Sevpolitforum.info

и прямо с уровня моря, на ионном движке как дадут.... ух, я это вижу без огня и дыма. на одних ионах.

Нет - старт с Земли всегда будет на химических двигателях - в очень отдаленной перспективе возможно на ядерных. А вот в космосе - управляющие двигатели будут точно электрические или ионные. Для дальнего космоса - обязательно ядерные или ионные.
Ведь шаттлы обязательно понадобятся для многократных нырков в атмосферы спутников планет-гигантов. При наличии ядерного двигателя (или источника энергии) возможен очень длительный полет в атмосфере этих планет - по самолетному принципу.

Дорога - железная, а колес - нетути:
наши дни


деньги ушли на горбатую демократизацию:
1985 год

Гениально!
Спасибо - мы этого не знали.

я понял, следующие шатлы будут летать без колёс без моторчиков.

135 полетов для экспериментов, это многовато.
Вот нашел картинку про развитие технических систем. Самому рисовать пока нечем.

Шатлы прекратили очень грамотно. В самом начале IV участка, когда они начали сыпаться...

"Полон бредень огурцов"... Какая экономическая выгода, Косарев? До времён экономической выгоды КК, хорошо, если наши внуки доживут... А до тех пор, самым выгодным будет корабль, который никто и создавать не собирается."Шаттлы" списали в самом начале III участка. Непосредственной причиной обеих катастроф был "человеческий фактор". И сами катастрофы не стали основанием для прекращения полётов.

Вы выхватили фразу из общего контекста разговора. Разговор начался про то , что "нашим и не снились" такие супер-пупер шаттловские параметры , которые на поверку оказываются не такими уж и супер-пуперовскими , особенно , учитывая экономическую составляющую. Ну и , раз уж этот вопрос зацепили , то Скрозник упомянул такой параметр как аварийность , причём посчитал так -

Хотя , как известно , у шаттлов было две аварии , но одна случилась при посадке и не входит в число "успешных пусков" . А число успешных пусков играет роль , как раз то при расчёте экономической выгоды, потому , что груз доставлен на орбиту , а что там дальше с кораблём , то это уже неважно , то ли упадёт , то ли к Солнцу улетит , главное , что груз выведен.Поэтому справедливо было бы говорить о двух аварийных случаях . Получается , что , когда выгодно , то насафилы используют цифирь , а когда им не выгодно , то удивлённо раскрывают глаза и говорят " Какая такая экономическая выгода?".

Гы... Эко НАСАфилов прёт нипадецки. Прогар со врывом ТТРД, и отваливание кусков термоизоляции, у них считается человеческим фактором. Феерично.

Кстати, что примечательно, обе эти катастрофы были следствиями, прямыми и косвенными, врождённых (принципиальных) недостатков ТТРД и водорода, которым НАСАфилы дружно и до усрачки поют осанну. В первом случае - прямыми следствиями неуправляемости (невозможно остановить), и большой разрушительной силы разрыва ТТРД (большое давление в большом объёме). А во втором - косвенными следствиями крайне малой плотности (в разы больший объём баков, и соответственно, ихний вес), и крайне низкой температуры жидкого водорода (обязательное наличие весьма серьёзной термоизоляции баков, ещё более усугубляющей проблему их веса). Всё это приводит ко всяким извращениям в стремлении уменьшить их массу. В случае "Шаттла" - нанесение хлипкой теплоизолирующей пены снаружи бака, без всякого кожуха. Что и привело к отваливанию куска этой пены, отбитие ею теплоизолирующей плитки, ну и...

Да ладно Вам болтать ерундой. Я не строю иллюзий относительно американцев, уже не строю. Понимаю их склонность к вранью. Хотя почему только американцев? Да любых торгашей. Не обманешь, не продашь...
Т.е. не получишь выгоду.
Но я их не считаю такими идиотами, как Вы. Бросить эксплуатировать на пике? И не отбить, хотя бы часть затрат? Да за кого Вы их держите?
Нет. III участок закончился с постройкой последнего кора*ля, когда было можно вносить какие ни какие изменения, а дальше уже все.
Эксплуатация.
Это у нас, из-за одноразовости, в каждый Союз можно вносить изменения, и жить в хронической отработке конструкции, что собственно и происходит.
Катастрофы шли одна за другой, что характерно для IV участка. У них с первого до последнего полета было больное место, это отклеивание керамической теплозащиты.
Это мое знание, не из периодической печати, а из еженедельных бюллетеней, которае ДСП.
Вспомните, красивое сальто, которое делал Шатттл после отчаливания от МКС. Это показывали по телевизору.
И все только для того, что бы люди со стороны посмотрели, много ли плиток отвалилось... (А если, много? То, что? Обратно на МКС и эвакуация дедовскими Союзами?)
А вы говорите надежность... Процитирую по памяти Феоктистова...

