Роль Челомея в космонавтике

[Дмитрий В.]

Ну, а здесь уже 18 двигателей:
16.10.1965г.

ПРЕДЛОЖЕНИЕ
ПО СОЗДАНИЮ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ
УР-700

Для решения задачи высадки экипажа на Луну с возвращением на Землю в США разрабатывается ракета Сатурн-5 (С-5), выводящая на низкую орбиту спутника Земли около 127 тонн полезного груза. Для решения той же задачи в Советском Союзе разрабатывается ракета Н-1 с выводом на орбиту около 90 тонн.

Помимо большой грузоподъемности С-5 имеет преимущество большей простоты по сравнению с Н-1, что повышает надежность, так как число двигателей в трех первых ступенях С-5 составляет лишь 11 шт. (5+5+1), против 44 шт. (30+8+6) у Н-1. По состоянию разработки С-5 находится далеко впереди Н-1.

Особую по важности проблему составляет обеспечение надежности ракеты Н-1. Серьезные опасения вызывает использование на борту Н-1 чрезмерно большого количества двигателей, доходящего до 50. Заложенная в проект система отключения двигателя в случае возникновения аварийной ситуации не гарантирует успех, так как в значительном числе случаев выход из строя двигателя сопровождается его разрушением, способным вывести из строя ракету. Наличие на борту 50-ти основных двигателей делает проблему надежности трудноразрешимой.

Изложенное показывает назревшую необходимость поиска другого пути решения полета на Луну, лучше решающего проблему надежности и приводящего к созданию ракеты, не уступающей основным техническим характеристикам американской С-5.

Таким путем является использование разработки ракеты «Протон» с последующим ее развитием. Ракета «Протон» в промежуточном двухступенчатом варианте и в основном трехступенчатом варианте обладает несколько большими стартовыми весами и способна вывести на орбиту спутника Земли несколько больший полезный груз, чем американские ракеты того же класса Сатурн-1 и Сатурн-1Б соответственно. При этом «Протон» выгодно отличается тем, что использует высококипящее топливо вместо трудно эксплуатируемых криогенных топлив (жидкие кислород и водород), а также в отличие от американских ракет может транспортироваться поблочно по железным дорогам. Это свидетельствует о значительном техническом преимуществе ракеты «Протон».

Выполненные в ОКБ-52 проработки показали, что при установке на двухступенчатой ракете «Протон» одной дополнительной ступени с 8 двигателями РД-270 тягой по 600 тонн каждый, разрабатываемыми в ОКБ-456, эта ракета-носитель выведет на орбиту вокруг Земли 120 тонн полезного груза. При этом на всех трех ступенях ракеты будет использоваться высококипящее топливо АТ+ДМГ. Такая ракета на базе «Протон» существенно более надежна, чем Н-1, так как на борту используется на 26 двигателей меньше, чем у Н-1, а именно, 8+6+4 + двигатели космических ступеней вместо 30+8+6 + двигатели космических ступеней. Кроме того, применение самовоспламеняющегося высококипящего топлива по всем ступеням также увеличит надежность ракеты, обеспечив безотказные пусковое зажигание, высотный запуск и упростив эксплуатацию.

Разработка двигателя РД-270 начата в ОКБ-456 по Постановлению ЦК КПСС и СМ СССР от 26 июня 1962 г. К настоящему времени разработан полный комплект технической документации, изготовлена оснастка нулевой очереди, и двигатель находится в производстве на опытном заводе ОКБ-456. Проводятся доводочные холодные и огневые стендовые испытания отдельных агрегатов. Завершается реконструкция стенда №2 ОКБ-456 для огневых испытаний двигателя.

При создании дополнительной ступени к «Протону» необходимо разработать лишь один новый унифицированный блок с одним двигателем РД-270. Этот блок будет иметь тот же калибр (4100 мм), что и центральный блок ракеты «Протон»; следовательно, изготовление его может быть организовано на заводе им. Хруничева с полным использованием оснастки, сварочных машин и стендового оборудования, применяющегося при изготовлении ракеты «Протон».

