Причины неудачи советской лунной программы.

Пустынский, опять двойка - ЛМ советский только есть взлетная ступень и весит порядка взлетной ступени ЛЕМ.
Прокол у тебя.

По существу сказать могем? Может ЦМ никуда не ездит? Может это не страшно? Может ну ее - центровку!?

Прохожий> А. Суворову-
Прохожий>

ГО выводится на орбиту ИНОГДА. Редко, но не сказать, чтобы очень редко.

 

Прохожий> Честно? И как редко - раз на сотню? на тысячу?

Где-то один раз из двадцати-тридцати.

Прохожий>

Не было такого - все говорили - кроме скайлэба, есть и другие примеры выхода обтекателя на орбиту.

 

Прохожий> Вопрос был в другом - рационально это (в плане полезной нагрузки) или нет. те два с половиной примера есть исключение из общего стабильного правила.

Рационально, да. Даже безотносительно того, что он там подпирал астрономические приборы - отделение обтекателя при малых ускорениях полезно для безопасности процесса отделения. Особенно, когда он весит одиннадцать тонн. Ещё раз повторю - ракета же не подешевеет от того, что мы обтекатель сборосим раньше!

Прохожий>> 2)Я вот говорю, что мне не нравится устройство взлетной ступени ЛЕМ-а:
Прохожий> Ну, не нравится, и не нравится.

 

Прохожий> То есть вы не видите проблемы, что центр масс будет ездить в горизонтальной плоскости?

Никакой. Ещё раз - если ракета статически устойчива - а в случае с баками ниже двигателя это так и есть - то ей не грозит опрокидывание.

Прохожий> Вот советский ЛМ почему-то должен был иметь ЦМ с точнотью до 3см а тут он ездит туда-сюда. Нормально!?

Нормально. Потому что у советского ЛМ ЦТ был выше ЦД, а взлётный двигатель служил ещё и посадочным.

Прохожий>

В общем, нашли в ракете новый резонанс. И успешно его забороли, но он проявлялся только уже на почти совсем сухих баках. А ты говоришь - отсечку раньше...

 

Прохожий> Андрей, ты прикалываешся? какие сухие? Ступень S-IVB штатно выдает импульс 340-345сек дла отлета к Луне. И все тип-топ. Какие проблемы дать отсечку на 300-й секунде скажем???

Так я о том и рассказываю - даём мы на испытаниях отсечку на 320-й секунде, а у нас на 330-й в первом реальном полёте ступень взрывается! Именно это и происходило с 15А35 в стрельбах на максимальную дальность!

Прохожий> Ну смотри - в полете А-9 было вообще три коротких импульса.

И что? Это не есть штатный режим. А надо проверить в штатном. На полный ресурс.

Прохожий> Да, исходя из всего сказанного о готовности С-5 к облету Луны - ты бы Бормана отправил или нет?

Да, конечно! И Леонова отправил бы, если бы Протон не потёк на стартовой площадке...

За две недели до запуска А-8 было окно на Байконуре, и был вывезен на старт Протон с Зондом, и космонавты просили пустить их в полёт, т.к. причины, по которым Зонд-4 и Зонд-5 улетели в Атлантику, а Зонд-6 разбился, были легко устранимы, если бы на борту был космонавт.

Но Политбюро молчало, а Протон потёк. А в процессе устранения неисправности на нём что-то сожгли из навигационного комплекса. А потом окно закрылось... ...

Сказать честно - меня раздражают все эти накрутки вокруг катастрофы Колумбии. Космонавтика - опасная профессия, и сделать её безопасной при нынешнем уровне техники невозможно. И не только для космонавтов, техников, готовивших аппараты на Земле, погибло больше, и у них, и у нас. Шаттл ещё до Челенджера убил семь человек. О них, конечно, говорили и писали, но там в чистом виде было нарушение ТБ - они задохнулись в чистом азоте...

Между прочим, САС Союза спасла 2-х человек, а погубила в трёх ложных срабатываниях шестерых или семерых.

Но это фигня, по сравнению с мировой революцией, пардон, с пчёлами, нет, тоже не то - с

А! Со статистикой автомобильных ававрий, вот!..

Каскадёров гибнет гораздо больше, чем космонавтов. И пилоты Формулы 1 гибнут иногда.

Да, конечно, непосредственную причину нужно устранить, да, подумать, что ещё стоит сделать, и сделать то, что можно, но

Хотя что - но?

Практика показывает - что бы ни случилось, если космонавты гибнут, перерыв составляет два года с хвостиком. Так было и с Комаровым, и с экипажем С-11, и с Челленджером, и с Колумбией...

Прохожий> Пустынский, опять двойка - ЛМ советский только есть взлетная ступень и весит порядка взлетной ступени ЛЕМ.
Прохожий> Прокол у тебя.

Учи матчасть. На Луне оставляли около полутора тонн посадочного устройства, и взлётная масса была, по памяти, несколько меньше 4 тонн.

