27.11.2008 01:43:40

« предыдущая - следующая »

0 Пользователей и 1 гость просматривают эту тему.

Salo

27.11.2008 01:43:40 Последнее редактирование: 24.01.2021 11:58:01 от Salo
Г.С.Ветров"С.П.Королёв и его дело"
Цитата: undefinedПРОЕКТ ПОСТАНОВЛЕНИЯ ЦК КПССИ СОВЕТА МИНИСТРОВ СССР [Документ отправлен 30 мая 1960 г.]

Для работ по пп. 1-4 используется четырехступенчатый вариант ракеты-носителя на базе Р-7.

Головная организация -- ОКБ-1 ГКОТ, главный конструктор С.П. Королев.

5. Создать автоматические (беспилотные) космопланы для полетов к Луне, Марсу, Венере с возвращением на Землю с посадкой на заданном аэродроме (объект К) с использованием двигателей на новых химических источниках энергии, электрореактивных двигателей малой тяги (ядерно-плазменных, ионных и атомно-водородных) в варианте космоплана весом 10-12 т и в варианте весом до 25 т в 1965-1966 гг.

6. Разработать эскизный проект ракеты со стартовым весом 600 т с использованием двигателей на новых химических источниках энергии с целью осуществления полетов автоматических беспилотных аппаратов и космопланов к ближайшим планетам Солнечной системы с возвратом на Землю.

Головной исполнитель по пп. 5, 6 -- ОКБ-52, генеральный конструктор В.Н. Челомей.

Обязать ГКАТ (Дементьев, Челомей) совместно с другими исполнителями разработать и представить в ВПК комплексный эскизный проект ракеты-носителя и космоплана и провести необходимые исследования в 1962 г.

ВПК провести в двухмесячный срок экспертизу и дать предложения в Совет Министров.

7. Разработать и создать в 1960-1962 гг. на базе четырехступенчатого варианта ракеты Р-7 со стартовым весом порядка 300 т, а также на базе ракеты Р-9 ракету-носитель повышенной мощности для космических полетов за счет усовершенствования последних ступеней путем установки новых высокоэффективных двигателей. При этом обеспечивается выход на орбиты вокруг Земли объектов весом до 10 т и при второй космической скорости -- объектов весом до 3 т.

Это должно позволить в период до создания новых мощных ракет-носителей иметь данный вариант в качестве резервного с целью безусловного сохранения ведущего положения СССР в космических исследованиях и обеспечения запуска необходимых спутников и космических аппаратов.


Работы по усовершенствованию ракеты-носителя на базе ракеты Р-7 выполняются организациями ГКОТ и ГКАТ совместно с другими исполнителями по согласованному плану.

Срок разработки эскизного проекта и проведения необходимых экспериментальных работ -- 1961 г.

Головной исполнитель -- ГКОТ, главный конструктор С.П. Королев.

Обязать ГКОТ и ГКАТ (Руднев, Дементьев, Королев) совместно с другими исполнителями разработать и представить в ВПК эскизные проекты новых модификаций ракеты-носителя на базе 8К78 и ракеты Р-9 в 1961 г.


ВПК провести экспертизу и дать предложения в Совет Министров.
"Советская космическая инициатива в государственных документах 1946-1964 гг." стр.96-100, документ №27:
Цитата: undefinedПостановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР
«О создании мощных ракет-носителей, спутников, космических
кораблей и освоении космического пространства в 1960-1967 годах»
№715-296                                                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.
Г.С.Ветров"С.П.Королёв и его дело"
Цитата: undefinedВЫПИСКА ИЗ ПРОТОКОЛА СОВЕЩАНИЯ ГЛАВНЫХ КОНСТРУКТОРОВ ПО НОСИТЕЛЮ Н-1 [Совещание состоялось 23 сентября 1960 г. на космодроме]
Заключительное выступление С.П. Королева
***
8. Согласен с мнением М.В. Келдыша о дальнейшем усовершенствовании изделия 8К78 путем использования водорода на последней ступени, что позволит увеличить вес полезного груза до 8 т.
Г.С.Ветров"С.П.Королёв и его дело"
Цитата: undefinedПЛАН ДОКЛАДА Н.С. ХРУЩЕВУ [1964 г.]

I. Космические исследования Луны и ближайших планет -- Венеры и Марса автоматическими аппаратами в период 1964-1966 гг.

Тема Е-6 и вариант Е-7 -- искусственный спутник Луны (надо ли его также разрабатывать?).

Носитель 8К78М, схема выведения, пунктир, статистика и анализ пусков.

Краткий анализ работ, ведущихся в США  "Маринер", "Рейнджер", "Телстар").

Предложения

Необходимо составление комплексного плана работ по этой тематике, нужно пускать много больше изделий и объектов типа зондов и типа ЛМВ [Луна-Марс-Венера]. На 1965-1966 гг. нужно примерно 12-15 комплектов.

Пуски 1964-1965 гг. целесообразно отнести к экспериментальному типу отработки.

Нужно разработать вариант четырехступенчатого носителя на базе ракеты Р-7 на жидком водороде на блоках И и Л (см. значение этого мероприятия для целей отработки Н2 (водорода) и для темы "Союз").
Г.С.Ветров"С.П.Королёв и его дело"
Цитата: undefinedПРОТОКОЛЬНАЯ ЗАПИСЬ ВЫСТУПЛЕНИЯ
НА СОВЕЩАНИИ ГЛАВНЫХ КОНСТРУКТОРОВ
О ХОДЕ РАБОТ ПО ТЯЖЕЛОМУ НОСИТЕЛЮ Н-I [23 июня 1964 г.]

По проработкам ОКБ-1, при некотором форсировании двигателей I и II ступеней и использовании блока И на кислородно-водородном топливе ракета Р-7 в таком варианте обеспечивает вывод на орбиту 9,5 т полезного груза.
Бармин. Какой может быть стартовый вес новой Р-7?
Ответ. Примерно 340 т.
Мы эту цифру в Ваше отсутствие согласовали с т. Рудницким В.А.

Комментарий:
Все участники совещания, за исключением В.П. Глушко (о его позиции -- особо), единодушно поддержали ориентацию ОКБ-1 на использование водорода и реализацию варианта К как первоочередного. Особенность такой коллективной позиции четко определил в своем выступлении Н.Д. Кузнецов: "(...) Как только появятся водородные двигатели, будем их внедрять. Вариант К является для нас вынужденным в связи с безвыходностью положения. Основным вариантом можно было бы назвать ВЗ" (Там же, д. 3980, л. 12).

В связи с таким мнением особый смысл имеют выступления на совещании разработчиков водородных двигателей: с тягой 40 т -- А.М. Люльки, с тягой 7,5 т -- А.П. Елисеева (заместителя А.М. Исаева).