Это на "Востоке", Карл...
Сейчас вспомнят про то, что Шаттл был расчитан на 100 полетов.
Как это он мог быть рассчитан? Если до этого ничего подобного не делалось...
100 полетов, это хотелки, или лапша на уши инвесторам (конечно подтвержденная всякими моделями, тензорами, генеральными выборками, особенно умиляет, весовыми функциями. Skroznik знает зачем они... И прочей лабудой.), а по факту оказалось 30+.
Я не знаю нашли там стрелочника или нет, но это легко сделать. Кто-то плохо клеил, кто-то плохо контролировал, кто-то плохо клей мешал.
А всякие там выводы больших комиссий, для плебса... Начиная с убийства Кенеди и далее со всеми остановками.
Причем чем дальше, тем чудесатее и вранье наглее.
Вот как можно убедить конструкторов, да, что там конструкторов, просто тех, кто учил сопромат, а таких больше, чем конструкторов, что ажурная дюралевая конструкция может пробить насквозь стальную? Из двутавров, размером в метр. Что горящий керосин мог расплавить эту конструкцию? Ни до, ни после керосином сталь не плавили и не резали...
А потом все это, как по команде развалилось в пыль.
А в Пентагоне, самолет вообще испарился, вместе с двигателями... Хотя нет, паспорта террористов остались...
А может в Пентагоне самоподорвались, а что, военные все-таки, а может самоподожглись? Или кондиционер?
Нет, тогда бы это, не прокатило... А сейчас уже можно. Вот за кого они всех нас, Вас считают? Ну что, продолжайте верить...
Как говорится: "а соседям мы сказали, что материализация прошла успешно. Многие верят...".

Ещё одна прелесть НАСАфильская.

Экономическая эффективность для кого?

Если дешево пипл развести в ЛЛ, то тут 100% попадание

Кстати да. Я как то и не обращал внимания, с какого простите перепугу, нам бояться НАСАфилов. Да ладно хотя-бы умом блистали, а мозолями на пальцах, меня не запугать

Я вот лунном грунте не буб-бум, не моя тема, тем более в ценах на зерно...
Но меня терзают смутные сомнения...
Ну развели, один разок, что тоже сомнительно, (связался черт с младенцем), но потом-то 8 раз, вплоть до 1980 года... Да по одной схеме...
Это получается как у классика "ах, обмануть меня не трудно!… Я сам обманываться рад!"...
Неужели Вы думаете, что ФБР не знала о всех контактах "красных"? И при желании, ведь могла все это порушить.
Как это, администрация не может влиять на все торговые сделки? А, как же они тогда объявляют санкции? Почему закупки зерна, как обрезало, после "Авгана"?
А поправка кого-то там + веника? Не знаю, отменили ли ее сейчас. А если и отменили, то больше, чем уверен, что придумали что-нибудь по-забористей.
А французы, что, сами решили "Мистрали" не отдавать? Они влияют не только на своих продавцов но и на чужих.
Ну ладно, французы, это сейчас. А тогда?
Я сам в 80-х участвовал в комиссии по замене лака УР-231 по всей отрасли. Был такой лак для покрытия печатных плат. Так вот, какие-то дикари из южных морей отказались продавать какое-то тунговое масло, нужное для этого лака, причем все сразу...
И это продолжается до сих пор. Получается, не с коммунизмом они боролись, как говорили... Ведь, побороли коммунизм, почему никак не успокоятся?

Поправка Джексона-Веника 1974 года (а как она стыкуется с утверждением о сговоре? ) не запрещала торговать с СССР, а отменяла для него т.н. "режим наибольшего благоприятствования", т.е отсутствие таможенных льгот на импорт, гос. кредиты и проч.

А по сути гос-во ессно может вводить запреты на что угодно, в том числе по политическим мотивам. Но оно не может волевым решением приказать торговать частным фирмам по каким-то фиксированным "минимальным" ценам. Весь цимес в этом.