В момент, диктуемый расположением ЛОКа на окололунной орбите относительно ЛК на Луне, рвались электро-. пневмо- и механические связи ЛПУ с блоком "Е". Далее включался двигатель этого блока и ЛК взмывал над Луной.

 

- Лунный комплекс Л3

Суворову -

насчет САС не согласен Прекрасно знаю, о чем ты говоришь. Могу еще добавить безобразие на 31-м участке в декабре 1966г. Только виной была не САС как идея, я "дурная" логика работы. Между прочим, головотяпство чистой воды. Как и гибель С-11 : в Зонде-6 была и разгерметизация, и парашют того...

насчет раз на двадцать-тридцать тоже сомневаюсь. Мы вот с Пустынским выясняли - он говорил (ранее) что мол при Салют-3 или -4 вывели ГО. оказалось, что нет. Проверили - все Салюты без ГО. Может МИР с ГО ? тоже нет. Потом выяснили, что это было в первых (нескольких) семерочных пусках, возможно Протон-1, еще у кластерных Днепров.

Вот у нас есть Союз-У и Протон-К(М). ну ведь ГО скидываем. Ну как это рационально? мы ведь теряем ПН. Нет? А зачем ХО скидываем у Союз-У? Тоже от нечего делать?
Ты я вижу шутник

Так я о том и рассказываю - даём мы на испытаниях отсечку на 320-й секунде, а у нас на 330-й в первом реальном полёте ступень взрывается!

 

Чего еще там взрывается? Я тебя четко спросил: я хочу дать отсечку на 300-й вместо 317-й, при том, что ступень расчитана на все 345. Мы летим на луну, а не стенды устраиваем. Я не вижу логики в твоих словах.
Мы что - впринципе не можем на 17 секунд покончить с этим делом раньше???

Теперь несколько слов насчет устойчивости. Да, для спускаемых аппаратов именно так и есть. Но у нас немного другая история.
Короче - мы говорим не о вертикальном разносе, а о горизонтальном. У тебя ЦМ скажем на 20см левее пересечения вектора тяги и рычага.
если бы речь шла о аэродинамике, то из-за флюгерования предмет сам бы развернулся в устойчивое положение. И сила бы дествовала вдоль линии ЦМ-ЦД. А у нас как ни разворачивайся, плечо остается. Нет!? А почему оно должно исчезнуть? Ведь источник момента - ненулевое плечо тяги - а плечо чего должно исчезнуть? - его причина - перекос соотношения компонентов. Вот исправим - и само исчезнет. Нет!?
Имеем момент 1590кг*9,8*0,2м=3,1кН-м
предположим, что плечо рулевиков пол-ступени=2м. Тогда два рулевика (почему два рассказать?) дают момент 40кг*2*9,8*2м=1,5кН-м
Не сложно догадаться, что ЦМ не должен съезжать больше чем на 10см от вертикали. Иначе мы не сможем парировать момент.

Я бы с удовольствием рассмотрел эту историю по-подробнее в коментариях Суворова. А потом перейдем ко второму вопоросу - где газовый канал истечения ЖРД взлетной ступени? там сопло впритык (в-упор) к нижней стене.

Пустынский -

опять ты торопишся.
Масса ЛМ порядка 5560кг. Ты забыл, что перед взлетом он еще работал и как посадочная ступень в полной массе. Так чтоориентация и центровка началась еще при весе почти 5,6т.
На взлет порядка 3,8т улетало (по-памяти)
Кол-во рулевиков теоритически не может быть меньше 6шт. Дублирование - тогда минимум 12шт. Зайди на енергия.ру есть картинка - там рулевиков дофига - не меньше 16 как на ЛЕМ-е.

Потом у Л-16/20/24 с баками и центровкой все впорядке-
на посадочной ступени баки крест-накрест, на взлетной - центральный и два по бокам с другим компонентом. Такая конструкция позволяет ВСЕГДА иметь ЦМ вдоль центральной вертикали. И мне это нравится
А два несиметричных бака имеют блуждающий ЦМ - и мне это не нравится

Пустынский - ты опять не разобрался почему ЦМ блуждает.
Плечи там и так разные - это статика. Мы говорим о динамике выработки топлива - топливо вырабатывается неодинково слева и справа.
Далее, осей три (ты не знал!?) так что минимум 12шт. у Аполлона аж 16шт
А вообще зайди сюда и считай

А.С.> УИ РД-56 на 10% больше, чем УИ RL-10. УИ РД-0120 на сколько-то процентов больше, чем УИ J-2

Понятно. "РД-56" это вы так обозвали 11Д56. Предупреждать надо, все остальные зовут его КВД-1.
Удельный импульс его нынешнего варианта 454 сек. Удельный импульс RL-10-A3-3 (летает с конца 60-х) - 444 с. Разница 2% и 20 лет. У первого образца начала 79-х УИ был существенно ниже.
РД-0120 надо сравнивать с SSME. Сами найдёте на сколько и у кого больше УИ?