Стендовая горячая и огневая отработка этого блока может быть проведена автономно и, поэтому, достаточно быстро и надежно.

Транспортировка этого блока будет осуществляться так же, как и ракеты «Протон», т.е. ж.д. транспортом, и, вследствие этого на старте не нужно будет создавать больших заводских сооружений, которые необходимы для РН Н-1, имеющей в основе своей корабельную, а не блочную схему.

Для обеспечения высокой надежности и точности, необходимых при выведении РН УР-700 до второй космической скорости, целесообразно использовать для СУ УР-700 основные приборы и аппаратуру от ракеты Р-36, которые по степени отработки, надежности, точности и другим обеспечивают расчетные характеристики УР-700. Такая унификация приборов и аппаратуры от ракеты Р-36 помимо практической проверки, высокой надежности и точности сократит сроки разработки системы управления и сэкономит значительные средства, так как эти приборы и аппаратура уже проверены летными испытаниями и освоены в серийном производстве.

Предлагаемая РН УР-700 будет компактной: ее высота с учетом лунного корабля равна 60 м и диаметр 17 м (у Н-1 высота 105 м и диаметр 17 м). В отличие от Н-1 РН УР-700 допускает поблочную транспортировку всех ступеней по железной дороге.

Вес полезного груза, приходящийся на единицу веса незаправленной ракеты, для предлагаемой РН УР-700 больше, чем для Н-1, хотя УР-700 в отличие от Н-1 допускает поблочную железнодорожную транспортировку. За счет более тяжелого полезного груза и повышенного удельного веса топлива стартовый вес УР-700 больше, чем у Н-1, и составляет 4200 тонн вместо 2850 тонн.

Для РН УР-700 целесообразно построить стартовую позицию в непосредственной близости от стартовой позиции РН Н-1, используя при этом схему старта Н-1, ее основные проектные и конструктивные решения, штатную внешнюю энергетику, систему водо — и газоснабжения, систему связи, подъездные железнодорожные пути, грунтовые дороги, а также транспортно-установочный агрегат. Сборка ступеней ракеты и ее испытание могут проводиться в одном из пролетов монтажно-испытательного корпуса технической позиции Н-1.

Расчетно-конструкторские проработки показали, что на базе трехступенчатой ракеты-носителя УР-700 может быть обеспечен прямой полет космонавтов на Луну без каких-либо стыковок на орбитах вокруг Земли и Луны, путем использования на разгонной (4-й) ступени и тормозной (5-й) для посадки на Луну четырехкамерной сборки на базе фторо-аммиачного двигателя прототипа РД-301 (4x10 тонн), разрабатываемого в ОКБ-456.

Высокая удельная тяга, фактически достигнутая на этом двигателе при стендовых испытаниях (404 сек), и высокий удельный вес топлива (тот же, что для АТ+ДМГ) обеспечивают возможность осуществления наиболее простой и потому надежной схемы прямого полета на Луну.

При этом вторая космическая скорость может быть сообщена лунному кораблю весом 46 тонн. Лунные корабли ракет Сатурн-5 и Н-1 имеют вес 43 т и 37 т соответственно.

Работа по созданию дополнительной ступени с 8 двигателями РД-270 и ЛК на базе фторо-аммиачного двигателя прототипа РД-301 может вестись одновременно с летной отработкой «Протона» и осуществлением на ее базе облета Луны.

Ракета УР-700 таит в себе большие возможности дальнейшего усовершенствования. Так, при использовании на 3-ей ступени фтораммиачного топлива и двигателей РД-305 с тягой по 50 т, разрабатываемых в ОКБ-456, на орбиту спутника Земли может быть выведен полезный груз около 150 т, а вторая космическая скорость может быть сообщена кораблю весом свыше 50 т. При этом габариты 3-ей ступени останутся практически неизменными.

Когда в Советском Союзе будет освоено производство жидкого водорода, то использование этого горючего со фтором еще более повысит вес полезной нагрузки.