Да нет, это Вы вывалились из "контекста". Традиционно, как только контраргументы заканчиваются - так и соскоки начинаются. Вы не поняли - я имел в виду терминологию. Говорить об экономической выгоде для КК не приходится. Они все убыточны. Можно говорить только об экономической эффективности. А насчёт того, что"выгодно насафилам" - не правда. Давайте говорить об "аварийных случаях"... Я не знаю, с какого перепугу skroznik стал сравнивать пилотируемый "Шаттл" с грузовым "Прогрессом" и, тем более - с РН "Протон". "Шаттл" доставлял на орбиту и обратно не только грузы, но и людей. А это не просто "лишние" 100 кг руза, как Вы понимаете. Я не только СЖО и системы безопасности имею в виду. Это вообще другой подход к конструкции в целом. Ну и люди - не просто пассажиры, а то необходимое звено, которое на орбите делало прочую нагрузку реально полезной. Так что, говря об "аварийных случаях", сравнивать логичнее пилотируемые корабли (для лётных происшествий с гибелью людей применяют общепринятый термин "катастрофа"). И для "Шаттла" и для "Союза" имеем два катастрофических исхода. Обычно, опроверги сразу восклицают: "Ага! Но у них 14 жертв, а у нас "только" 4". Они, видиму, считают, что автобус сильно опаснее легковушки - жертв-то при аварии бывает больше... При этом, замалчивается трагедия А.Левченко, который погиб не в ходе полёта, а умер через полгода после него, вследствие травмы головы, полученной при посадке "Союз ТМ-3". Ну и происшествия без гибели людей не стоит считать "чисто рабочими моментами". Это всё очень близко, на грани трагедии. "Союз Т-10-1" взрыв носителя на стартовом столе, "Союз-18-1" - авария третьей ступени, "Союз-33" - отказ ДУ кора*ля, с десяток случаев баллистического спуска СА, почти столько же неудачных и несостоявшихся стыковок - всё это старательно обходится верующими в уникальную надёжность "Союзов".

А это вместе с "Востоками"?

Только "Союзы". Для "Востоков" и "Восходов" - это единственный режим приземления.

Ага... Видимо, именно по причине "врождённых (принципиальных) недостатков ТТРД" у нас переходят на исключительно твёрдотопливные МБР. А по причине "врождённых (принципиальных) недостатков водорода" - запилили "Энергию".Чепуха. Челленджер" взорвался только потому, что руководство полётом проигнорировало требования по внешним условиям для старта, зафиксированные в технической документации. "Колумбия" погибла потому, что ЦУП не придал значения куску теплоизоляции, отвалившемуся от кислородного бака во время старта. Потеря части теплозащитного покрытия и "Шаттла" и "Бурана" - явление заложенное в конструкцию, т.е. - неизбежное. А вот люди обязаны оценивать возможные последствия.

Я идиотами считаю не их... "Часть затрат" - отбита. Это, в первую очередь - создание МКС. Хотя, почему "в первую очередь"... "Хаббл" дал больше научных результатов, чем МКС. А провокация СССР на создание аналогичной системы - наиболее масштабная экономическая диверсия за всю историю. И таки - да, бросили эксплуатировать "на пике". Потому, как - только идиот станет "ездит в булочную" не на такси, а на КАМАЗе...Ну зачем опять говорить о том, чего не знаете? Доработка "Шаттлов" велась перманентно. И самого кора*ля, и его ДУ, и системы управления, и ТТУ, и даже подвесного бака... Только в конструкцию "Коламбии" было внесено более 50-ти изменений. Даже Ваши коллеги-опроверги замечали наиболее бросающиеся в глаза изменения. Вот, например "Атлантис" с "поручнями" на створках грузового отсека:

и без них:

Офигенно... Первый полёт "Шаттла" - 1981 г. Катастрофа "Челленджера" - 1986 г, 25-й полёт. Катастрофа "Коламбии" - 2003 г, 113-й полёт. Зачем пытаетесь врать?Это общее место для МТКС. Потеря теплозащитных плиток - явление неизбежное и прогнозируемое.У Вас с памятью проблемы постоянные? Не запускайте... http://sevpolitforum.ru/viewtopic.php?p=19686213#p19686213Не стоит это делать, с Вашей-то памятью...Я Вас понимаю... Вы всегда делали то, что раньше кто-то делал. И называли это констукторской работой... К счастью, бывают и другие инженеры.К чему этот "плачь Ярославны"? Ваш уровень уже давно понятен. Да и не имеет это никакого отношения к обсуждаемому. Рассуждения - это явно не Ваше. Просто - задавайте вопросы.

Трудно быть бестолковым... (и невозможно остановить)

Лунная ступень пилотируемой советской лунной программы и ее габаритное сравнение с американской лунной ступенью.