А.М. Люлька, в частности, отметил: "Еще в 1959 г. мы показали преимущество жидкого водорода в сравнении с другими ракетными горючими (...) С июля этого года мы будем испытывать газогенератор на газообразном водороде. В середине 1965 г. начнем испытывать на жидких компонентах. К 1967 г. мы сможем уже проработать 1,5-2 года по отработке двигателей и двигательных установок на стенде. Да, с водородом у нас, к сожалению, произошла задержка. Я поддерживаю предложение начинать с варианта К. ОКБ-165 полностью переключило свои силы на водородные двигатели. Возможности нашего завода нужно использовать в перспективе и с полной отдачей. Сейчас ГКАТ и ГКОТ сосредоточили свои силы на создании экспериментальной базы в НИИ-229 для отработки двигателей на жидком водороде. Сроки, представленные в докладе, очень напряженные, но мы имеем возможность с ними справиться и большого опоздания быть не должно" (Там же, д. 3980, л. 14).

Из выступления А.П. Елисеева по двигателю с тягой 7,5 т: "В настоящее время мы работаем с газообразным водородом. Газогенератор на газообразном водороде работает. Газогенератор с камерой сгорания работает на газообразном водороде по 7--8 с (больше не позволяют возможности стенда). За пару лет двигатели мы получим" (Там же, л. 17). Как и А.М. Люлька, он сделал упор на необходимых условиях для успеха: "По нашему двигателю с тягой 7,5 т такая возможность есть, но это будет сильно зависеть от строительства испытательных водородных комплексов в НИИ-229". Именно эти условия -- создание экспериментальной базы -- в НИИ-229 обеспечены не были. Все силы и средства были направлены на создание базы для отработки двигателей В.П. Глушко, предназначенных для ракеты УР-500 на компонентах АТ+НДМГ, неприемлемых, как признали многочисленные экспертные комиссии, для тяжелого носителя Н-I. Так была исключена возможность модернизации тяжелого носителя Н-I.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

http://www.militaryparitet.com/nomen/russia/space/rocketnos/data/ic_nomenrussiaspacerocketnos/6/
ЦитатаОКБ-1
11А58
На базе Р-7, проект. С водородной 3-й ступенью (блок «Н»)

http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/stati/vodor-clab.html
ЦитатаОтсутствие в СССР реального прогресса в таких отраслях, как криогенная техника, материаловедение и некоторые другие, неуверенность бюджетных монополистов в необходимости создания кислородно-водородных ступеней поначалу приводили к отставанию. Разработка отечественных водородных ЖРД получила существенное ускорение лишь после успеха американской ракеты "Атлас-Центавр". В этот момент сотрудники ОКБ-1, руководимого С.П. Королевым, серьезно взялись за проектирование высокоэнергетической третьей ступени для уже летавшего тогда носителя, получившего потом наименование "Союз".

Применив на этой ступени водород вместо штатного керосина, можно было увеличить массу ПР выводимую на низкую околоземную орбиту, более чем на 35-40%. Кроме того, такая ракета могла использоваться для запуска аппаратов на высокоэллиптические и геостационарные орбиты и к планетам. Выигрыш в массе ПР стал бы еще более значителен, нужда в четвертой ступени, которая обычно служила для этих целей в РН "Союз", отпадала.

ЖРД для кислородно-водородной ступени начал разрабатываться в двигательном отделе того же ОКБ-1. Инициатором работ был Мельников. Под его руководством несколько раньше проектировались кислородно-керосиновые двигатели для третьей ступени РН "Восток" и высокоэкономичный ЖРД замкнутой схемы для четвертой ступени РН "Союз" и другие двигатели.

В качестве одной из возможных нагрузок для будущей РН рассматривалась небольшая орбитальная станция. Она создавалась с широким использованием элементов и систем закладывавшегося тогда же корабля "Союз". Но высокоэнергетическая ступень для него не была доведена до стадии летного использования. Сделали лишь наземный стенд для проверки принципов создания кислородно-водородных ЖРД и ступеней, тренировки наземного персонала в обращении с водородным топливом.
А здесь рисунок http://cosmopark.ru/r7/11a58pr.htm
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

Г.С.Ветров"С.П.Королёв и его дело"
ЦитатаПРЕДЛОЖЕНИЯ ПО ОБЕСПЕЧЕНИЮ ПРОГРАММЫ ПИЛОТИРУЕМОГО ПОЛЕТА К ЛУНЕ (ПРОГРАММА Л-1) [9 сентября 1965 г.]

4. Работы ОКБ-1 и смежных организаций по осуществлению пролета около Луны, выполняемые по теме "Союз" на основе носителя типа  Р - 7  и вариантов специально облегченных кораблей 7К и разгонных  блоков   Н  и М, следует прекратить.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

28.11.2008 01:27:17 #3 Последнее редактирование: 24.01.2021 11:58:26 от Salo
http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/molodtsov/01/03.html
Цитата: undefinedC 1959 по 1961 год в ОКБ-1 в продолжение исследовательских работ шло проектирование нового корабля по теме «Север». Корабль «Север», получивший название 7К (по другим источникам 5К), массой около 9 тонн создавался как маневрирующий корабль. С его помощью планировалось отработать такие проблемы, как маневрирование на орбите, сближение и стыковка, управляемый спуск аппарата с аэродинамическим качеством. Аппарат представлял собой как бы переходную ступень от космического корабля «Восток» к кораблям следующего поколения, получившим впоследствии наименование «Союз», и состоял из спускаемого аппарата в виде фары, который без труда вмещал трех космонавтов в скафандрах, с аэродинамическим качеством и агрегатного отсека. Планировалось начать полеты «Севера» с IV квартала 1962 года. Однако до металла дело не дошло: в процессе разработки встретились непреодолимые трудности, да и "семерка" не смогла бы вытянуть его на орбиту.
Проблема в том, что хотели поднять ПН Р-7 до 9-10т, но не смогли. :(
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

Получается что в качестве единственного варианта увеличения ПН Р-7 до 10т ОКБ-1 рассматривало водородные третью и четвёртую ступени.
8К78 (Молния) уже летала в 60 году. Значит шесть тонн на НЗО уже было.
Интересно почему не рассматривался вариант с НК-9В на Блоке И?
Можно было использовать вторую ступень ГР-1.
У первых вариантов УИ был около 345с. Думаю 7,5т на НЗО получилось бы.
Вариант  с использованием РД-111 или четырёх НК-9В на ЦБ с увеличенным запасом топлива видимо не рассматривался. :(
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

Если бы использовали ещё и третью ступень многократного включения от ГР-1 в качестве КРБ на ССО и  отлётные траектории.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

LSD

когда я узнал о КК "Север" - для меня было загадкой - почему его масса 9 т. - чем его думали выводить??? теперь понятно - Королев уже тогда расчитывал на водород!
Тысячи путей ведут к заблуждению, к истине - только один. Ж. Ж. Руссо

Salo

29.11.2008 23:13:34 #7 Последнее редактирование: 24.01.2021 11:59:06 от Salo
http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/vetrov/korolev-delo/05-03.html
Цитата: undefinedРАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ "МОЛНИЯ" (8К78) И "СОЮЗ" (11А57)

15 января 1960 г. С.П. Королев подписал план разработки четырехступенчатого носителя, получившего позднее название "Молния". К 10 мая 1960 г. эскизный проект носителя был завершен.