Таким образом, для решения задач полетов на Луну при интенсивной работе, начатой без промедления, к 1970 г. может быть создана тяжелая ракета УР-700 с характеристиками, превышающими американские (прямой полет на Луну), по более простой и надежной схеме, чем С-5 и Н-1.

Просим Вашего разрешения на выполнение эскизного проекта комплекса УР-700.

ЧЕЛОМЕЙ В.Н.

БАРМИН В.П.

ГЛУШКО В.П.
КУЗНЕЦОВ В.И.

[Штуцер]

Дмитрий В. написал:
 

Штуцер написал:
Жаль на фотке тексты не читаются.

Здесь вроде получше.

Дмитрий, есть какой то размер, за который можно уцепиться для масштаба? Я бы а автокаде образмерил Вашу фотографию чертежа

...
Вроде нашел, сейчас образмерю.

[Штуцер]

В части оценки перспектив Н-1 Глушко как в воду глядел. Абсолютно точный прогноз!

[Дмитрий В.]

Кстати, в письме Глушко Л.И. Брежневу 12.12.1966г. (http://epizodyspace.ru/bibl/glushko/izbran-rab-glushko/1/04.html) сравнивается сухая масса УР-700 и Н-1 (это для "любителей" смотреть в Википедию вместо документов):

а) сухой вес ракеты-носителя (265 т) почти такой же как у Н-1 (258 т);

[Дмитрий В.]

Имеет смысл полностью процитировать вышеупомянутое письмо, а также письмо от 19.07.1967 г. (после отмены проекта УР-700). В последнем письме Валентин Петрович приводит свой анализ причин всё более заметного отставания от США (монополизация работ по пилотируемой космонавтике в ОКБ-1 и, как следствие, его перегрузка):

12.12.1966г.

ЦЕНТРАЛЬНЫЙ КОМИТЕТ КПСС
маршалу Брежневу Л.И.

Для осуществления высадки космонавтов на Луну в США успешно разрабатывается ракета-носитель Сатурн-5 с космическим кораблем «Аполлон». Выполнение этого полета ожидается в 1968-69 гг. со значительной вероятностью завершения в 1968 г.

В СССР для решения этой задачи разрабатывается носитель Н-1 с космическим кораблем Л-3. В процессе выполнения этого проекта выявился ряд серьезных трудностей, из которых определяющей является задержка с разработкой надежных двигателей как для носителя, так и для космического корабля. Для трех ступеней носителя Н-1 и первой ступени корабля Л-3 двигатели разрабатываются в ОКБ-276 в течение длительного ряда лет (на тягу 40 т с 1959 г., на тягу 150 т с 1961 г.). За это время проведено около 600 пусков двигателей с тягой 40 т и около 300 пусков двигателей с тягой 150 тонн. Однако и в настоящее время процент аварийных пусков этих двигателей на стенде составляет 20-30%. Указанная статистика свидетельствует о том, что еще требуется значительное время для окончательной доводки двигателей, которое трудно оценить. Двигатели двух последних ступеней Л-3 (блоки И и Е) находятся в начальной стадии отработки.

В связи с изложенным возникает угроза того, что США первыми осуществят высадку двух космонавтов на Луну. В этом случае последующая посадка одного космонавта на Луну с помощью системы Н-1 — Л-3 может рассматриваться как свидетельство отставания СССР в соревновании с США в развитии ракетной техники.

Следует также отметить, что форсирование Сатурна-5, неоднократно проводившееся в США в последние годы, создало значительный разрыв в грузоподъёмности носителей Н-1 (проектная 95 т на орбите ИСЗ) и Сатурн-5 (около 130 тонн). Создание модифицированного носителя Н-1 на жидком водороде с грузоподъемностью 130 т и более фактически означает разработку новой ракеты.

