Н-1

Да, но что, водородник всего на 30% больше выводит? ещё и при большей стартовой массе?..

avmich>Да, но что, водородник всего на 30% больше выводит? ещё и при большей стартовой массе?..

Да Н-1 вообще ничего не вывела 95 тонн - это бумажные данные, не более того. Да и удельный импульс первой ступени Н-1 был зело хорош по тем временам, да и не только по тем.

Письма то от меня доходят?

avmich>>Да, но что, водородник всего на 30% больше выводит? ещё и при большей стартовой массе?..

Streamflow>Да Н-1 вообще ничего не вывела 95 тонн - это бумажные данные, не более того. Да и удельный импульс первой ступени Н-1 был зело хорош по тем временам, да и не только по тем.

Вы путаете НК-15, которые стояли на построенных Н-1 и НК-33, которыми все сейчас восхищаются.

Streamflow>>Да Н-1 вообще ничего не вывела 95 тонн - это бумажные данные, не более того. Да и удельный импульс первой ступени Н-1 был зело хорош по тем временам, да и не только по тем.

Б.г.>Вы путаете НК-15, которые стояли на построенных Н-1 и НК-33, которыми все сейчас восхищаются.

Жидкостно-ракетный двигатель НК-33 являлся модификацией НК-15 с существенно повышенной надежностью и эффективностью. Применялся в качестве двигателя 1-й ступени модифицированной ракеты-носителя Н-1.
История СНТК им. Н.Д. Кузнецова

После четвертого неудачного старта на осень 1974 г. был запланирован пятый запуск (экземпляра 8л). Ракета значительно потяжелела, но у конструкторов не было сомнений в том, что доведенная 1-я ступень больше взрываться не будет. Двигатели были заменены: вместо НК-15 первой ступени - НК-33; вместо НК -15В второй ступени - НК-43; вместо НК-9В третьей ступени - НК -31. Все новые двигатели были модификациями предшественников, имели возможность многоразового применения, повышенные ресурс, надежность и эффективность. Однако, из-за закрытия программы 5-й запуск уже не состоялся. Официальном поводом закрытия испытаний явилось отсутствие тяжелых полезных нагрузок, соответствующих грузоподъемности носителя.
Программа Н-1

Джентльмены! Есть ещё одна версия, почему на Н-1 ненесущие баки. У неё надо было разместить эти 30 двигателей, из за этого диаметр нижней части получался очень большим. Поэтому ракета могла иметь только коническую форму. А сделать несущие баки конической формы куда как труднее. Поэтому конструкторы быстро уговорили себя, что лучшая форма для бака это сфера, а о весе несущих конструкций предпочли забыть.

Старый>Джентльмены! Есть ещё одна версия, почему на Н-1 ненесущие баки. У неё надо было разместить эти 30 двигателей, из за этого диаметр нижней части получался очень большим.

Поэтому они разместили 24 двигателя только по периметру, оставив огромное не занятое ничем дно, а когда не хватило тяги, поставили в центре еще 6? Это пример того, как нельзя проектировать ракеты.

Подробности надо?
evgen2002>Конечно! Спасибо заранее! EVGEN2002

По справочнику "Двигатели 2000" (с)
РД-270 создавался с 1962г для первых и вторых ступеней УР-700. В двигателе два ТНА: один с окислительной турбиной и насосом подачи окислителя, второй с восстановительной турбиной и насосом горючего. Управление вектром тяги за счёт качания в одной плоскости на ±8 град.
На моделях и специальных стендах были отработаны все узлы двигателя. Огневые испытания проводились с октября 1967г по июль 1969г. Всего проведено 27 испытаний 22 двигателей.Три двигателя испытывались повторно, один - трижды. Все испытания были кратковременными. Испытания показали реальность создания двигателя по схеме "газ-газ". Все работы были прекращены в третьем квартале 1969г в связи с закрытием разработки УР-700. Топливо АТ-НДМГ.
ТТД:
Тяга у земли - 640т (6272 кН)
в вакууме - 685т (6713 кН)
УИ у земли - 301 с
в вакууме - 322 с
давление в камере - 26.1 МПа
соотн. компонентов - 2.67
масса - 3370 кг
диаметр - 3300 мм
длина - 4850 мм