Проект выполнили для запуска космического аппарата к Марсу, но конструкция была универсальной и могла обеспечить эксплуатацию носителя с космическими аппаратами различного назначения.

Во всех блоках новой ракеты использовались одни и те же компоненты топлива. Доработка наземного оборудования применительно к новой ракете проводилась так, чтобы сохранялась возможность использовать его в измененном варианте для двух- и четырехступенчатых носителей. По аэродинамической схеме новый носитель был близок к трехступенчатому носителю "Восток" (диаметр III ступени принят 2660 мм вместо 2580 мм).

Двигатели были заимствованы из предыдущих разработок: для I и II ступеней -- ракеты Р-7, для III ступени (блок И) -- ракеты Р-9.

IV ступень (блок Л) имела конструктивные особенности, обусловленные паузой между включением ее двигателя и выключением двигателя III ступени. Требовались система ориентации и стабилизации (СОИС) на время паузы и блок обеспечения запуска (БОЗ) для включения двигателя после паузы.

В состав IV ступени входили: блок Л, СОИС, БОЗ, отделяемый космический аппарат (КА), головной обтекатель, по форме аналогичный обтекателю "Востока".

Блок Л состоял из топливного отсека, однокамерного двигателя С1-5400 в кардановом подвесе и ферменного отсека. В топливном отсеке были два торовых бака, связанные между собой панелями. Расстояние между баками 600 мм. В связи с тем что блок Л подвергался в полете длительному воздействию солнечной радиации, топливные баки покрывались специальной теплоизоляцией.

Специальные сильфоны позволяли двигателю отклоняться на угол до 3° для управления по тангажу и рысканию. Для управления по крену имелись два сопла с тягой по 10 кг, работающие от газогенератора наддува бака горючего. Сопла крепились на нижнем днище бака горючего и могли отклоняться на угол до 45°.

На этом баке имелись восемь кронштейнов для крепления ферменного отсека, на котором размещались БОЗ (включающий систему поддувки ДУ перед запуском и систему гарантийного наддува гелием блока Л) и два пороховых ускорителя для создания предстартовой перегрузки. Здесь же размещались телеметрическая система, работающая на переходном участке, и аппаратура СОИС с источниками питания и кабельной сетью.

На блоке Л применили ЖРД, созданный в ОКБ-1 по новой, использованной впервые в нашей стране замкнутой схеме, которая позволила обеспечить эффективность, близкую к теоретической.

Схема полета четырехступенчатого носителя:

после окончания полета I ступени отделялись боковые блоки;

на 155-й секунде полета сбрасывался головной обтекатель;

по окончании полета II ступени включалась ДУ III ступени и после этого отделялась II ступень;

через 5-10 с вслед за этим отделялся переходный отсек III ступени (блока И);

по окончании активного участка III ступени отделялся блок И и начинался безмоторный полет IV ступени на переходном участке траектории по орбите ИСЗ;

через 69,4 мин безмоторного полета включались пороховые ускорители БОЗ, еще через 19с включалась ДУ блока Л и отделялся ферменный отсек;

по завершении активного участка IV ступени отделялся КА и включалась система разворота блока Л, предотвращающая его соударение с КА.

Рабочая эксплуатация носителя началась без общепринятой в ракетной технике предварительной отработки конструкции при летных испытаниях. Только первые две ступени были отработаны в ходе доводочных испытаний ракеты Р-7. Блок И нового носителя, заимствованный из конструкции ракеты Р-9, находился в самой ранней стадии отработки, а блок Л предстояло отработать на новом носителе. Такая ситуация сказалась на результатах пусков носителя "Молния". С 1960 по 1963 г. провели 14 пусков, из которых 11 были аварийными.

Только в трех пусках замечаний по носителю не было. При внимательном изучении аварийных исходов пусков обнаружились лишь отдельные дефекты, характерные для этапа отработки конструкций.

Первоначально система управления носителя имела две модификации в зависимости от типа КА: 1) для изучения Марса и Венеры; 2) для изучения Луны. Необходимая надежность носителя была достигнута после того, как приняли единую (первую) модификацию системы управления для всех типов КА.

Производство ракет-носителей было усовершенствовано путем максимальной унификации ракетных блоков трех- и четырехступенчатых модификаций. На носителе "Восток" блок Е был заменен блоком И с носителя "Молния". Такой трехступенчатый носитель, оснащенный системой аварийного спасения, получивший позднее название "Союз", предназначался для пилотируемых полетов начиная с "Восхода" и находится в эксплуатации по настоящее время. На первых ступенях "Союза" по сравнению с ракетой Р-7 был введен ряд усовершенствований.

Рассматривалась возможность использования носителя "Молния" для пилотируемого полета к Луне, ее облета и возвращения экипажа на Землю (вариант 8К78Л). 8 июля 1962 г. в ОКБ-1 были завершены проработки по этому варианту. Предполагалось оснастить III и IV ступени водородными двигателями.

АРКК, № 12209, 14188, 23814.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

05.12.2008 00:00:34 #8 Последнее редактирование: 24.01.2021 11:59:46 от Salo
http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/vetrov/korolev-delo/03-03.html#30
Цитата: undefinedПРЕДВАРИТЕЛЬНЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ ИССЛЕДОВАНИЯ ПЕРСПЕКТИВ РАЗВИТИЯ РАКЕТ ДАЛЬНЕГО ДЕЙСТВИЯ [1957 г.]

I. ВВЕДЕНИЕ

Целью настоящего отчета является исследование перспектив различных схем баллистических ракет дальнего действия (РДД).

В нем рассмотрены ракеты на различных компонентах топлива с двигательными установками различных схем, работающими с применением химической и атомной энергии, с различными весами полезной нагрузки.

Поскольку под полезной нагрузкой понимается совокупность заряда и конструкции головной части с теплоизоляционным покрытием и при этом от веса заряда и дальности полета меняются весовые характеристики полезной нагрузки, нами рассмотрены различные типы зарядов с разными весами.

Исследования носят предварительный характер и будут продолжены после выбора соответствующего типа ракет.

II. ДАЛЬНЕЙШЕЕ СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ РАКЕТЫ Р-7

Ракета дальнего действия Р-7 является первым образцом межконтинентальной баллистической ракеты. Проект ракеты разработан с учетом накопленного опыта работы конструкторских и научно-исследовательских коллективов по самой ракете, двигательным установкам, системам управления, измерения и ряду других систем.