Учитывая изложенное, группа главных конструкторов (Челомей, Глушко, Бармин, В.И.Кузнецов) год тому назад (от 15.10.65г.) внесла в министерство общего машиностроения предложение по разработке ракеты-носителя УР-700 с космическим кораблем ЛК-700, более успешно решающей задачи достижения Луны космонавтами и вопросы дальнейшего соревнования с США в освоении космоса.

Система УР-700 — ЛК-700 является дальнейшим развитием тяжелых ракетно-космических систем и выгодно отличается от Н-1 — Л-3 тем, что:
1.

Как на ракете-носителе, так и на лунном корабле ЛК-700 используются существующие, отработанные на стенде и летавшие двигатели с некоторыми доработками (с ракет УР-100 и «Протон»), находящиеся в серийном производстве;

2.

Позволяет вывести на орбиту искусственного спутника Земли 135 тонн на существующих двигателях и 145 тонн после завершения доводки двигателя РД-270 с тягой 600 тонн;

3.

Высокая грузоподъемность ракеты позволяет:

а) осуществить прямой полет на Луну и возврат с нее, без стыковок на орбитах, что упрощает конструкцию космического корабля, его системы управления и резко повышает надежность выполнения задачи;

б) совершить высадку на Луну двух космонавтов, вместо одного у Н-1 — Л-3, что существенно повышает безопасность экспедиции, так как позволяет космонавтам страховать друг друга;

в) осуществить при прямом полете посадку почти в любом районе Луны, в то время как у Н-1 возможна посадка лишь в районе экватора Луны;
4.

Ракета-носитель и лунный корабль ЛК-700 собираются из цилиндрических блоков — баков диаметров 4,1 м и 2 м, что позволяет использовать существующие на заводе им. Хруничева для производства баков «Протон» и УР-100 оснастку, сварочные машины и стендовое оборудование, стендовая горячая и огневая отработка этих блоков, на которых установлены двигатели, может быть проведена автономно;

5.

Все блоки ракеты транспортируются по железной дороге;

6.

Не требуется сборки, сварки и испытаний баков ракеты на месте старта;

7.

Несмотря на обеспечение транспортабельности по железным дорогам и примерно в полтора раза большую грузоподъёмность, конструктивное совершенство УР-700 -ЛК-700 значительно выше:

а) сухой вес ракеты-носителя (265 т) почти такой же как у Н-1 (258 т);

б) вес космического корабля ЛК-700, выводимого на орбиту вокруг Земли, составляет отвеса конструкции ракеты-носителя УР-700 50% при двигателях РД-253 (тяга 150 т) и 55% при двигателях РД-270 (тяга 600 т), против 37% у Н-1 — Л-3;

в) высота ракеты составляет 66 м вместо 105 м у Н-1 — Л-3, а максимальный диаметр (16 м) на 1 м меньше;

8.

Количество двигателей на ракете-носителе УР-700 для первого этапа: 24+12+3=39 шт., для второго этапа: 6+3+3=12 шт., против 30+8+4=42 шт. для Н-1 и 5+5+1=11 шт. для Сатурна-5;

9.

На всех ступенях УР-700-ЛК-700 используются высококипящие долгохранимые компоненты одного и того же топлива (азотный тетроксид и диметилгидразин), что упрощает эксплуатацию;

10.

Использование в дальнейшем фторо-аммиачных и фторо-водородных двигателей, находящихся в настоящее время в разработке в ОКБ-456 (РД-304, РД-350 и др.) открывает перспективу еще большего форсирования грузоподъемности ракеты.

Грузоподъемность УР-700, использующей высококипящее топливо, несколько больше, чем у Сатурна-5 на кислородно-водородном топливе. Кроме того, Сатурн-5 не может транспортироваться по железной дороге и вместе с космическим кораблем имеет высоту почти вдвое большую, чем УР-700 — ЛК-700 (112 м вместо 66 м).

Во исполнение приказа министра общего машиностроения т.Афанасьева С.А. от 20.10.1965г., выпущенного на основании упомянутого предложения, конструкторскими бюро тт. Челомея, Глушко, Сергеева, Бармина, Кузнецова выполнен предэскизный проект систем УР-700 — ЛК-700.