Старый>> Удельный импульс двигателей 2-й и 3-й ступеней Сатурна-5 был в районе 420-430 сек. Будем сравнивать с нашими?
А.С.> С какими?

Естественно с 2-й и 3-й ступенями Н-1.

Тьфу, блин! По второму разу начал на тот пост отвечпть.
А.С.> 462 секунды. У RL-10 образца 1967 года УИ был чуть больше 420. В 1967 году начались испытания этого двигателя, но на первые лётные Н-1 он не успевал. Тяга 6,9 тонны - очень близко к тяге RL-10

УИ 11Д56 сегодня - 454 сек. http://www.khrunichev.ru/khrunichev/live/full_razg.asp?id=13182
Тогда он был существенно ниже.
RL-10-A3-3 - 444 cек.

А.С.> Движок был готов к концу 1969 года, но было ясно, что в лунной программе он участия не примет. И так нигде и не принял. С него сдули пыль и поставили на 12КРБ - индусов он устроил.

В 1969 г он был готов только к началу испытаний. Для индусов его радикально переделали в частности увеличив УИ.

А.С.> Вакуумный УИ РД-0120 больше, чем вакуумный УИ SSME,

Данные приведите? По земному и вакуумному УИ? Обоих?

А.С.> одновальный ТНА дешевле, чем два отдельных ТНА кислорода и водорода,

Это вы сами догадались или прочитади где? Один ТНА - тяжёлая вынужденная мера для тех кто не в состоянии синхронизировать работу двух ТНА.

А.С.> РД-0120 был готов в 1980 году. Разработку "Энергии" тормозила доводка - очень туго шла - РД-170.

Вы уверены? При первом огневом испытании Энергии на стенде РД-0120 отказал.

А.С.> Ну, нет, сравнивать надо двигатели, работающие на одинаковых компонентах топлива, и разработанные в одинаковое время.

Нет. Сравнивать надо двигатели которые летали на ракетах. На которых собирались слетать на Луну.
Но на одинаковых компонентах и в одинаковое время всё равно сравнение не в нашу пользу.

А.С.> Ещё раз, для тормозов - двигатель был готов в 1969 году. Но оказался никому не нужен вплоть до контракта с индусами.

Он не был готов в 69-м году. Откуда вы вообще эту информацию черпаете?

А.С.>> УИ РД-56 на 10% больше, чем УИ RL-10. УИ РД-0120 на сколько-то процентов больше, чем УИ J-2
Старый> Понятно. "РД-56" это вы так обозвали 11Д56. Предупреждать надо, все остальные зовут его КВД-1.

КВД-1М назвали 11Д56М, а 11Д56 всю жизнь был РД-56. Так же как 11Д58 был РД-58

Старый> Удельный импульс его нынешнего варианта 454 сек. Удельный импульс RL-10-A3-3 (летает с конца 60-х) - 444 с. Разница 2% и 20 лет. У первого образца начала 79-х УИ был существенно ниже.

Только не "начала 79-х", а 69-го года. А насчёт "циферок" УИ имеются расхождения в разных источниках. Но 11Д56 как минимум, не хуже RL-10, и появился не более чем на 5 лет позже RL-10, вот только, незадача, на Н-1 не успел - слишком поздно начали его разработку. Общая длительность его разработки вполне соответствует таковой для RL-10.

Старый> РД-0120 надо сравнивать с SSME. Сами найдёте на сколько и у кого больше УИ?

Земной больше у SSME, вакуумный - у РД-0120, интегральный больше тоже у РД-0120, правда, на довольно академическую величину.

Старый> Старый>> Удельный импульс двигателей 2-й и 3-й ступеней Сатурна-5 был в районе 420-430 сек. Будем сравнивать с нашими?
А.С.>> С какими?
Старый> Естественно с 2-й и 3-й ступенями Н-1.

Но почему? У дизеля и карбюраторного разные достоинства, и при этом всегда дизель такой же мощности тяжелее. Но это же не повод отказаться от дизелей вообще?

Сравнивать надо двигатели на одинаковом топливе и одинакового времени разработки. Например, можно сравнивать RS-68 и Вулкан-2.

А.С.> А.С.>> Ну, Пентиум-4 ведь сложнее же, чем 386-й! И никто не ругает Пентиум 4 за то, что он сложнее...
Старый>> Если бы Пентиум-4 обеспечивал на 10% бОльшую производительносмть по сравнению с 386-м то ругали бы и ещё как!
А.С.> А.С.>> Американцы вон не убоялись сложности и сделали замкнутую схему в SSME - когда смогли.
Старый>> Вы может не знали, первый в США двигатель замкнутой схемы это RL-10. Так что как видите могли они давно. А SSME сделали тогда когда это оказалось действительно необходимо.
А.С.> Минутку-минутку! У RL-10 схема безгазогенераторная! Горячий газ в камеру не поступает! Схема годится только для вакуумных движков и имеет другие принципиальные недостатки, как то большое время выхода на режим, притом часто разное для двух движков, стоящих на одном "Центавре", что приводило к сложностям в управлении им (а пару раз чуть не привело к срыву полётного задания).