При проектировании ракеты был сделан определенный шаг вперед в разработке схемы ракеты, ее отдельных составляющих агрегатов, систем и узлов в сравнении с разработанными ранее РДД, в связи с чем ракета Р-7 имеет более высокие характеристики.

Характерными в этом отношении являются некоторые показатели ракеты, приводимые в таблице в сравнении с ракетами Р-2 и Р-5М:



Вместе с тем далеко еще не исчерпаны дальнейшие пути совершенствования конструкции, повышения энергетических характеристик двигательной установки, применения новых схем ракет и др. Так, например, применение в конструкции ракеты Р-7 новых высокопрочных сплавов позволит облегчить вес ракеты (приведенный к центральному блоку) на 200-500 кг.

Введение новой системы синхронизации уровней и опорожнения на боковых блоках ракеты Р-7 позволит увеличить дальность полета ракеты примерно на 500 км.

Переход на основные компоненты для привода ТНА позволит облегчить вес ракеты (приведенный к центральному блоку) примерно на 500 кг.

Применение новой системы охлаждения двигателя и привода ТНА, работающей по замкнутому контуру, позволит повысить удельную тягу двигательной установки примерно на 15 ед. Применение диметилгидразина вместо керосина повышает удельную тягу двигательной установки на 10 ед.

Облегчение веса заряда боевой части дает существенный резерв для повышения дальности полета.

В соответствии с этими положениями рассмотрены различные схемы баллистических РДД, выполненные по схеме ракеты Р-7, с различными вариациями характеристик и схем двигательных установок и весов полезных нагрузок.

Ракета Р-7 -- с различными величинами полезных нагрузок.

Ракета Р-9 -- с повышенным на 10 ед. значением удельной тяги центральной двигательной установки за счет большего перерасширения сопла. Варьируется величина полезной нагрузки, снята система перекиси водорода.

Ракета Р-10-1 -- с применением новой схемы двигательной установки, в которой рабочее тело, охлаждающее камеру сгорания, доводится до температуры, близкой к температуре кипения при данном давлении, испаряется, приводит во вращение турбину, конденсируется и вновь поступает в охлаждающий тракт камеры сгорания. Это так называемый замкнутый контур охлаждения камеры и привода ТНА. В нем отсутствует расход компонента на привод ТНА, что дает повышение удельной тяги на 15 ед.

Ракета Р-10-2 -- та же, что и ракета Р-10-1, но с диметилгидразином вместо керосина. Удельная тяга выше на 10 ед.

Перечисленное выше семейство кислородных ракет является модификацией схемы ракеты Р-7 с сохранением ее стартового веса, тяги двигательной установки, аэродинамической схемы ракеты, схемы старта и мест стыковки с наземным оборудованием.


III. РАКЕТЫ ПО СХЕМЕ РАКЕТЫ Р-7 НА ВЫСОКОКИПЯЩЕМ ОКИСЛИТЕЛЕ

Наряду с кислородными ракетами рассмотрено семейство ракет на высококипящем окислителе АК-27 по схеме ракеты Р-7. В основу сравнения был положен принцип сохранения габаритов ракеты такими же, как у ракеты Р-7, с тем чтобы с незначительными доработками использовать стартовую систему. При этом возрастает стартовый вес новых вариантов ракеты.

Это:    ракета Р-9В -- аналогичная ракете Р-9;

            ракета Р-10В-1 -- аналогичная ракете Р-10-1;

            ракета Р-10В-2 -- аналогичная ракете Р-10-2.

Энергетические и весовые характеристики двигательных установок, положенные в основу расчетов для рассматриваемых схем ракет по типу Р-7 для кислородных и высококипящих окислителей, приведены в таблице. Эти же характеристики заложены и при рассмотрении схем ракет с поперечным делением.




IV. РАКЕТЫ С ПОПЕРЕЧНЫМ ДЕЛЕНИЕМ

Рассмотрены различные варианты ракет с поперечным делением при одноблочных баках I ступени. Для высококипящих окислителей варьировались начальные веса ракет, компоненты топлива и веса двигателей. Для сравнения проанализированы характеристики аналогичной схемы ракет на кислороде. Из сравнения видно, что характеристики схем ракет с поперечным делением несколько выше характеристик схем по типу ракеты Р-7. Это, кстати, вытекало и из наших предыдущих исследований по темам Н-3 и Т-1.

Однако при больших весах полезных нагрузок и больших дальностях полета подобные схемы ракет становятся нетранспортабельными или слишком длинными, если диаметр I ступени -- в пределах 3 м.

Для того чтобы избежать указанного недостатка, рассмотрены варианты ракет на кислороде с поперечным делением, в которых I ступень выполнена блочной с помещением одного из компонентов в центральный блок, а другого -- в боковые блоки. Кроме того, рассмотрены различные компоновки двигательной установки, когда каждый из двигателей размещен в отдельном блоке (вариант I) и когда все двигатели I ступени объединены в один блок (вариант II). Во втором случае упрощается схема коммуникаций, связывающих баки с двигателем, и разгружаются боковые баки от сжимающих сил.

Для подобного рода схем упрощаются как гидравлическая, пневматическая и электрическая схемы на борту ракеты, так и связь ракеты с Землей по сравнению с ракетой Р-7. Это дает определенные эксплуатационные преимущества.

V. РАКЕТЫ С АТОМНЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ

Рассмотрены схемы водородной и аммиачной ракет для различных энергетических и весовых характеристик двигательной установки.

При расчетах на основании имеющихся литературных источников принят пленочный характер кипения водорода при полете ракеты. Распределение тепловых потоков, идущих на прогрев и испарение водорода, принято исходя из имеющихся экспериментальных данных по кислороду.

Превышение давления на входе в насосы над давлением упругих паров водорода обеспечивалось соответствующим повышением давления наддува топливных баков.

Характер кипения водорода и распределение теплового потока на прогрев и испарение требуют экспериментального подтверждения. В связи с этим и параметры водородного варианта ракеты, приведенные в отчете, носят предварительный характер.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Наиболее достоверными можно считать данные по семейству кислородных ракет, выполненных по схеме ракеты Р-7.

По остальным схемам проведены самые предварительные исследования, и значения летно-тактических характеристик могут уточняться в пределах 5-10%, особенно по схемам ракет с атомной двигательной установкой и по блочным схемам с поперечным делением.

Однако на основании данных, приведенных в настоящем отчете, можно сделать выбор дальнейших направлений того или иного типа ракет.

Этот выбор целесообразно провести после тщательной проработки настоящего отчета всеми заинтересованными организациями.



АРКК, № 10804. Публикуется впервые, с сокращениями.