Лунный корабль "ЛК": 1 - лунный посадочный агрегат, 2 - ракетный блок "Е", 3 - кабина космонавта, 4 - блоки системы жизнедеятельности, 5 - прибор наблюдения при посадке, 6 - блок двигателей ориентации, 7 - радиатор системы терморегулирования, 8 - стыковочный узел, 9 - датчик прицеливания, 10 - юстировочные датчики, 11 - приборный отсек, 12 - телевизионная камера, 13 - всенаправленные антенны, 14 - источники питания, 15 - опорная стойка с амортизатором, 16 - подкос с амортизатором, 17 - посадочный радиолокатор, 18 - навесной приборный отсек, 19 - слабонаправленные антенны, 20 - антенны системы сближения, 21 - телевизионные антенны, 22 - двигатель прижатия, 23 - основной двигатель, 24 - отражатель, 25 - резервный двигатель.




______________________________________________________________________________________________________

Сравнительные габариты советского и американского лунных посадочных пилотируемых модулей:

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 кора*ля, 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)

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.

Арх.№ 2016а (79-84)

12.05.1965г.

СПРАВКА

СРАВНЕНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК ЖРД КОНСТРУКЦИИ ОКБ-456
и КОНСТРУКЦИИ ОКБ США

1. Двигатели первых ступеней ракет тягой до 200-250 тонн

а) Кислородно-керосиновые двигатели

Лучший американский двигатель этого класса Н-1, впервые установленный на ракете Сатурн-1 в 1965 г., уступает по удельной тяге в пустоте на 26 сек двигателю 8Д74 первой ступени ракеты Р-7, летающему с 1957 г., и на 20 сек у земли и 30 сек в пустоте двигатель Н-1 уступает двигателю 8Д716, несколько лет летающему на ракете Р-9. Причина в пониженном давлении в американских камерах сгорания (45 ата вместо 60-80 ата) и менее совершенном процессе сгорания (полнота удельной тяги двигателя 90%, вместо 92-93%).

Тяга двигателя Н-1 в 1,7 раза меньше тяги двигателя 8Д716. Удельный вес и габаритный диаметр американских двигателей несколько меньше.

б) Азоттетроксид-диметилгидразиновые двигатели

Лучший американский двигатель этого класса YLR-87-AJ5, летающий несколько лет на ракете Титан-2, уступает по удельной тяге на 10-25 сек у земли и 15-30 сек в пустоте двигателям 8Д723 и 11Д43, используемым на ракетах Р-36 и УР-500. Причина та же, что и в кислородных двигателях.

Тяга американского двигателя (195 т) находится в интервале тяг упомянутых советских двигателей (151-241 т). Удельный вес и габариты американского двигателя несколько больше.

В американском двигателе в качестве горючего используется смесь 50% НДМГ+50% гидразина, температура плавления которой составляет -7,3°С вместо -57°С для НДМГ, используемого в отечественных двигателях. Это обстоятельство осложняет эксплуатацию американского двигателя.

Заключение: Двигатели ОКБ-456 первых ступеней ракет на криогенных и высококипящих топливах в диапазоне тяг до 200-250 тонн превосходят американские двигатели этого класса по основным показателям (тяга, удельная тяга).

2. Двигатели первых ступеней ракет тягой 600 тонн

Американский двигатель F-1 тягой 680 т на криогенном топливе уступает по удельной тяге двигателю 8Д420 тягой 600 т на долгохранимом высококипящем топливе на 40 сек у земли и 17 сек в пустоте, имеет худший удельный вес (в 1½ раза) и больший габаритный объем (~ в 2 раза). Однако двигатель F-1 находится ряд лет в стендовой отработке и в конце 1964 г. прошел сдаточные автономные стендовые испытания, в то время как двигатель 8Д420 находится лишь в стадии освоения производства первых опытных образцов и темпы работы замедлены задержкой с выходом Постановления Правительства. По этой же причине еще не подключены смежники.

Необходимо форсирование работ по созданию двигателя 8Д420 с целью исключения серьезного и недопустимого отставания отечественного ракетного двигателестроения от американского в этом классе двигателей, использование которых повышает надежность тяжелых ракет-носителей, позволяя решать задачу с ограниченным числом двигателей (на первой ступени Сатурн-5 установлено лишь 5 двигателей F-1 вместо 30 двигателей на ракете Н-1).

Заключение: СССР находится в серьезном и недопустимом отставании в создании двигателя с тягой 600 т. Энергетические и эксплуатационные характеристики двигателя 8Д420 существенно превосходят американские. Необходимо незамедлительно оформить Постановление Правительства о дальнейшей разработке двигателя 8Д420.