Сюкундочку! С примером Пентиумов всё ясно? Возражений нет? Ато вы както не прокомментировали...

Ну и что что безгазогенераторная? Она от этого стала открытой, чтоли? Я понимаю, если ставится задача любой ценой усложнить двигатель то можно и пришпандёрить газогенератор. Но американцы руководствовались критерием стоимость/эффективность. Поэтому они полетели а мы нет.

С выходом на режим уж чья б корова мычала... На НК-33 пришлось дополнительно ставить отдельную стартерную турбину открытой схемы с отдельным пороховым ГГ так как иначе не удавалось обеспечить одновременный выход на режим 30 двигателей.
О проблеме с управлением Центавром я ничего не слышал. В каких полётах возникали проблемы из-за указанной вами причины? Были проблемы из-за невключения одного из двигателей но чтоб из-за несинхронной тяги...

А.С.> Исаевский, Старый, предмет спора знать надо! И летал он, правда, под именем КВД-1М уже дважды или трижды.

Похоже у вас какоето тайное знание. Кто это и когда 11Д56 обозвал "РД-56"?

А.С.> Ну-ну. Королёв просил и требовал, чтобы Глушко переделал РД-270 на кислород-керосин.

Вы с РД-253 не путаете?


А.С.> Глушко отказывался, мотивируя это тем, что в заданные сроки на кислород-керосине двигатель с такими параметрами отладить не удастся, и предлагал брать, что дают. А это значит, что уже в 1965 году РД-270 был реальностью - каким же крахом кончились его испытания?

Возьмите справочник "Двигатели" и прочитайте. Впрочем с вашим подходом к названию двигателей возможно вы говорите о какомто другом. РД-270 это двигатель тягой 650 тонн для УР-700. Имел два отдельных ТНА. Все огневые испытания были кратковременными так как не удалось синхронизирповать работу двух отдельных ТНА.

А.С.> Ещё раз - схема RL-10 безгазогенераторная. Замкнутой называется схема, когда горячий газ из газогенератора после турбины подаётся в камеру сгорания. По английски это называется Staged Combustion.
По английски замкнутая схема называется closed cуrcuit. (так кажется)
Определение вы дали правильно. В RL-10 именно так и сделано - газ после турбины подаётся в камеру сгорания.
Чтото мне непонятна ваша позиция в отношении RL-10. Уж не собираетесь ли вы объявить его двигателем открытой схемы? Тогда Прохожий отдохнёт три раза.


А.С.> Отличия от безгазогенераторной схемы - в скорости выхода на режим.

Проиграв по всем параметрам вы не знаете какое бы хоть одно достоинство найти у отечечственных двигателей? Теперь скорость выхода на режим станет основным параметром определяющим прогресс в двигателестроении?

Не крутитесь. С начала 60-х гг самые мощные, самые надёжные и самые экономичные двигатели у США. Мы отстали навсегда.
Не видеть этого - это залеплять себе глаза псевдопатриотизмом. А искать отмазки типа "зато у нас по газогенераторной схеме" это выкручиваться в заведомо проиграной партии.


А.С.>Американцы делали двигатели замкнутой схемы на вонючих компонентах топлива, правда, на ракеты они не попали. Ибо были убиты на корню твердотопливниками.

Да. И по твердотопливникам мы тоже в заднице.

Старый>> Тогда делая двигатели для Сатурнов они выбрали открытую схему исключительно из соображений надёжности и экономии времени. Это решение оказалось дешовым и эффективным.
А.С.> Это решение оказалось единственно возможным, хотя и очень дорогим. Разработка F-1 обошлась американцам в 4 миллиарда долларов.

Ха! Следующим этапом вы начнёте утверждатьчто по замкнутой схеме он оказался бы дешевле? Может ещё и надёжнее?
Впрочяем цифра 4 млрд за один только двигатель совершенно невероятная.
Американцы выбрали самый быстрый/дешовый/эффективный путь. Любой другой оказался бы хуже. См например наш.

А.С.> Так же можно сказать, и что надёжность многокамерного двигателя обратно пропорциональна числу камер.

Да, и это тоже. Но всётаки в том конкретном случае ненадёжным оказался ТНА.

Старый>> Если бы да кабы... Насколько я в курсе ступени Сатурнов не взрывались и на стендах.
А.С.> Ступени - нет. Одиночные F-1 - взрывались.