Исполнители документа: С.П. Королев, его заместители -- В.П. Мишин, К.Д. Бушуев, С.О. Охапкин, начальник проектного отдела С.С. Крюков, его заместитель С.С. Лавров, начальники проектных секторов ГГ.И. Ермолаев и Я.П. Коляко. В данном случае С.П. Королев выступал не как главный конструктор, а как один из участников коллективной работы. В публикуемом отчете приведены графики зависимостей дальности полета от начального веса ракеты, веса головной части, типа двигателя, а также конструктивные схемы ракет (при публикации опущены).

В отчете обобщены результаты проводившихся в ОКБ-1 с 1947 г. исследований перспективных направлений в ракетной технике.

Публикуемый документ сыграл заметную роль в развитии ракетной техники как определенный ориентир для всех участников работ в этой области.

Отчет был оформлен после двух совещаний, на которых С.П. Королев докладывал результаты проведенных в ОКБ-1 исследований. Совещания состоялись в один день -- 16 июля 1957 г. Первое из них -- совещание главных конструкторов -- было как бы генеральной репетицией перед обсуждением доклада С.П. Королева на правительственном уровне, чтобы снять возможные разногласия и наметить приоритеты (Там же, д. 1295, л. 46).

В.П. Глушко, касаясь новых проблемных вопросов по двигателю: запуска двигателя в пустоте, внедрения замкнутой схемы, исключения перекиси водорода, повышения удельной тяги, выразил готовность взяться за их решение и уверенность в успехе. Он также просил поставить перед правительством вопрос о создании промышленной базы для производства НДМГ и фтора.

Н.А. Пилюгин считал необходимым начинать работу по тяжелым носителям. С.П. Королев дополнительно подчеркнул необходимость проводить работу над проблемой хранения и производства кислорода.

Все участники совещания отмечали необходимость оформления доклада С.П. Королева в виде технического отчета и рассылки его в заинтересованные организации.

Во втором совещании, кроме главных конструкторов, приняли участие В.М. Рябиков (вел совещание), Г.Н. Пашков, К.Н. Руднев, А.Г. Мрыкин, Н.Н. Смирницкий (Там же, л. 56). В связи с последующей дискуссией по кислородным ракетам (см. с. 249) полезно обратить внимание на мнение А.Г. Мрыкина по докладу С.П. Королева: "Следует параллельно разрабатывать ракеты на высококипящем окислителе и кислороде. Мы не можем отойти от кислорода, так как имеем большой опыт" (Там же).

Резюме В.М. Рябикова: основная задача -- кислородная машина на 10-14 тыс. км. Он отметил, что в ближайшее время из числа представленных следует выбрать кислородный вариант и начинать с ним работу. Кстати, это пожелание В.М. Рябикова было вскоре реализовано в виде предложений по созданию кислородной ракеты Р-9 с поперечным делением (следует иметь в виду, что при этом был использован индекс ракеты, рассмотренной в публикуемом отчете, но имевшей иную конструктивную схему -- по типу ракеты Р-7).

Что касается тяжелого носителя, мнение В.М. Рябикова было положительным, но он высказал сомнение: "(...) удастся ли поднять все сразу". Он также считал, что ОКБ-1 может заниматься, если хватит сил, не только кислородными ракетами, но и ракетами на основе высококипящих окислителей.

17 октября 1957 г. публикуемый отчет был направлен во все заинтересованные организации.
В этом документе Р-9 -просто форсированный вариант Р-7.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

07.12.2008 12:31:51 #9 Последнее редактирование: 24.01.2021 12:00:22 от Salo
А здесь Р-9 уже тандем и появляется вариантР-7 с третьей ступенью:

http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/vetrov/korolev-delo/04-01.html
Цитата: undefinedО ПЕРСПЕКТИВАХ РАЗВИТИЯ КИСЛОРОДНЫХ РАКЕТ
[18 апреля 1958 г.]
В настоящее время производится экспериментальная отработка ракеты Р-7 (...) Несмотря на то что отработка еще не закончена, можно утверждать, что оправдались основные принципиальные положения, заложенные при разработке ракеты, двигателей, систем управления и наземного комплекса, а также измерительных средств и полигонного обеспечения Р-7.

Следует отметить перспективность выбранной схемы и исходных характеристик ракеты, и особенно большую мощность многокамерных двигателей, большой полетный вес ракеты при высокой весовой отдаче, а также использование высокоэффективного окислителя, каковым является кислород (...)

В настоящее время в известной степени распространено мнение, что жидкий кислород невыгоден для ракет, а использование его сопряжено с трудностями.

Это суждение ошибочно для ракет с большой дальностью полета, в частности для ракеты Р-7, по следующим причинам.

1. Применение жидкого кислорода для ракет с дальностью свыше 2000-3000 км всегда обеспечит большую дальность полета либо заданную дальность при значительно меньшем весе ракеты.

2. Производство жидкого кислорода экономически выгоднее производства окислителя на основе азотной кислоты (типа АК-27). Стоимость 1 т жидкого кислорода составляет 410 р., окислителя АК-27 -- около 1100 р. В дальнейшем стоимость АК-27 может быть снижена до 800 р. за 1 т за счет улучшения технологии массового производства, подбора более дешевого ингибитора и т.д. Одновременно при выработке жидкого кислорода специальной станцией при объекте его стоимость может быть снижена до 150-200 р. за 1 т.

3. Для производства кислорода не требуется специального сырья, а лишь электроэнергия, которая может быть получена либо от электростанций народного хозяйства, либо от передвижных электростанций.

4. Значительным преимуществом жидкого кислорода перед азотной кислотой является его нетоксичность -- безвредность для обслуживающего персонала и возможность производства на месте потребления.

5. С точки зрения готовности заправленной ракеты к пуску азотная кислота не обладает преимуществом перед кислородом (время, потребное для заправки окислителем (кислотой, кислородом), не превышает времени подготовки заправленной ракеты к пуску).

6. Параллельная заправка и подготовка не зависят от типа окислителя.

7. Заводы для производства жидкого кислорода могут быть сделаны подвижными. Заводы, производящие азотную кислоту, -- сложные, стационарные, комплексные сооружения.

8. Обстоятельством, делающим кислород неудобным в настоящее время в эксплуатации, является его высокая испаряемость, однако этот недостаток является лишь следствием чрезвычайной отсталости технических средств хранения жидкого кислорода в СССР. Потери кислорода при хранении и транспортировке могут быть снижены в 10 раз, а при применении обратной конденсации можно обеспечить хранение и транспортировку жидкого кислорода без потерь.

Надо отметить, что с производством жидкого кислорода для нужд ракетной техники дело обстоит совершенно неудовлетворительно.

В СССР в настоящее время производится 200 тыс. т жидкого кислорода в год, при этом заводы по производству жидкого кислорода и хранилища в основном расположены в западной части.

По имеющимся сведениям, в США на сегодня производится в несколько раз больше кислорода, при этом создан типовой подвижной, монтируемый на прицепе (перевозимый даже авиацией) завод с производительностью 20 т в сутки для производства жидкого кислорода на месте потребления.