3. Двигатели верхних ступеней ракет на криогенных топливах

а) Кислородно-керосиновые двигатели тягой 35-100 тонн

Американский двигатель этого класса LR105-5 второй ступени ракеты «Атлас» по тяге и, по-видимому, по удельной тяге уступает двигателю 8Д75 второй ступени ракеты Р-7. По удельному весу американский двигатель немного лучше, а габарит его несколько меньше, т.к. тяга почти втрое меньше, чем у двигателя 8Д75.

Заключение: Двигатель ОКБ-456 для второй ступени ракеты превосходит американский того же класса.

б) Двигатель тягой 5÷10 тонн на высокоэффективных криогенных топливах

Американский двигатель RL10A-3 на кислородно-водородном топливе, проходящий летные испытания на ракетах Атлас-Центавр (III-я ступень) и Сатурн-I (II-я ступень), превосходит по удельной тяге на 75 сек двигатель 8Д710 на кислородно-диметилгидразиновом топливе (летает на II ступени 63С1М) и на 27 сек двигатель 8Д21 на фторо-аммиачном топливе (проходит стендовую отработку). Удельная тяга двигателя РД-350 на фторо-водородном топливе на 37 сек больше, чем у этого американского двигателя. Однако двигатель РД-350 находится в самой начальной стадии разработки.
Американский двигатель RL10A-3 практически не имеет преимуществ по эффективности перед двигателем 8Д21, так как удельный вес кислородно-водородного топлива примерно в 3 раза меньше, чем у фторо-аммиачного. Тяга двигателя RL10A-3 в 1½ раза меньше, чем у рассматриваемых отечественных двигателей.

Заключение: Сравнение со всеми известными конструкциями показывает, что двигатель 8Д710 не имеет себе равных по удельной тяге среди любых кислородных двигателей с высококипящим горючим, разработанных как США, так и в СССР. Необходимо форсировать доводку и внедрение фторо-аммиачного двигателя 8Д21, не уступающего по эффективности американскому кислородно-водородному двигателю RL10A-3. Советская ракетная техника находится впереди в освоении фтора как окислителя. Американская ракетная техника опередила советскую в освоении и внедрении жидкого водорода. Необходимо форсировать работы в СССР по жидкому водороду. Выполнение разработки фторо-водородного двигателя РД-350 даст нашей стране наиболее эффективный из известных и возможных видов ЖРД, превосходящий все кислородно-водородные двигатели США и СССР.

в) Двигатели тягой 50-100 тонн на высокоэффективных криогенных топливах

В США в завершающей стадии стендовых испытаний находится кислородно-водородный двигатель J-2 тягой 90 т с удельной тягой ~420 сек, обеспечивающий II и III ступени самых тяжелых американских ракет-носителей (Сатурн-IB и Сатурн-5). В ОКБ-456 в проработке находится двигатель РД-305 на фторо-аммиачном топливе на тягу того же класса, не уступающий двигателю J-2 по эффективности.

Заключение: Для восполнения пробела в тематическом плане советских разработок по созданию двигателя средней тяги на высокоэффективном криогенном топливе форсировать разработку двигателя РД-305 с тягой 50 т и удельной тягой 400 сек.

4. Двигатели верхних ступеней ракет на высококипящих топливах.

а) Азотнокислотно-диметилгидразиновые двигатели

Американский двигатель XLP-81-BA-9 верхней ступени ракеты «Аджена» уступает двигателю 8Д722 на том же топливе по тяге и удельному весу; не отличается по удельной тяге, поскольку при в 6,5 раз меньшей тяге используется сопло с большей степенью расширения.

Заключение: Отечественный двигатель 8Д722 обладает лучшими характеристиками, чем американский XLP-81-BA-9. В связи с существенной разницей в тяге рассматриваемых двигателей, более правильно проводить сравнение двигателя США с двигателями ОКБ-2 на том же топливе, менее отличающихся по тяге.

б) Азоттетроксид-диметилгидразиновые двигатели

Двигатели США этого класса разработаны для II ступени ракеты «Титан-2» и разрабатываются для двигательного отсека лунного корабля «Аполлон». В ОКБ-456 на аналогичном топливе разработан двигатель 8Д724 для II ступени Р-36 и разрабатываются экспериментальные двигатели 8Д725, 11Д44 для II и III ступеней ракет. По диапазону тяг и значению удельной тяги двигатели ОКБ-456 превосходят американские двигатели. «Аэрозин-50» уступает отечественному горючему «Гидразин-50» как по температуре плавления (-7,3°С вместо — 60°С), так и по эффективности, обеспечивая меньшую удельную тягу.

Заключение: Характеристики отечественных двигателей этого класса превышают американские по диапазону тяг и удельной тяге. Необходимо форсировать разработку двигателя 8Д725, обладающего наибольшей удельной тягой среди всех известных двигателей, использующих высококипящие не «экзотические» топлива.