Представительная межведомственная экспертная комиссия, назначенная приказом министра т. Афанасьева от 17.09.1966г. подтвердила правильность технического решения системы УР-700 — ЛК-700 и ее характеристики, перечисленные выше в пунктах 1÷10.

Ракета УР-700 спроектирована таким образом, что практически полностью используется комплекс Н-1. Стоимость доработки наземного оборудования оценена экспертной комиссией в 24 млн. рублей.

Стоимость разработки ракеты УР-700-ЛК-700 значительно меньше, чем Н-1 — Л-3, поскольку используются отработанные двигатели, находящиеся в серийном производстве, оснастка и оборудование для изготовления УР-100 и «Протон», многие отработанные узлы и элементы системы управления с Р-36 и другие отдельные существующие системы. Эта стоимость ориентировочно оценена экспертной комиссией в 600 млн. руб.

Трудности, возникшие с разработкой Н-1 — Л-3, требуют принятия безотлагательных мер по созданию системы УР-700 -ЛК-700, существенно отличающейся большей грузоподъемностью и надежностью, сравнительной простотой технических решений, рядом эксплуатационных преимуществ и большей перспективностью.

Мероприятия для включения в проект Постановления по разработке УР-700-ЛК-700 представляются нами в Министерство общего машиностроения.

При безотлагательном принятии необходимых организационных мер, в том числе выходе в 1966 г. Постановления ЦК КПСС и СМ СССР по разработке УР-700 -ЛК-700, начало летных испытаний возможно в конце 1968 г., а высадка советских космонавтов на Луну может быть осуществлена в конце 1969 г.

Учитывая исключительную политическую и научно-техническую важность для Советского Союза достижения и освоения Луны советскими космонавтами, просим Вас поддержать наше предложение, обеспечивающее реальную возможность решить задачу государственной важности.

ЧЕЛОМЕЙ В.Н.

БАРМИН В.П.

КУЗНЕЦОВ В.И.

ИЗОТОВ С.П.

ЛИХУШИН В.Я.

ГЛУШКО В.П.

СЕРГЕЕВ В.Т.

КОНОПАТОВ А.Д.

ИСАЕВ A.M.

ПУХОВ В.А.



Арх.№2443 (107-118)



19.07.1967г.

МИНИСТРУ ОБЩЕГО МАШИНОСТРОЕНИЯ СССР
товарищу АФАНАСЬЕВУ С.А.

На запрос о рассмотрении проекта приказа по решению коллегии MOM от 7 июля 1967 г. и представлению по нему замечаний и предложений сообщаю:

Проект приказа составлен правильно, но желательно его дополнить. Основные и самые тяжелые по последствиям аварии систематически происходят с космическими объектами, разрабатываемыми ЦКБЭМ. Широкий контингент привлекаемых технических специалистов позволяет каждый раз определить отказ какого конкретно элемента конструкции объекта привел к аварии или катастрофе. Однако ограничиться мероприятиями лишь по устранению технических дефектов значит не вскрыть главной, основной причины систематических аварий, а, следовательно, иметь их и впредь.

Достаточно, например, посмотреть на исход летных испытаний всех четырех экземпляров ракет-носителей 11А511 с космическим кораблем 7К-ОК, чтобы убедиться в изобилии недоработок. Действительно, не останавливаясь на более мелких неполадках, следует отметить, что при пуске 28.11.66г. на орбите отказала СОУД — система ориентации и управления двигателем ориентации (перепутана полярность командных электроцепей) и неправильно сработала система СКДУ (ошибки в сборке), в итоге объект закрутился; при пуске 14.12.66г. из-за ошибки в электросхеме (не состыкованы системы САС и СУ) на старте сработала система САС, подожгла ракету, которая взорвалась и разрушила старт, выведя его из строя на полгода; при пуске 7.02.67г. на орбите не работал датчик ориентации, а при спуске корабля в плотных слоях атмосферы прогорело днище, и он затонул; наконец, при пуске 23.04.67г. сразу после выхода на орбиту не раскрылась одна из двух панелей солнечной батареи, что повлекло за собой отказ других систем и создало исключительные трудности космонавту в управлении кораблем. Преодолев эти трудности, В.М.Комаров проявил исключительное мастерство и в необычайно сложных условиях весьма точно повел вручную корабль на посадку. Отказ в работе парашютной системы не позволил кораблю благополучно приземлиться.