Существующие планы производства кислорода на ближайшие 2-3 года не исправляют создавшегося положения, так как предусматривают лишь прирост мощностей. Железнодорожные хранилища имеются лишь в проектах.

Особенно плохо обстоит дело с сохранением жидкого кислорода при транспортировке. Вследствие технического несовершенства железнодорожных цистерн потери кислорода при транспортировке и хранении составляют от 4 до 5% в сутки.

Известно, что, применяя порошково-вакуумную изоляцию в цистернах или в хранилищах, можно снизить потери кислорода на испарение в 10 раз, т.е. до 0,5% в сутки.

В случае применения метода обратной конденсации можно практически свести потери на испарение к нулю, что, однако, несколько удорожает кислород, так как для работы установки требуется некоторое количество электроэнергии.

Кроме указанного способа, потери кислорода на испарение при длительном хранении можно компенсировать периодическим включением в работу передвижной кислородно-добывающей установки, что в ряде случаев может оказаться более выгодным.

Проведение указанных мероприятий позволит накапливать и хранить практически без ощутимых потерь такое количество кислорода, которое необходимо для эффективного использования ракет Р-7.

Для хранения запаса кислорода в емкостях с порошково-вакуумной изоляцией ракеты Р-7, с целью обеспечения ее боевой готовности, потребуется работа установки обратной конденсации, потребляющей в месяц около 60000 кВт электроэнергии.

Надо отметить, что научно-исследовательские и конструкторские учреждения кислородной промышленности практически не занимаются вопросами снижения потерь кислорода, а химическая промышленность не обеспечивает производство необходимых для этого материалов. Так, например, аэрогель, являющийся основным высококачественным теплоизоляционным материалом, производится в таких ничтожных количествах, что его не хватает даже для экспериментальных работ.

В настоящее время решение указанных задач в области кислородного машиностроения не обеспечивается фактическими возможностями научно-исследовательских, конструкторских и опытно-производственных организаций. Это прежде всего относится к ВНИИКИМАШ -- единственной в стране организации, призванной решать основные технические задачи развития и совершенствования кислородного машиностроения.

Создавшееся в настоящее время положение требует решения безотлагательных задач:

построить новые заводы;

провести научно-исследовательские и конструкторские работы, позволяющие в течение ближайшего времени обеспечить транспортировку и хранение жидкого кислорода практически без потерь;

разработать методы эффективного глубокого переохлаждения жидкого кислорода на месте производства в целях сокращения потерь в процессе наполнения и дальнейшей транспортировки.

В настоящее время начата разработка лунной ракеты (ЛР), представляющей собой новую модификацию Р-7 с добавлением III ступени. В этом случае Р-7 может использоваться как носитель ИСЗ и для более глубокого изучения космического пространства.


ПРЕДЛОЖЕНИЯ


В 1958 г. разработать план развития кислородной промышленности с учетом последних достижений и действительных потребностей ракетной техники.

Необходимо принять для производства новые типы оборудования для хранения и транспортировки жидкого кислорода с потерями на испарение не выше 0,5% с возможной компенсацией этих потерь.

Разработать в III квартале 1959 г. эскизный проект новой ракеты Р-9 на жидком кислороде со стартовым весом порядка 100 т. Комплекс Р-9 может быть разработан и испытан в течение 1959-1961 гг.

Проводить НИР по сверхдальним ракетам на новых химических топливах и с атомными двигателями.

Провести НИР, проектирование и экспериментальную разработку по новой сверхдальней ракете на жидком кислороде с весом полезной нагрузки 4-5 т, рассчитанной на достижение космической скорости 16 км/с.



АРКК, № 23783. Публикуется с сокращениями.



Докладная записка от 18 апреля 1958 г., подписанная С.П. Королевым, В.П. Глушко, М.С. Рязанским, Н.А. Пилюгиным, В.И. Кузнецовым, В.П. Барминым, направленная в адрес В.М. Рябикова, Д.Ф. Устинова, Р.Я. Малиновского, К.Н. Руднева, В.Д. Калмыкова.

Подготовке этого документа предшествовали события, которые могли отрицательно повлиять на дальнейшее развитие кислородных ракет, служивших базой для реализации космических программ. В августе 1956 г. на заседании Совета Обороны было принято решение о форсировании работ по межконтинентальным баллистическим ракетам без использования кислорода (Там же, д. 1285, л. 108).

В ОКБ С.П. Королева были проведены исследования, позволившие обосновать перепективную программу развития ракетной техники с использованием кислорода. Обсуждение этого вопроса на правительственном уровне состоялось 16 июля 1957 г. (Там же, д. 1295, л. 56). Были одобрены предложенные С.П. Королевым рекомендации, изложенные позднее в техническом отчете, направленном в правительство и главным конструкторам для детальной проработки.

В связи с поднятыми в документе вопросами была создана правительственная комиссия в составе Д.Ф. Устинова, М.В. Хруничева, Р.Я. Малиновского, К.Н. Руднева, П.В. Дементьева, В.Д. Калмыкова, Б.Е. Бутомы, Е.П. Славского, которая получила название "Комиссия по реализации указаний и предложений товарища Н.С. Хрущева" (Там же, л. 1676, л. 61).

Все предложения главных конструкторов, изложенные в публикуемом документе, были приняты и оформлены соответствующими указаниями этой комиссии, которая также поручила С.П. Королеву привлечь к работам по ЖРД специалистов авиационной промышленности (Там же). Именно на этом основании С.П. Королев начал сотрудничать с главным конструктором Н.Д. Кузнецовым, выдав ему ТЗ на разработку ЖРД для ракеты Р-9, а позднее -- для ракет 8К713 (ГР-1) и Н-1.
Ответственность за решение проблемы хранения кислорода взял на себя С.П. Королев и обеспечил завершение работ в кратчайшие сроки с результатами мирового уровня.

Такая инициатива, выходящая, вообще говоря, за рамки специализации ОКБ (случай в практике ОКБ не единичный), имела большое значение для реализации космических программ в нашей стране и рациональной организации работ в криогенной промышленности.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

ЦитатаПолучается что в качестве единственного варианта увеличения ПН Р-7 до 10т ОКБ-1 рассматривало водородные третью и четвёртую ступени.
8К78 (Молния) уже летала в 60 году. Значит шесть тонн на НЗО уже было.
Интересно почему не рассматривался вариант с НК-9В на Блоке И?
Можно было использовать вторую ступень ГР-1.
У первых вариантов УИ был около 345с. Думаю 7,5т на НЗО получилось бы.
Вариант  с использованием РД-111 или четырёх НК-9В на ЦБ с увеличенным запасом топлива видимо не рассматривался. :(
Видимо ответ здесь:


Получается, что НК-9В, как и НК-9 госиспытаний не проходил.
А НК-19 и НК-21 прошли госиспытания в октябре и декабре 1967 года.
Королёв, если был бы жив, мог бы добиться создания Блока И с НК-21, а Мишину уже было видимо не до этого.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