Наши НК-15 взрывались как петарды в новый год. Едва удалось устранить взрывы ТНА но как оказалось не до конца.
Вы наверно не в курсе проблемы со стендами. Нам бы стенд не помог. Польза стендов была вовсе не в том что на них можно было просто проводить испытания. Эффект был в том, что в США на стенде испытывали полностью готовую к полёту ступень которую затем без переборки отправляли на космодром. Таким образом если в ступени были дефекты то они проявлялись до запуска. Но для этого нужны были многоразовые двигатели допускающие повторный запуск без переборки. У нас такие двигатели появились лишь в начале 70-х к пятому лётному испытанию. А первым четырём ракетам стенд ничем не мог помочь. Испытывали бы одни двигатели а на запуск приходилось бы ставить другие. И дефекты бы в них остались.

А.С.> У НК-33 проблем с ТНА не было. Просто ракету с НК-33 порезали, не дав запустить. Проблемы с ТНА были у НК-15.

Вам от этого легче?

А.С.> Да, тут сыграли роль личные амбиции и Николая Кузнецова, и Валентина Глушко, и Сергея Королёва.

Это тоже входит в научно-технический уровень страны.

Старый>> Да. В США стараются идти по принципу - одна ступень - один двигатель.
А.С.> А как же старые Атласы? два двигателя первой ступени плюс один второй, и всё это запускается одновременно. А как же Титан - два двигателя на первой ступени и два на второй. А как же Центавр - тоже два двигателя?

Я же сказал "стараются". У Титана кстати на второй ступени один двигатель.

А.С.> Сатурн-1 был слеплен "из того, что было", а было тогда максимум 68 тонн одним агрегатом - меньше, чем у РД-107

Да. Но на нём на Луну не полетели. А у нас слепили из того что было и расчитывали полететь. В этом и есть разница в научно-техническом уровне.

А.С.> У SSME 210 атмосфер, у РД-0120 - 220, и? Все признают, что РД-0120 проще и дешевле SSME (некоторые говорят - лучше, но фиг с ними), один Старый сомневается... Цитата (перевод с английского): "Одной из отличительных особенностей является использование одновального ТНА, что упростило изготовление двигателя и управление им, другой - отсутствие резонансных камер, используемых на SSME для подавления высокочастотных колебаний. Всё это стало возможным благодаря большому опыту русских конструкторов, кое в чём опережавших американских коллег".

Интересно, из какой мурзилки эта цитата? Чтото сильно смахивает на пропаганду. "Большой опыт русских" в создании водородных двигателей... Кто это мог до такого додуматься?

Старый>> Конечно нет равных! Двигатели с таким низким УИ нигде в мире не эксплуатируются на РБ уже лет 20 как. Все остальные страны, включая даже Китай уже далекооооо впереди! Керосиновый РБ! Это не прошлый, это позапрошлый век. (Фигурально выражаясь, конечно )
А.С.> ДА НУ? А КАКОЙ УИ У РБ АРИАН-5G? А до этого этот РБ летал на других арианах.

Чево, чево??? На каких это "других"? Часом не на Ариан-1-4? Сча Прохожий пойдёт отдыхать...
Вобщем вы нашли таки одного урода в семье... Исключение которое подтверждает правило. И то уже недолго ему осталось мучаться - и сюда водородник лепят.
Не пойму, в век водородных РБ как вы додумались сказать про РД-58 "не имеет себе равных"?

А.С.> Да, если бы Королёв не умер во время операции, то в 72-74 была бы первая высадка советских космонавтов на Луну.

Это врядли. Это было невозможно в принципе и он бы ничего не изменил. Если вы не в курсе, та Н-1 которая испытывалась не могла вывести к Лкне требуемую ПН. И на момент закрытия программы рассматривались варианты её формирования в том числе и установкой водородных ступеней. Так что до высадки там было ещё лаптем не докинуть.

А.С.> РД-56 - до сих пор не устарел. Лёгким подкручиванием крантиков форсировался до 10,5 тонн, получил буквочку М к индексу и отлично летает.

Когда он стал пригоден к полётам? В средине 70-х. И то что водород тогда так и не внедрили это тоже отставание.

А.С.>> А.С.>> Ну, Пентиум-4 ведь сложнее же, чем 386-й! И никто не ругает Пентиум 4 за то, что он сложнее...
Старый> Старый>> Если бы Пентиум-4 обеспечивал на 10% бОльшую производительносмть по сравнению с 386-м то ругали бы и ещё как!

Пентиум 4 сложнее Пентиум 3 примерно вдвое, а быстрее едва на 10%. При равной тактовой так даже медленнее. И его ругают - но выбора нет - пентиум 3 дальше не разгоняется!

Старый> Сюкундочку! С примером Пентиумов всё ясно? Возражений нет? Ато вы както не прокомментировали...

Мне завтра в шесть утра вставать, а я тут с вами демагогией занимаюсь. См. выше.

Старый> Ну и что что безгазогенераторная? Она от этого стала открытой, чтоли?

Она от этого стала немасштабируемой. Что ж американцы на J-2 эту схему не перенесли, раз она такая хорошая?

Старый> Я понимаю, если ставится задача любой ценой усложнить двигатель то можно и пришпандёрить газогенератор. Но американцы руководствовались критерием стоимость/эффективность. Поэтому они полетели а мы нет.