Таким образом, следует признать, что подготовка к полету космонавтов на кораблях 7К-ОК велась без должной серьезной отработки этого корабля на земле и в полете, что при каждом полете имели место серьезные ненормальности, каждый раз разные, и перед полетом космонавтов не было сделано ни одного нормального пуска корабля 7К-ОК. В этом причина катастрофы корабля 7К-ОК с космонавтом В.М.Комаровым!

Необходимо отметить, что в этом же плане несерьезной отработки ведутся летные испытания корабля Л-1 для облета Луны космонавтами. Если первый пуск этого корабля был сделан 10.03.67г. с нештатной системой ориентации, не давший нужных результатов, то при следующем пуске (8.04.67г.), из-за ошибки в электроподключениях при подготовке корабля Л-1, после вывода его на орбиту в результате неполадок он не мог быть запущен в сторону Луны.

В чем же причина столь несерьезной подготовки космических кораблей к летным испытаниям? Причина в том, что разработчик этих кораблей сконцентрировал у себя все основные разработки по космической тематике и из-за огромной перегрузки не в состоянии их глубоко проработать и отработать. Действительно, в ЦКБЭМ ведутся все разработки по пилотируемым кораблям — спутникам, по отработке сложной проблемы стыковки на орбите, по кораблям Л-1 облета космонавтами Луны, наконец, по десантной экспедиции на Луну на тяжелой ракете-носителе Н-1. Это помимо других работ, которые ведет ЦКБЭМ. Таким образом, вся основная космическая программа СССР возложена на ЦКБЭМ.

Эта монополия имеет и другую неприятную сторону, создает нетерпимость к техническим предложениям, исходящим от других ОКБ и уводит развитие отечественных ракетно-космических систем по неоптимальному пути. И это не все!

За последние годы США по ряду направлений обогнали СССР в освоении космоса, напр., достигли длительности непрерывного полета космонавтов по орбите ИСЗ до 14 суток, сделали много успешных сближений и стыковок на орбите, через 2-3 месяца пускают «Сатурн-5» и др. Нужно дать объяснение, почему мы, имея почти вдвое более тяжелые космические корабли, чем в США, и первые располагая ими, остановились на 5-суточном полете, выполненном В.Ф.Быковским еще в 1963 г.; почему мы, много лет работая для отработки стыковки на орбите, еще не приступили к ней; почему мы, обязавшись совершить облет Луны космонавтами к 50-летию Советской власти, непрерывно срываем свои графики. Наконец, почему накануне полета «Сатурн-5» грузоподъемностью на орбиту 130 тонн полезного груза, мы тщимся создать любой ценой ракету Н-1 с грузоподъемностью 75-95 тонн, сильно отстающую по готовности от «Сатурн-5» и не имеющую перспективу дальнейшего развития. (Предлагаемый ЦКБЭМ переход на жидкий водород связан не с модернизацией Н-1, а с созданием новой ракеты).

Наши отставания от США в освоении космоса являются следствием огромной перегрузки ЦКБЭМ, на которое фактически возложено состязание с США.

Монополия ЦКБЭМ на всю основную космическую программу СССР и как следствие многотемность, вызывающая распыление сил и внимания, перегруженность, препятствующая достаточно качественной разработке объектов — вот главная причина нашего отставания от США, которое с каждым годом усугубляется, причина систематического срыва устанавливаемых сроков наших разработок, причина разрушения ракет, старта и гибели космонавта.

Без решения этого главного вопроса всё по существу останется по-прежнему.