в) Перекисные двигатели

В ОКБ-456 проводятся исследования, связанные с разработкой экспериментальных двигателей на высококипящих долгохранимых топливах, обладающих весьма высокой удельной тягой — от 380 сек для пентаборана в качестве горючего до 444 сек для флюидизированного гидрида берилия как горючего. Создание этих двигателей откроет новые возможности в развитии ракетной техники. О разработке подобных двигателей в США сведений не имеется.

Заключение: Форсировать работы по созданию двигателей 11Д11 и РД-560, способных на базе высококипящих компонентов топлива обеспечить предельные значения удельных тяг, характерные для фторо-кислородных и фторных двигателей.

Главный конструктор ОКБ-456
ГЛУШКО

Арх.№ 2016а (36-42)

Советский однокамерный ракетный двигатель РД-270



Характеристики РД-270

• Схема: с дожиганием (газ + газ)
• Топливо: 50% несимметричный диметилгидразин + азотный тетраксид
• Тяга на земле: 640 тонн
• Тяга в пустоте: 685 тонн
• Удельный импульс на земле: 301 с
• Удельный импульс в пустоте: 322 с
• Давление в камере: 266 атм
• Относительная масса у земли залитого двигателя: 8,5
• Высота: Н = 4,85 м
• Диаметр: D = 3,3 м

Сравнение F-1 и РД-270

• Обочначение: F-1 --- РД-270
• Предназначение: Сатурн-5 --- УР-700/Р-56
• Страна: США --- СССР
• Изготовитель: Rocketdyne --- ОКБ-456 (НПО Энергомаш)
• Руководитель: Роберт Биггс --- Валентин Глушко
• Разработка: 1959 - 1971 гг. --- 1962 - 1969 гг.
• Топливо: керосин --- гептил (50% несиметричный диметилгидразин)
• Окислитель: жидкий кислород --- тетраоксид диазота
• Соотношение ок/т: 2,27 --- 2,67
• Камер сгорания: 1 --- 1
• Схема: открытая --- закрытая с полной газификации компонентов
• Давление в КС: 70 Атм --- 266 Атм
• Удельный импульс: 263 сек --- 301 сек
• Тяга у земли: 677 тонн --- 627 тонн
• Тяга в пустоте: 777 тонн --- 671 тонн
• Дроселирование: нет --- ±5%
• Полная масса 9115 кг ---5603 кг
• Высота: 5,79 м --- 4,85 м
• Диаметр: 3,76 м --- 3,30 м

К ИСТОРИИ РАЗРАБОТКИ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ РД-270

Жидкостной ракетный двигатель (ЖРД) РД-270 является исключительным примером попытки разработки мощного двигателя по предельной схеме - «газ -газ». В начале 60-х годов в ОКБ-456 под руководством В.П. Глушко приступили к разработке двигателя тягой 640 т на земле и удельным импульсом 301 сек на земле при давлении в камере сгорания 266 атм, работающего на долгохранимых компонентах топлива: азотный тетроксид и НДМГ. Двигатель должен был иметь два газогенератора: окислительный и восстановительный. Двигатель предполагалось использовать в альтернативном (по отношению к РН Н-1) проекте носителя УР-700 Янгеля. Была проведена автономная отработка основных агрегатов двигателя, выполнено 29 краткосрочных огневых испытаний 21 экспериментального двигателя. Работы по доводке двигателя были остановлены в связи с прекращением всей деятельности по проекту УР-700. Многие принципиально новые технические решения были отработаны на этом двигателе, позднее они были использованы при разработке двигателей РД-253, РД-264 и РД-268.

В 60-х годов в НПО Энергомаш (тогда ОКБ-456), возглавляемом академиком В.П.Глушко, было проведено экспериментальное исследование предельной схемы "газ-газ" при разработке двигателя РД-270 тягой 640т. Данная схема позволяла обеспечить существенное повышение удельного импульса за счет повышения давления в камере сгорания. Это было новое слово в практической разработке ЖРД, но надо сказать, что каждый ЖРД в НПО Энергомаш в те годы разрабатывался технически на пределе возможного на тот период. Каждый раз идеи главного конструктора ОКБ-456 В.П.Глушко и задачи, требования, которые он заявлял на новый двигатель, вызывали массу возражений оппонентов, но он вместе со своими коллегами-единомышленниками неизменно добивался своего.