Кстати через 30 лет к этому варианту могли вернуться:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/209/41.shtml
ЦитатаВысотный сорокатонник НК-31

   Этот снабженный карданным подвесом двигатель разработан в начале 1970-х годов для четвертой ступени РКК Н-1-Л-3. Как следует из сопровождающей таблички, НК-31 имеет ресурс 1200 сек. Представленный экземпляр (№ М11501) проработал на стенде 1500 сек. Суммарная наработка ЖРД и его прототипа - 60350 сек. Двигатель обладает весьма современными параметрами и свойством «горячего» (без захолаживания) запуска.
   Неожиданностью стало высказанное на «Двигателях-2000» предложение об использовании НК-31 в качестве маршевого двигателя третьей ступени перспективного РКК «Ямал». До последнего времени в качестве безальтернативного варианта всех «союзовских» блоков «И» рассматривался четырехкамерный ЖРД разработки КБ химической автоматики (КБХА, г.Воронеж). Однако некоторые трудности, связанные с отработкой сравнительно миниатюрной камеры сгорания воронежского РД-0124, вынуждают рассмотреть возможность перехода на однокамерный вариант.
   Сейчас, на стадии окончания эскизного проектирования «Ямала», предложения по однокамерному ЖРД выглядят несвоевременными: «ЦСКБ-Прогресс» уже сориентировано на «четырехкамерник». «Однокамерность» подразумевает иную компоновку ступени, с возможным введением торового бака и установкой в его нише маршевого ЖРД. «Плывет» весь проект РКК, что требует серьезной переделки стартового комплекса.
   Однако в свете сложившегося положения, чтобы не топтаться на месте, КБХА предложило четыре варианта компоновки блока «И» с однокамерным двигателем. Наибольшего внимания заслуживает модификация с ВСН. В «сложенном» положении ЖРД выше четырехкамерного собрата лишь на 250-300 мм, что позволяет не делать торовый бак, а ограничиться удлинением блока «И» на соответствующую величину. Это не ведет к коренной ломке наземной инфрастуруктуры - можно лишь слегка изменить заправочные шланги да немного (и то, если потребуется) нарастить площадки обслуживания на стартовом сооружении. Добавим: в России выдвижной насадок пока применялся лишь на твердотопливных ступенях МБР.
   Интересен способ развертывания ВСН. Нынешний вариант «горячего» разделения ступеней «Ямала» позволяет ввести насадок только после включения ЖРД, что сложно и небезопасно с точки зрения динамики. Теперь предлагается несколько перекомпоновать двигательный отсек, жестко установив маршевый ЖРД и введя автономный рулевой двигатель с отдельным ТНА. Тяга «рулевика» невелика (4х300 кгс), но этого вполне достаточно для отработки программы тангажа - сильных возмущений на участке работы блока «И» практически нет...
   Сначала включается рулевой ЖРД, обеспечивающий отход от второй ступени и устойчивый и управляемый полет. Затем, через 6-7 сек, разворачивается ВСН, проверяется герметичность и запускается маршевый двигатель. После выхода его на режим сбрасывается хвостовой отсек. Получается «полугорячая» схема разделения, используемая сейчас на «Зените» и «Протоне».
   Все это позволяет перейти на однокамерный маршевый ЖРД оптимальной размерности, уйти от применения на нем кардана (облегчение конструкции) и решить задачу дросселирования (55-60% по ТЗ). «Рулевики» дают «дроссель» на 96% и глубже.
   Сейчас необходимо убедить ракетчиков, которые считают слишком сложным иметь на ступени два автономных ЖРД. Однако в принципе неважно, сколько используется двигателей и ка-ких - важно выполнить задачу. И камеры для «рулевиков», и подходящий ТНА можно подобрать из имеющейся номенклатуры.
КБХА уже демонстрировало на международных салонах однокамерный вариант РД-0124М с ТНА от четырехкамерного двигателя и камерой, взятой от ЖРД баллистической ракеты с подводным стартом. Однако он пока существует лишь в «полумакетном» исполнении.



Возможна альтернатива: применение на воронежском двигателе самарской камеры от НК-31. ТНА и газоподающий тракт с РД-0124 остается практически без изменений. Специалисты КБХА рассматривают этот вариант, хотя и он небезупречен: по удельному импульсу и удельной массе НК-31 уступает РД-0124.
   Это интересное решение имеет исторические корни. Так начинались все ЖРД третьих ступеней «семерки» - с камеры сгорания конструкции М.В.Мельникова (ОКБ-1) и ТНА конструкции С.А.Косберга (ОКБ-156). Четырехкамерный двигатель «Союза» возник путем сборки в блок четырех единичных (уже собственно воронежских) камер с общим ТНА.
   В принципе, предлагаемая схема позволяет в ряде случаев объединить третью ступень и разгонный блок. Все зависит от задач полета. Если требуется, например, вывести КА на солнечно-синхронную орбиту высотой порядка 1000 км, то основной участок можно пройти на маршевом двигателе, а высоту поднять на «рулевиках». Так работает «Зенит-2». При выходе на более высокую орбиту отрабатывается одно включение маршевого ЖРД, потом полет на «рулевиках», а затем - повторный запуск. Так работает «Циклон-3». На определенных орбитах такой режим дает выигрыш.
   Для достижения высоких орбит надо повторно включать маршевый ЖРД через
45 мин (в антиподной точке). Так долго тянуть на «рулевиках» нельзя - их обязательно надо выключать. Значит, для повторного включения нужны системы управления (СУ) и обеспечения запуска (СОЗ) - это уже прямая дорога к разгонному блоку. А ЖРД третьей ступени для него переразмерен...

НК-31 имеет карданный подвес. Пока он не нужен...
Если карданный подвес не нужен, то можно было использовать и НК-39.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

07.12.2008 14:18:36 #13 Последнее редактирование: 24.01.2021 12:00:48 от Salo
Был ещё один момент на 20 лет раньше, когда двигатели замкнутой схемы могли быть установлены на Блоке И:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/179/38.shtml
Цитата: undefined26 марта 1973 г. отказ от «Янтаря-1КФ» и создание комплекса «Янтарь-1КФТ» было узаконено Постановлением ЦК КПСС и Совета Министров СССР №182-63.

Разработка нового проекта однако стала неожиданно пробуксовывать. Военные заложили очень высокие требования по точности привязки, детальности съемки и ширине захвата. К тому же, прорабатывались варианты оперативной доставки части отснятой пленки в возвращаемых капсулах. Масса аппарата постоянно росла. Встал вопрос о носителе для «Янтаря-1КФТ».

Уже в 1972 г. в самом начале работы над 1КФТ стало очевидно, что ракета-носитель 11А511 или 11А511М не сможет вывести аппарат на орбиту. Поэтому уже в Постановлении N182-63 было предусмотрено создание новой модификации РН 11А511К. В 1975 г. в Центральном специализированном конструкторском бюро (ЦСКБ, так с 1974 г. назывался Филиал №3 ЦКБЭМ) были разработаны технические предложения по такой РН.