Ну так а фиг ли они пришпандорили газогенератор к J-2, если без него было лучше?

Старый> С выходом на режим уж чья б корова мычала... На НК-33 пришлось дополнительно ставить отдельную стартерную турбину открытой схемы с отдельным пороховым ГГ так как иначе не удавалось обеспечить одновременный выход на режим 30 двигателей.

Пороховой ГГ старта - стандартное решение для всех двигателей замкнутой схемы, от количества их на ракете не зависит. Иногда без него удаётся обойтись на самовоспламеняющихся парах, иногда и на них используют пороховой старт.

Старый> О проблеме с управлением Центавром я ничего не слышал. В каких полётах возникали проблемы из-за указанной вами причины? Были проблемы из-за невключения одного из двигателей но чтоб из-за несинхронной тяги...

Как минимум, об этом писали в НК в статье, посвящённой воронежским водородникам. Я упоминания об этом читал ещё и в статье, посвящённой истории Центавра - в инете.

А.С.>> Исаевский, Старый, предмет спора знать надо! И летал он, правда, под именем КВД-1М уже дважды или трижды.
Старый> Похоже у вас какоето тайное знание. Кто это и когда 11Д56 обозвал "РД-56"?

Тогда же и тот же, кто обозвал 11Д58 РД-58. Эти двигатели делались в одном КБ одними людьми в одно время.

А.С.>> Ну-ну. Королёв просил и требовал, чтобы Глушко переделал РД-270 на кислород-керосин.
Старый> Вы с РД-253 не путаете?

А смысл? Тяга РД-253 не настолько больше тяги НК-15, чтоб это имело решающее значение для судьбы Н-1.

А.С.>> Глушко отказывался, мотивируя это тем, что в заданные сроки на кислород-керосине двигатель с такими параметрами отладить не удастся, и предлагал брать, что дают. А это значит, что уже в 1965 году РД-270 был реальностью - каким же крахом кончились его испытания?
Старый> Возьмите справочник "Двигатели" и прочитайте. Впрочем с вашим подходом к названию двигателей возможно вы говорите о какомто другом. РД-270 это двигатель тягой 650 тонн для УР-700. Имел два отдельных ТНА.

Я всё это знаю, так же как знаю и то, что проект УР-700 появился лишь на пару лет позже проекта Н-1 - едва успели стартовые столы для Н-1 построить.
Вот цитата из вашего справочника:
"Двигатель РД-270 создавался с 1962 в конструкторском ОКБ-456 Глушко, планировалось использовать его в ракетах Челомея УР-700 и Янгеля Р-56, затем в проекте УР-900, возможно Глушко и надеялся применить его для Н-1, но скоро стало очевидно что это сделать не удастся. До прекрашения программы в 1969 году на специальных стендах были опробованы все узлы двигателя, проведено 27 огневых испытаний 22 двигателей, один двигатель испытывали трижды, еще 3 двигателя дважды. Все испытания были кратковременными, но подтвердили правильность выбранной схемы. Это самый мощный советский (российский) однокамерный жидкостный ракетный двигатель."

Старый> Все огневые испытания были кратковременными так как не удалось синхронизирповать работу двух отдельных ТНА.

Про это я там не нашёл.

Старый> А.С.> Ещё раз - схема RL-10 безгазогенераторная. Замкнутой называется схема, когда горячий газ из газогенератора после турбины подаётся в камеру сгорания. По английски это называется Staged Combustion.
Старый> По английски замкнутая схема называется closed cуrcuit. (так кажется)

circuit, но это относится к радиотехническим устройтвам, а не к ЖРД.

Старый> Определение вы дали правильно. В RL-10 именно так и сделано - газ

Холодный, а, значит, низкоэнергетический, что создаёт проблемы в одном месте и решает их в другом.

Старый> после турбины подаётся в камеру сгорания.
Старый> Чтото мне непонятна ваша позиция в отношении RL-10. Уж не собираетесь ли вы объявить его двигателем открытой схемы? Тогда Прохожий отдохнёт три раза.

Не считайте меня идиотом. Но у РД-253 и РД-270 разные схемы, хоть и обе закрытые.

А.С.>> Отличия от безгазогенераторной схемы - в скорости выхода на режим.
Старый> Проиграв по всем параметрам вы не знаете какое бы хоть одно достоинство найти у отечечственных двигателей?

Наоборот, я по большинству параметров выиграл. Только Старый с пеной у рта может доказывать, что белое - это чёрное, но с высоким альбедо.

Старый> Теперь скорость выхода на режим станет основным параметром определяющим прогресс в двигателестроении?
Старый> Не крутитесь. С начала 60-х гг самые мощные, самые надёжные и самые экономичные двигатели у США. Мы отстали навсегда.

Да ладно, Старый, это ты отстал навсегда, а советские двигатели очень даже неплохи!