От себя. Лет десять назад в Спейсфлайте была статья про этот двигатель, там же интервью с его разработчиками. Но счас я не помню где её найти.
Интересно ещё сравнить с американским Ф-1. Удельные параметры РД-270 значительно выше. Масса почти в 2.5 раза меньше, диаметр меньше, УИ выше на 35/20 сек. Правда у нашего тяга меньше на 10/15%.

varban>Я такое (ограничение по габаритам транспортировки) слышал 12 апреля 1986 года в музее ГДЛ. Знатное сборище получилось, все зубры Глушко (и он сам) были там.
varban>К сожалению, Чертока я не читал
varban>Так, кусками только

А я все его тома прочитал совсем недавно, и после этого вышел на форумы журнала Новости Космонавтики, и немного сюда

Старый> Торможение блоком Д производится почти до самой посадки, почти до нулевой скорости. Уже над самой поверхностью блок Д отбрасывается и окончательное торможение и посадка происходит на блоке Е.

Блок "Е" там тоже хитрый был ибо основной двигатель был задублирован, и похоже должен был при нормальном функционировании основного быть всю экспедицию мертвым грузом... Или нет?

2muxel

Михаил, Вы мое письмо 8 октября получили?

varban>Баки Н-1 сделали вкладными не из-за проблем со сваркой, а из-за проблем с транспортировкой.

Ну, если верить проектировщикам, за счет сферической формы им удалось достичь почти такого же весового совершенства, что и при несущих баках.

А худшие характеристики Н-1 по сравнению с С-5 объяснялись не этим, а двигателями, отсутствием водорода на верхних ступенях и большей широтой старта...

Да уж, по стартовой массе Н-1, как бы это сказать помягче, спокойно на С-5 поглядывала...

Ха, а вон Вэйд говорит - максимальная Н-1 была 2700 тонн, С-5 - 3000 тонн... при этом тяга Н-1 больше... это они что. недозаправляли? Да и как-то непонятно, при схожей ПН керосиновая ракета потяжелее бы должна быть керосин-водородной...

Парадокс, однако?

varban>>Баки Н-1 сделали вкладными не из-за проблем со сваркой, а из-за проблем с транспортировкой.

Б.г.>Ну, если верить проектировщикам, за счет сферической формы им удалось достичь почти такого же весового совершенства, что и при несущих баках.

Почти, это о чем-то говорит. Да и сравнивали, наверняка, с семеркой, ракетой совсем другой размерности.

Б.г.>А худшие характеристики Н-1 по сравнению с С-5 объяснялись не этим, а двигателями, отсутствием водорода на верхних ступенях и большей широтой старта...

Удельный импульс двигателей первой ступени был гораздо выше, чем у Сатурна-5. Другое дело, размерность и не доведенность.

О широте Тюратама что-то 12 апреля 1961 не вспоминали. Нужно жить южнее, или применять аэрокосмические носители

Ну, водород, само собой.

А пять лишних двигателей из тридцати просто так - это как?

avmich>Ха, а вон Вэйд говорит - максимальная Н-1 была 2700 тонн, С-5 - 3000 тонн... при этом тяга Н-1 больше... это они что. недозаправляли? Да и как-то непонятно, при схожей ПН керосиновая ракета потяжелее бы должна быть керосин-водородной...

avmich>Парадокс, однако?

Никакого парадокса. Массы приведенной к одним условиям полезной нагрузки, примерно, H-1 - 95 т, Сатурн-5 - 125 т.

О стартовой тяге я уже писал чуть выше - огромное донное сопротивление.

muxel>Блок "Е" там тоже хитрый был ибо основной двигатель был задублирован, и похоже должен был при нормальном функционировании основного быть всю экспедицию мертвым грузом... Или нет?

Даигатель на блоке Е на ЛК был действительно задублирован, для такой системы это было строго, для такой системы посадки иначе было нельзя. Вообше именно из-за таких резервирований топлива на ЛК было всего на несколько секунд маневрирования, что нминус. Поэтому появлялись идеи использовать Луноходы, выбрасывать запасной аппарат где-нибудь недалеко и.т.д.
К плюсам ЛК надо отнести то, что все испытания на орбите он прошёл без замечаний. Один из этих ЛК кажеться до сих пор вращаеться на орбите. Но когда его испытывали всем уже было понятно, что на Луну ЛК не полетит.