Нецелесообразно снимать с ЦКБЭМ и передавать другому ОКБ космические корабли-спутники («Союз»), отработку стыковки на орбите, над которыми уже много лет ведется работа. Также нецелесообразно за несколько месяцев до 50-летия Советской власти возвращать ОКБ-52 снятую с него в 1965 г. им предложенную и начатую разработку корабля для облета Луны. Но для того, чтобы дать возможность ЦКБЭМ справиться с этими работами, необходимо освободить его от сложного и неперспективного проекта полета на Луну на Н-1 -Л-3. Трудность отработки надежных двигателей с потребной удельной тягой для всех ступеней этой системы, необходимость стыковки на окололунной орбите, в то время как мы до сих пор не можем начать отработку стыковки хотя бы у Земли, крайняя ограниченность по весам, ставящая под сомнение возможность высадки на Луну двух космонавтов, и авантюрность высадки только одного космонавта, чреватой гибелью космонавта, сильное отставание в разработке этой системы по сравнению с США, бесперспективность H-1-Л-3 для дальнейшего использования в освоении Луны и планет, все это вынуждает в конце концов пересмотреть принятое ранее решение в отношении этой системы.

Предложение, внесенное в ЦК КПСС десятью ведущими работниками ракетно-космической техники в конце 1966 г. по разработке ракетно-космической системы УР-700-ЛК-700, до сих пор не получило должной поддержки, а длительно подготавливаемый проект постановления предусматривает разработку лишь эскизного проекта. В то же время УР-700-ЛК-700 лишено всех недостатков Н-1 — Л-3, именно, базируется на летавших надежных двигателях, использует оснастку для изготовления баков летавших ракет УР-500 и УР-200, обеспечивает прямой полет на Луну двух космонавтов и прямой возврат на Землю без всяких стыковок на орбитах, выводит на орбиту спутника Земли 135 тонн полезного груза, обеспечивает перспективу дальнейшего освоения Луны и планет, несколько превосходя американскую систему «Сатурн-5» — «Аполлон». Не говоря уже об эксплуатационных преимуществах УР-700-ЛК-700, именно, использование только высококипящих компонентов топлива, транспортабельность по железным дорогам, отсутствие необходимости в заводе изготовителе крупных частей ракеты на старте и др.

Следует наконец признать, что Н-1 — Л-3 неконкурентноспособно с «Сатурн-5» — «Аполлон» ни по техническим данным, ни по срокам готовности к выполнению задачи. В связи с этим ничем не может быть оправдана дальнейшая задержка с разработкой УР-700-ЛК-700. Рассчитывать на чудеса не приходится, поэтому срок, потребный для решения задачи высадки космонавтов на Луну, короче для более простой и надежной системы УР-700-ЛК-700, чем для Н-1 — Л-3. Но нужно развернуть работы по УР-700-ЛК-700, не теряя больше времени.

Сохранение монополий ЦКБЭМ и отклонение проекта УР-700-ЛК-700 на многие годы предопределит дальнейшие срывы, подчас с трагическим исходом, и усугубит нарастающее отставание СССР от США в ракетно-космическом состязании.

Академик  ГЛУШКО Арх.№2230 (27-31)

[Штуцер]

Дмитрий В. написал:
а) сухой вес ракеты-носителя (265 т) почти такой же как у Н-1 (258 т);

Что странно...
Недостаток ненесущих баков с одной стороны - многососисочность с другой?
В плюс УР-700 более низкие рабочее давление и меньший вес двигателей?

УР-700 с размерами:

[Дмитрий В.]

Штуцер написал:
Что странно...

Ничего странного - достаточно сравнить стартовые массы УР-700 и Н-1: 4823 против 2750 т.

[Штуцер]

Вот еще интересный вопрос.
Каков процесс сверхзвукового обтекания в этих зонах (красным)? Полутруба, заканчивающаяся конусом.
Были ли продувки в аэродинамической трубе?

[Дмитрий В.]