Старый> Не видеть этого - это залеплять себе глаза псевдопатриотизмом. А искать отмазки типа "зато у нас по газогенераторной схеме" это выкручиваться в заведомо проиграной партии.

С моей точки зрения моя партия выиграна. Нужен судья. Кого призовём?

Старый> Да. И по твердотопливникам мы тоже в заднице.
Тут - для разнообразия - я полностью согласен.

А.С.>>> А.С.>> Ну, Пентиум-4 ведь сложнее же, чем 386-й! И никто не ругает Пентиум 4 за то, что он сложнее...
Старый>> Старый>> Если бы Пентиум-4 обеспечивал на 10% бОльшую производительносмть по сравнению с 386-м то ругали бы и ещё как!
А.С.> Пентиум 4 сложнее Пентиум 3 примерно вдвое, а быстрее едва на 10%. При равной тактовой так даже медленнее. И его ругают - но выбора нет - пентиум 3 дальше не разгоняется!

Чтото вы както плавно подменили 386-й третим пнём. С чего бы это?

Старый>> Сюкундочку! С примером Пентиумов всё ясно? Возражений нет? Ато вы както не прокомментировали...
А.С.> Мне завтра в шесть утра вставать, а я тут с вами демагогией занимаюсь. См. выше.

На что смотреть то? На ваше исходное утверждение или уже скорректированное?
Вы хотели спросить почему же переходят на более сложную технику? На неё переходят когда она даёт СУЩЕСТВЕННОЕ преимущество. Поэтому например переходят с керосина на водород хотя он сложнее в эксплуатации. А морочиться, усложнять и городить горы ради НЕСУЩЕСТВЕННОГО преимущества неэффективно. Поэтому внедрение замкнутой схемы ради 10% УИ неэффективно. Стоимость и сложность растут, надёжность падает а результата - хрен. Уж если заморачиваться то так чтоб УИ вырос сразу раза в полтора. Что и делают нормальные люди переходя на водород.
А наша замкнутая схема (особенно на Н-1) оказалась совершенно бессмысленным усложнением которое в том числе и не позволило слетать на Луну. Тупиковым научно-техническим решением.

Старый>> Ну и что что безгазогенераторная? Она от этого стала открытой, чтоли?
А.С.> Она от этого стала немасштабируемой. Что ж американцы на J-2 эту схему не перенесли, раз она такая хорошая?

Нет, стоп. При чём тут масштабируемость? Вы пытались утверждать что схема RL-10 "не замкнутая а безгазогенераторная". Прохожий даже успел использовать этот ваш шедевр в своей аргументации. Вы согласны что лажанулись в полный рост?

Старый>> Я понимаю, если ставится задача любой ценой усложнить двигатель то можно и пришпандёрить газогенератор. Но американцы руководствовались критерием стоимость/эффективность. Поэтому они полетели а мы нет.
А.С.> Ну так а фиг ли они пришпандорили газогенератор к J-2, если без него было лучше?

Потому что если по-простому не получается то приходится делать по-сложному. Обычная практика. Но от этого сложное простым не становится. И это никак не значит что везде нужно делать сложно, даже там где можно и выгоднее сделать просто.

А.С.> Пороховой ГГ старта - стандартное решение для всех двигателей замкнутой схемы, от количества их на ракете не зависит. Иногда без него удаётся обойтись на самовоспламеняющихся парах, иногда и на них используют пороховой старт.

Что вы говорите? А вот на RL-10 и пара несамовоспламеняющаяся и пусковой турбины нет. Наверно это оттого что он плохой?

А.С.> Как минимум, об этом писали в НК в статье, посвящённой воронежским водородникам. Я упоминания об этом читал ещё и в статье, посвящённой истории Центавра - в инете.

Воронежским водородникам? Центавроведы, блин! В истории Центавра было несколько случаев когда один двигатель запустился а второй - нет. И ориентация ступени при этом не нарушилась! При запуске двигатели ставят так чтоб их векторы тяги проходили через ЦМ объекта. Проблемы разбаланса тяг при этом НЕ СУЩЕСТВУЕТ.

А.С.> А.С.>> Исаевский, Старый, предмет спора знать надо! И летал он, правда, под именем КВД-1М уже дважды или трижды.
Старый>> Похоже у вас какоето тайное знание. Кто это и когда 11Д56 обозвал "РД-56"?
А.С.> Тогда же и тот же, кто обозвал 11Д58 РД-58. Эти двигатели делались в одном КБ одними людьми в одно время.

11Д56 и 11Д58 делались в одном КБ????
Вы ничего не перепутали? Подумайте как следует, ато Прохожий уйдёт на заслуженный отдых и вы займёте его место.

Кстати, кто и когда по вашему обозвал 11Д58 РД-58? Ато у меня до сих пор такое имхо что тот же и тогда же обозвал 11Д56 КВД-1.