Основными особенностями двигателя является достижение тяги 640 тонн в одной камере сгорания с применением схемы "газ-газ" с предварительной газификацией практически всего суммарного расхода компонентов топлива в двух газогенераторах, один из которых работает с избытков окислителя, а другой - с избытком горючего. Каждый из газогенераторов производит окислительный и восстановительный газы, которые идут на турбину соответствующего ТНА, в свою очередь, приводящую во вращение насосы. Это обуславливает отсутствие потерь удельной тяги на привод ТНА и возможность работы при высоком давлении в камере.

Схема состоит из:

1. системы подачи окислителя,
2. системы подачи горючего,
3. системы регулирования тяги и соотношения компонентов топлива в камере,
4. системы запуска и останова двигателя,
5. системы продувки,
6. системы наддува топливных баков,
7. системы управления клапанами двигателя.

По команде пуск компоненты топлива поступают в ГГО и ГГВ и воспламеняются. Газы идут на основные турбины ТНА О и ТНА Г. Включаются стартеры пусковых турбин, входящих в состав как ТНА О, так и ТНА Г. С ростом оборотов ТНА растут обороты гидротурбин преднасосов О и Г, что повышает давление на входе основных насосов О и Г. Газы из ГГО и ГГВ через основные турбины и клапаны идут в камеру сгорания. Двигатель выходит на номинальный режим.

Регулирование тяги происходит благодаря исполнительному органу -дросселю 20 с приводом 19. Регулирование соотношения компонентов топлива в камере сгорания происходит благодаря исполнительному органу - регулятору перепуска 10 с приводом 9. Предусматривалось регулирование по тяге в диапазоне ±5% и по соотношению компонентов в диапазоне ±7%.

В конструкции камеры сгорания был введен пояс дополнительного пленочного охлаждения с 4 щелями, а на самых теплонапряженных участках сопла применено покрытие двуокисью циркония.

Восстановительный газогенератор, как и окислительный газогенератор были выполнены по 2-х зонной схеме. Они состояли из плоской форсуночной головки с однокомпонентными форсунками и пояса разбавления для подачи горючего или окислителя. Газовод восстановительного газа был сделан охлаждаемым.

Управление вектором тяги двигателя осуществлялось за счет качания двигателя в карданном подвесе водной плоскости на угол ±8°.
Впервые в практике проектирования ЖРД в нашей стране был проведен анализ аварийных ситуаций, возможных при работе двигателя с целью выбора определяющих параметров для создания системы безопасности РН.

Предэскизный проект этого двигателя был выполнен в 1963г, дополнение к нему - в 1966г, эскизный проект - в 1968г на основе технического задания ЦКБМ Челомея от 1965г на двигатели 1 и 2 ступеней для ракеты УР-700 (на первой ступени предполагалось установка 6 таких двигателей, на второй - трех двигателей). Основная конструкторская документация была выпущена в конце 1964г.

Началу работ по выпуску предэскизного проекта предшествовали Постановление Правительства от 26.05.62 и приказ ГКОТ от 18.07.62, в которых предусматривалось проведение поисковых работ по выбору оптимальной схемы и параметров мощного ЖРД с тягой до 1000 т в одной камере. Последовавшие заключения на выпущенный предэскизный проект весьма ярко отражали различные мнения на развитие ЖРД в будущем. Военные осторожно отмечали, что не все вопросы подкреплены расчетами и цифровыми данными, особенно говоря об оценке надежности двигателя. НИИ-88 (Мозжорин), одобряя предложения о проведении модельных испытаний для снижения объема натурных автономных испытаний агрегатов, а также использование самовоспламеняющегося топлива, тем не менее считал, что этот двигатель не может найти применения для стратегических ракет (требуются двигатели не более 400 т тяги), а модернизация космических ракет Н-1, Р-56, УР-700 с его использованием не дает существенных улучшений характеристик, и что двигатель может найти применение только в будущем через 10 - 15 лет.

В связи с такими отзывами В.П. Глушко и его сторонникам пришлось потратить еще около полутора-двух лет, чтобы доказать, к сожалению, уже практически очевидную вещь - отставание советской программы разработки мощных ЖРД от американской. В письмах секретарю ЦК КПСС Д.Ф. Устинову, министру МОМ С.А. Афанасьеву они напоминают, что американский ЖРД типа F-1, развивающий на кислородно-керосиновом топливе тягу у земли 680т, в декабре 1964г. успешно прошёл официальные стендовые испытания с заказчиком, в то время как РД-270 на ту же тягу 600т, но с существенно большей удельной тягой (на 40 сек), в 1,5 раза более лёгкий и вдвое меньшего объёма по габариту на более эксплуатационном высококипящем топливе, до сих пор не получил должного темпа разработки. Разработана полностью техническая документация и спущена в опытное производство ОКБ-456 ещё в 1964г. Однако официально работы по ней с 1965г. прекращены министерством в связи с задержкой выхода в свет подготовленного проекта Постановления. Задержка же с разработкой мощного двигателя приведёт к безвозвратной потере времени. "Необходимо форсирование работ по созданию двигателя 8Д420 (РД-270) с целью недопущения серьёзного и недопустимого отставания отечественного ракетного двигателестроения от американского в этом классе двигателей, используемых категорий повышенной надёжности тяжёлых РН, позволяя решать задачу с ограниченным числом двигателей (на I ступени Сатурна-5 устанавливается лишь 5 двигателей вместо 30 на Н-1), - писал В.П. Глушко.