Какая прелесть тяга к массе - почти 200, хороший импульс, и это - в 60-е... Старый, ты точно не заливаешь? а то смотри, какой одноступенник на 500-600 тонн вышел бы... судя по, например, astronautix.com/stages/titan21.htm -

Gross Mass: 117,866 kg. Empty Mass: 6,736 kg. Thrust (vac): 221,506 kgf. Isp: 296 sec. Burn time: 139 sec. Propellants: N2O4/Aerozine-50 Isp(sl): 258 sec. Diameter: 3.1 m. Span: 3.1 m. Length: 22.3 m. Country: USA. No Engines: 2. LR-87-7 Status: Hardware.

а также по его движкам -

Thrust(vac): 110,753 kgf. Thrust(vac): 1,086.10 kN. Isp: 296 sec. Isp (sea level): 258 sec. Burn time: 139 sec. Mass Engine: 713 kg. Diameter: 1.5 m. Length: 3.1 m. Chambers: 1. Chamber Pressure: 47.00 bar. Area Ratio: 9.00. Oxidizer to Fuel Ratio: 1.90. Thrust to Weight Ratio: 155.33. Country: USA. Status: In Production. First Flight: 1964. Last Flight: 1998. Flown: 38. Comments: Version of LR-87-5 used on Gemini launch vehicle.

- вполне можно добиться нужного массового совершенства...

Старый>Подробности надо?
Еще раз спасибо! EVGEN2002.

Старый>Джентльмены! Есть ещё одна версия, почему на Н-1 ненесущие баки. У неё надо было разместить эти 30 двигателей, из за этого диаметр нижней части получался очень большим. Поэтому ракета могла иметь только коническую форму. А сделать несущие баки конической формы куда как труднее. Поэтому конструкторы быстро уговорили себя, что лучшая форма для бака это сфера, а о весе несущих конструкций предпочли забыть.

Сэр! Все, что Вы написали - туфта полная. Несущие баки конической формы делаются так же просто, как и цилиндрические - на гибочном станке. А вот сферические надо штамповать, что не просто, да потом варить из кусочков. Причина одна, проста и давно объявлена: несущие баки для обеспечения устойчивости от сжатия должны иметь значительную толщину гладкой оболочки, либо хим.фрезерованной вафельной - по сварным швам все равно оставляется гладкая оболочка. В то время варить толщины 40-50 мм и более не умели (даже для Энергии это была проблема еще та), а сферическая оболочка требует толщины в два раза меньше, чем конус или цилиндр, при любых условиях, а поскольку еще и не работает на сжатие, то варить потребовалось совсем приемлемую толщину. Внешняя оболочка ступени, выполненная в виде клепаной каркасной конструкции, воспринимает сжатие от верхних ступеней, а сварная оболочка баков работает только на внутреннее давление. Это был тот компромисс требования минимального веса с возможностями технологии, без которого ничего бы не получилось. А насчет "конструкторы быстро уговорили себя, что лучшая форма для бака это сфера, а о весе несущих конструкций предпочли забыть" - почитайте Чертока, где он пишет про борьбу за вес в проекте Н1-Л3. Старый, там даже не специалисту будет понятно. Почитайте, как-нибудь, ладно?

VK>Сэр! Все, что Вы написали - туфта полная.

Благодарю Вас, сэр, за лестную оценку!

VK>Несущие баки конической формы делаются так же просто, как и цилиндрические - на гибочном станке.

Речь шла не о технологических проблемах, а какраз о распределении нагрузок. Стенки конических баков кроме нагрузок на сжатие испытывают ещё и нагрузки на сдвиг, а это не одно и то же.

VK>Причина одна, проста и давно объявлена: несущие баки для обеспечения устойчивости от сжатия должны иметь значительную толщину гладкой оболочки, либо хим.фрезерованной вафельной

Сэр, вы не хуже меня знаете, что устойчивость от сжатия обеспечивается давлением газа наддува. Вы прекрасно знаете, что в некоторых ракетах стартовой массой 200 тонн баки делают из фольги и им пофигу. Толщина стенок тут вообще не при чём.

VK>по сварным швам все равно оставляется гладкая оболочка.

Сварные швы не испытывают усилий на разрыв от продольных нагрузок. Продольные швы испытывают нагрузки только от давления газа наддува, а поперечные испытывают нагрузки на сжатие. Так что делать там особо толстую оболочку ни к чему.

VK>В то время варить толщины 40-50 мм и более не умели (даже для Энергии это была проблема еще та)

В то время умели делать центральный блок "Протона", который воспринимал и передавал нагрузку примерно в 900 тонн. При увеличении диаметра в 2.5 раза очевидно его несущая способность также увеличилась бы в 2.5 раза до 2200 тонн при прочих равных условиях (без увеличения толщины листов, фрезеровки и прочих наворотов).