И наконец. Ни Гугль ни Яндекс ни справочник "Двигатели" двигателя РД-56 не знают. Вы можете найти хоть один источник кроме вашего воображения, который его так называет? А то вы видели, ваши вымыслы Прохожий уже использует в аргументации. Ему и так хреново а вы ещё его так подставляете...

А.С.> А.С.>> Ну-ну. Королёв просил и требовал, чтобы Глушко переделал РД-270 на кислород-керосин.

Старый>> Вы с РД-253 не путаете?

 

А.С.> А смысл? Тяга РД-253 не настолько больше тяги НК-15, чтоб это имело решающее значение для судьбы Н-1.

 

Значение имела надёжность. Если бы двигатель делала команда профессиональных ЖРДшников то он бы получился и быстрее и надёжнее чем у впервые взявшихся за это дело кузнецовцев.

А.С.> А это значит, что уже в 1965 году РД-270 был реальностью - каким же крахом кончились его испытания?

 

А.С.> . До прекрашения программы в 1969 году на специальных стендах были опробованы все узлы двигателя, проведено 27 огневых испытаний 22 двигателей, один двигатель испытывали трижды, еще 3 двигателя дважды. Все испытания были кратковременными, но подтвердили правильность выбранной схемы.

 

Вот вы сами себе и ответили какой реальностью был РД-270 в 1965 году.

Старый>> Все огневые испытания были кратковременными так как не удалось синхронизирповать работу двух отдельных ТНА.
А.С.> Про это я там не нашёл.

 

Тайное знание.

А.С.> circuit, но это относится к радиотехническим устройтвам, а не к ЖРД.

 

Особенно "short circuit" "Сиквайт" это относится к любой схеме и контуру.
Ну если вам не нравится дайте свой вариант. Как американцы называли схему RL-10?

А.С.> Холодный, а, значит, низкоэнергетический, что создаёт проблемы в одном месте и решает их в другом.

 

Ой! Вы наверно уверены что на турбине наших замкнутых двигателей кислород (полный расход) офигительно горячий? Энергия газа определяется отнюдь не только его температурой но всем комплексом теплофизических свойств. И в этом вопросе водороду равных нет.

А.С.> Не считайте меня идиотом. Но у РД-253 и РД-270 разные схемы, хоть и обе закрытые.

 

Ну а чего ж вы тогда бросились оспаривать замкнутость схемы RL-10?

Старый>> Не крутитесь. С начала 60-х гг самые мощные, самые надёжные и самые экономичные двигатели у США. Мы отстали навсегда.
А.С.> Да ладно, Старый, это ты отстал навсегда, а советские двигатели очень даже неплохи!

 

А кто говорит что плохи? Говорят что американские лучше. Причём начиная с 60-х всегда и во всём.

А.С.> С моей точки зрения моя партия выиграна. Нужен судья. Кого призовём?

 

Афоню!

PSS> Выше есть фраза про П3 и П4. Что ж здесь уходите от ответа? Старый вы уже начинаете затягивать во флуд.

 

Вобщето начал Андрей с 386-го и Пня-4. Вы на первую строчку цитаты то гляньте, я ж её специально полностью воспроизвёл. А потом перешёл на Н-3 и 4. Это и есть уход во флуд.
Но если вам охота ответа то какраз этот случай и подтверждает то что я сказал. Никто не будет менять простое и дешовое на дорогое и сложное ради незначительных достоинств. Поэтому и пришлось Интелу прекратить выпуск третих пней иначе четвёртые бы никто не брал. С НК-33 это ещё не так ярко проявилось, а вот разработка РД-170 это был классический "переход с П-3 на П-4".

PSS> А не боитесь?

Это был намёк

Кстати, Глушко был прав когда говорил, что керосиновый ЖРД замкнутой схемы он быстро не сделает. Проще делать газовод на горячий АТ-газ чем на кислородный кислый газ. На это ушли многие годы.

Старый-

не задр...вай умного чела (Суворова)
Он в отличие от тебя хоть имеет ввиду о чем речь.
Закрытая схема бывает как генераторная так и безгенераторная.
RL-10 изучают в разделе ЖРД замкнутой схемы, он RL-10 и J-2 отличаются как небо и земля. Их ПГС-схемы не имеют ничего общего.
Впрочем, есть (теоритически) безгенераторные ЖРД и открытой схемы.

Ты не только про РД-56 не слышал, ты и про РД-57 видимо первый раз слышишь??? Тоже водородник 60-гг:)

Впрочем, твое мнение о советском двигателестроении просто шокирует :angry:
Кто в курсах, тот знает, что продукция Глушко на 20лет обогнала все низкокипящие ЖРД американцев. Да и КБХА не отстает.

А ваш водород - вон Дельта-4 хеви - позорище, чистая водородная ракета при массе 700т едва выводит 22т на LEO курам на смех.
Это Протон на гептиле на такое способен. Водород в руках американцев - что микроскоп в руках папуасов.
керосиновая Атлас-5 лучше и дешевле водородной Дельта-4