Штуцер написал:
Вот еще интересный вопрос.
Каков процесс сверхзвукового обтекания в этих зонах (красным)? Полутруба, заканчивающаяся конусом.
Были ли продувки в аэродинамической трубе?

Да вообще жесть: куча зон интерференции с нехилым локальным нагревом и местными сопротивлениями. Насчёт продувок даже не знаю. Наверняка должны были что-то дуть, но на каких скоростях?

[Штуцер]

Раз до динамического макета дошло, то и в сверхзвуковой трубе макетик могли дунуть.

[Старый]

Штуцер написал:
В части оценки перспектив Н-1 Глушко как в воду глядел. Абсолютно точный прогноз!

Лучше бы он оценивал перспективы собственных изделий. Например Энергии.

[Старый]

Штуцер написал:
 

Дмитрий В. написал:
а) сухой вес ракеты-носителя (265 т) почти такой же как у Н-1 (258 т);

Что странно...
Недостаток ненесущих баков с одной стороны - многососисочность с другой?
В плюс УР-700 более низкие рабочие давление и меньший вес двигателей?

Ничего странного - у Н-1 реальный вес, у УР-700- обещанный.

[Штуцер]

Старый написал:
Лучше бы он оценивал...

Ну ладно, согласись, нечастый пример правильного прогноза.
Ты то у нас силен задними предвидениями.

[Вернер П.]

Дмитрий В. написал:
А вот и продолжение (там же):
Такая ракета на базе УР-500 существенно более надежна, чем Н-1, так как на борту используется на 25 двигателей меньше, чем у Н-1, именно,  9+6+4  + двигатели космических ступеней, вместо 30+8+6 + двигатели космических ступеней. 

ГЛУШКО

Глушко "забыл" упомянуть что у моноблочных ракет (Н-1 и С-5) возможно организовать резервирование двигателей.
У УР-700 отказ любого двигателя = отказ ракеты

[Старый]

Дмитрий В. написал:
 

Штуцер написал:
Вот еще интересный вопрос.
Каков процесс сверхзвукового обтекания в этих зонах (красным)? Полутруба, заканчивающаяся конусом.
Были ли продувки в аэродинамической трубе?

Да вообще жесть: куча зон интерференции с нехилым локальным нагревом и местными сопротивлениями. Насчёт продувок даже не знаю. Наверняка должны были что-то дуть, но на каких скоростях?

Скорее всего на сверхзвуке вся эта чюда будет обтекаться как единое тело.

[Старый]

Компонуя её очевидно на это и рассчитывали.

[Дмитрий В.]

Старый написал:
 

Штуцер написал:
В части оценки перспектив Н-1 Глушко как в воду глядел. Абсолютно точный прогноз!

Лучше бы он оценивал перспективы собственных изделий. Например Энергии.

До "Энергии" было ещё 10 лет.

[Дмитрий В.]

Старый написал:
 

Штуцер написал:
 

Дмитрий В.  написал:
а) сухой вес ракеты-носителя (265 т) почти такой же как у Н-1 (258 т);

Что странно...
Недостаток ненесущих баков с одной стороны - многососисочность с другой?
В плюс УР-700 более низкие рабочие давление и меньший вес двигателей?

Ничего странного - у Н-1 реальный вес, у УР-700- обещанный.

Да уж, для Н-1 обещанный был 130 т. В ОКБ-1 сидели те ещё обещалкины.

[Дмитрий В.]

Плейшнер написал:
 Глушко "забыл" упомянуть что у моноблочных ракет (Н-1 и С-5) возможно организовать резервирование двигателей.
У УР-700 отказ любого двигателя = отказ ракеты

При ВБР кузнецовских движков в то время 0,7-0,8 - это несильно спасало.

[Штуцер]

Плейшнер написал:
Глушко "забыл" упомянуть что у моноблочных ракет (Н-1 и С-5) возможно организовать резервирование двигателей.У УР-700 отказ любого двигателя = отказ ракеты

От дал под штангу!
У С-5 резервирование (1 из 5)
А у УР-700 нет что ли? (1-2 из 9)