VK>Внешняя оболочка ступени, выполненная в виде клепаной каркасной конструкции, воспринимает сжатие от верхних ступеней, а сварная оболочка баков работает только на внутреннее давление.

По моим ламерским расчётам, то же сжатие от верхних ступеней могли воспринять 7 тонн газа наддува в баках, что легче, чем клёпаная ферма. Если в качестве газа использовать кислород, конечно, если гелий то тогда ещё легче. Надо не забыть, что три тонны там всё равно было, то есть добавка всего 4 тонны.

VK>Это был тот компромисс требования минимального веса с возможностями технологии, без которого ничего бы не получилось.

Дык оно и так ничего не получилось. В то же время насчёт компромисса полностью согласен, но только немного не в том, что вы излагаете.

VK>А насчет "конструкторы быстро уговорили себя, что лучшая форма для бака это сфера, а о весе несущих конструкций предпочли забыть" - почитайте Чертока, где он пишет про борьбу за вес в проекте Н1-Л3.

Черток очень много внимания уделяет борьбе за вес. Но вот основной момент - выбор столь как бы это выразиться "необычной" схемы, Черток както проходит мимолётом. Он уделил этому выбору всего один абзац из неполных десяти строчек на страницах 76-77. Нет берущих за душу описаний, как конструкторы боролись с технологами, доказывали преимущества несущих баков, требовали разработать технологию сварки и т.д. и т.п. и наконец поняв непреодолимость проблемы решились городить эту чудовищную несущую ферму размером во всю ракету. Ну нету таких описаний у Чертока, и всё тут. Именно размер упомянутого абзаца и побудил меня применить это фигуральное выражение: "конструкторы быстро уговорили себя".

VK>Старый, там даже не специалисту будет понятно.

НЕ специалисту без сомнения будет понятно.

VK>Почитайте, как-нибудь, ладно?

Сэр, рассказать Вам как проехать на троллейбусе к оффису издательства "Машиностроение", где книги Чертока продаются гораздо дешевле, чем в магазинах? Но, увы, только сразу после выпуска, ато быстро расхватываются.

Вопросик такой к вам, Сэр, возник, как к специалисту. На первой ступени нагрузки действительно были большие, и в принципе могли бы послужить объяснением для отказа от несущих баков. Но почему отказались от таковых на 2-й и 3-й ступенях? Там вроде с нагрузками было всё в порядке?

Я в разных источниках встречал разные схемы возвращения ЛОК к Земле.
По одной схеме он , после стыковки с вернувшимся ЛК ОТСТРЕЛИВАЛ ЛК вместе с орбитальным отсеком. Т.к. в нем хранятся скафандры, есть отдельная система двигателей ориентации, стыковочный узел одноразовый, а также там много всего, что не обязательно тянуть к Земле - этот вариант кажется истинным. Но в литературе чаще говорится, что ЛОК должен был возвращатся к Земле целиком.
Кто знает истину - просветите !

>Стенки конических баков кроме нагрузок на сжатие испытывают ещё и нагрузки на сдвиг

А где, Старый? И почему?

>устойчивость от сжатия обеспечивается давлением газа наддува

Ну, не всегда же одним давлением.

А сферические баки, конечно - интересное решение. Может, спросить Чертока?..

Не, ты не так понял. Где именно в коническом баке возникают усилия на сдвиг?

VK>Причина одна, проста и давно объявлена: несущие баки для обеспечения устойчивости от сжатия должны иметь значительную толщину гладкой оболочки, либо хим.фрезерованной вафельной
Старый>>устойчивость от сжатия обеспечивается давлением газа наддува
avmich>Ну, не всегда же одним давлением.
Старый>Ну конечно не всегда. Одним давлением только там, где баки из фольги... обычно применяют разумный компромисс: сколько можно держат стенки, остальное - наддувом

Вот, поэтому VK прав - то, что требуется держать стенками (а не наддувом), для обеспечения устойчивости от сжатия должны иметь значительную толщину гладкой оболочки, либо хим.фрезерованной вафельной.

Здесь тоже непонимание вопроса возникло.

А Борис Евсеич, небось, на Физтех нечасто заглядывает?.. А то можно оттуда ребят попросить...