Интересный эпизод того времени. Как вариант носителя 11А511К в ЦСКБ стал прорабатываться носитель на новом типе топлива - циклине. Эту РН было решено создавать на базе РН 11А511У, поэтому она получила индекс 11А511У2. В необходимости разработке нового более грузоподъемного варианта «семерки» удалось убедить министра общего машиностроения С.А.Афанасьева. 5 июня 1975 г. он издал приказ №178 о создании РН на базе 11А511У с улучшенными энергетическими и эксплуатационными характеристиками. В 1976 г. в ЦСКБ были разработаны технические предложения и эскизный проект на модернизацию носителя 11А511У. Проведена оценка нескольких вариантов модернизации путем форсирования двигательных установок нижних ступеней, применения циклина на 3 ступени и установки двигателя 11Д58.
Однако в том же году на основании решения ВПК эта работа была исключена из планов ЦСКБ как слишком дорогостоящая и малоперспективная, а также в связи с проводимыми разработками в КБ «Южное» ракеты-носителя 11К77 «Зенит-2». Лишь в 1978 г. работы по «циклиновой» ракете удалось возобновить. 24 мая 1978 г. вышел новый приказ Афанасьева №189 «О модернизации ракеты-носителя 11А511У».Приказом вновь предусматривалось создание ракеты-носителя 11А511У2, на центральном блоке которой предполагалось применение циклина Однако энергетических возможностей любой модификации «семерки» уже не хватало.
Замечу, что НК-31 и НК-39 к этому моменту были готовы и лежали на складе. Но почему-то рассматривался вариант с четырьмя 11Д58. :roll:
Козлов не хотил дразнить Глушко?
Но в 1973 году Глушко ещё работал в Энергомаше.
Почему не использовали двигатель Кузнецова?.
Конечно однокамерный двигатель значительно длиннее. Но поскольку створки ХО Блока И всё-равно сбрасываются, этот недостаток не фатален. Да и раздвижные сопловые насадки к тому времени на РДТТ уже вовсю использовались.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

В крайнем случае можно было бы сделать четырёхкамерный двигатель, использовав четыре КС от РД-58М, а ТНА и газогенератор от НК-31. Сопла правда пришлось бы укоротить.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

01.07.2009 15:42:58 #15 Последнее редактирование: 24.01.2021 12:01:09 от Salo
Г.С.Ветров"С.П.Королёв и его дело"
Цитата: undefinedПРОТОКОЛЬНАЯ ЗАПИСЬ ВЫСТУПЛЕНИЯ
НА СОВЕЩАНИИ ГЛАВНЫХ КОНСТРУКТОРОВ
О ХОДЕ РАБОТ ПО ТЯЖЕЛОМУ НОСИТЕЛЮ Н-I [23 июня 1964 г.]

По проработкам ОКБ-1, при некотором форсировании двигателей I и II ступеней и использовании блока И на кислородно-водородном топливе ракета Р-7 в таком варианте обеспечивает вывод на орбиту 9,5 т полезного груза.
Бармин. Какой может быть стартовый вес новой Р-7?
Ответ. Примерно 340 т.
Мы эту цифру в Ваше отсутствие согласовали с т. Рудницким В.А.

Комментарий:

В связи с таким мнением особый смысл имеют выступления на совещании разработчиков водородных двигателей: с тягой 40 т -- А.М. Люльки, с тягой 7,5 т -- А.П. Елисеева (заместителя А.М. Исаева).

А.М. Люлька, в частности, отметил: "Еще в 1959 г. мы показали преимущество жидкого водорода в сравнении с другими ракетными горючими (...) С июля этого года мы будем испытывать газогенератор на газообразном водороде. В середине 1965 г. начнем испытывать на жидких компонентах. К 1967 г. мы сможем уже проработать 1,5-2 года по отработке двигателей и двигательных установок на стенде. Да, с водородом у нас, к сожалению, произошла задержка. Я поддерживаю предложение начинать с варианта К. ОКБ-165 полностью переключило свои силы на водородные двигатели. Возможности нашего завода нужно использовать в перспективе и с полной отдачей. Сейчас ГКАТ и ГКОТ сосредоточили свои силы на создании экспериментальной базы в НИИ-229 для отработки двигателей на жидком водороде. Сроки, представленные в докладе, очень напряженные, но мы имеем возможность с ними справиться и большого опоздания быть не должно" (Там же, д. 3980, л. 14).

Из выступления А.П. Елисеева по двигателю с тягой 7,5 т: "В настоящее время мы работаем с газообразным водородом. Газогенератор на газообразном водороде работает. Газогенератор с камерой сгорания работает на газообразном водороде по 7--8 с (больше не позволяют возможности стенда). За пару лет двигатели мы получим" (Там же, л. 17). Как и А.М. Люлька, он сделал упор на необходимых условиях для успеха: "По нашему двигателю с тягой 7,5 т такая возможность есть, но это будет сильно зависеть от строительства испытательных водородных комплексов в НИИ-229".
Что это за ракета? Если это Молния или Восход с водородным Блоком И (видимо Блок Н), то почему стартовая масса 340т? Как набежало 25-27 тонн при переходе на водород?. Блок Н  стартовой массой 50т?

Александр Шлядинский рисовал  два таких проекта 8К78Л и 11А58.
http://www.internetelite.ru/cosmopark/r7/8k78l.htm


Видимо разница состоит в том, что в первом случае пакет от Молнии, а во втором от Восхода?
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

Мне почему то кажется, что 7КЛ1 должен был стоять на 11А58, а на 8К78Л должен быть орбитальный блок в составе водородного блока М и КА. Или 8К78Л это вариант Молнии с водородным Блоком Л (Блок М)?
Александр, какие исходные данные использовались при создании чертежа?
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

Salo

Ветров. Королёв и его дело.
ЦитатаРАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ "МОЛНИЯ" (8К78) И "СОЮЗ" (11А57)

Рассматривалась возможность использования носителя "Молния" для пилотируемого полета к Луне, ее облета и возвращения экипажа на Землю (вариант 8К78Л). 8 июля 1962 г. в ОКБ-1 были завершены проработки по этому варианту. Предполагалось оснастить III и IV ступени водородными двигателями.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"

ratte07

Правильно ли я понимаю, что Л1 начал прорабатываться для 8К78Л? Или до корабля тогда дело не дошло?
Потому что другие солдаты - совершенно другие ребята...

Salo

Вроде бы сначала разрабатывался 7К Север. Под него планировалась 8К78Л с водородом на третьей ступени. Корабль должен был иметь массу 9т, а ракета выводить 9,5т на НЗО.
"Были когда-то и мы рысаками!!!"