К маю 1966г были изготовлены первые узлы основных агрегатов для экспериментальных работ. На моделях и специальных стендовых установках были отработаны автономно основные узлы двигателя. Надо отметить, что стендовая база в то время не позволяла обеспечить в полной мере качественную отработку узлов двигателя. Из-за высоких давлений и больших расходов для проведения автономных испытаний в условиях, близких к натурным, необходимы уникальные стенды, на проектирование и строительство которых потребовалось очень много времени и средств. В итоге объем проверочных испытаний агрегатов двигателей был существенно меньше того, что имело место при доводке других двигателей разработки предприятия. К сожалению, даже в планах отсутствовали автономная отработка камеры, двух газогенераторов и ТНА на режимах, близких к натурным, Отработка этих агрегатов предусматривалась уже в составе двигателя. Это несомненно наложило дополнительные трудности на начальный период огневых стендовых испытаний, так как двигатель был сложнее предыдущих, а объем автономных испытаний агрегатов оказался заметно меньше.

Тем не менее, в ходе автономной отработки узлов двигателя, кроме статических испытаний силовых элементов конструкции, а также проливок и продувок жидкостных и газовых трактов, был выполнен значительный объем работ. Была проведена отработка элементов смесеобразования для газогенератора и камеры сгорания, оценены равномерности распределения расходов по их сечению.

Проведены испытания преднасосов, шнеков и отдельных ступеней насосов на воде, основных турбин на модельном газе, пусковых турбин совместно с пороховыми стартерами при работе насосов на воде и ряд других работ.

Огневые испытания двигателя проводились с 23 октября 1967г по 24 июля 1969г. Двигатели изготавливались в варианте с камерой сгорания, имеющей укороченное сопло, и без регуляторов с целью ускорения начала стендовой отработки. Всего было проведено 27 испытаний 22 двигателей. Три двигателя испытывались повторно, а один - трижды. Все испытания были кратковременными. Эти испытания проводились на стенде №2, который был специально реконструирован для доводки этого двигателя. Доводку двигателя предполагалось в основном завершить в 1972 году. Должно было быть проведено 550 огневых испытаний на 200 двигателях, в том числе для летной сертификации (ЛКИ) планировалось испытать 45 двигателей. Предполагалось также подключить к этим работам и ряд серийных заводов МАП и МОМ (Пермь, Куйбышев, Омск).

Работы по двигателю были прекращены в конце 1969г в связи с закрытием разработки УР-700. Попытки продолжения работ по двигателю такой размерности не нашли поддержки из-за отсутствия конкретной ракеты-носителя.

Тем не менее, выполненные работы по программе ЖРД РД-270 показали реальность создания двигателя по схеме "газ-газ". Был получен огромный опыт в проектировании столь крупногабаритного двигателя. Освоено изготовление таких агрегатов и двигателя. Создана стендовая база, в том числе и крупнейший в мире стенд для испытания насосов на воде и стенд для огневых испытаний двигателя. Было установлено, что одним из наиболее сложных вопросов в процессе создания мощных двигателей по схеме «газ-газ» является «укрощение» динамических характеристик двигателя и обеспечение статической и динамической устойчивости двигателя. Удалось отработать в первом приближении запуск двигателя, и в какой-то мере экспериментально убедиться в возможности обеспечения устойчивости двигателя. Конечно, надо признать, что нельзя на той стадии развития разработки ЖРД было обойтись без проведения предварительной автономной отработки всех основных агрегатов двигателя перед началом его огневых испытаний.

Вместе с тем, можно отметить, что разработка двигателя РД-270 позволила существенно упростить в последующем создание двигателей РД-264 и РД-268 для боевых ракет МР-УР-100 и Р-36М2 (РС-20, SS-18, «Сатана»), а в итоге содействовало и успешной разработке самого мощного в мире двигателя РД-170.