Sevpolitforum.info

Интересно? Кому? Вам? А кому итересно, что Вам интересно?Как раз, комментируемое сообщение представляет собой ярчайший пример злостного офтопа и попытки перехода на личности. Много раз предлагал: ляпните что-нибудь о программе "Аполлон" - и будет обсуждение по теме. Ну, на крайняк, можно про критерии научности или логические ошибки, раз в технических вопросах плаваете тонете...

Ссылку дайте пожалуйста на это утверждение.

Мне просто нравится с какой готовностью вы бросаетесь гневно обличать всё что угодно, лишь бы не касаться критического анализа материалов так называемой лунной программы. К слову говоря "ляпаете" тут только вы и ваши, так сказать, коллеги. Поскольку доказательств присутствия американских граждан на Луне вы предъявить не смогли. Всё, с чем можно было ознакомиться, лишь ваше личное мнение основанное на личном мнении других людей, зато не скупитесь на копипасту. Не удивлюсь если вы так писали свою дипломную работу, а потом мы удивляемся что так не развивается экономика.

Чё, и примеры перечисленных грешков приведёте? Или, как обычно, главное прокукарекать, а там - хоть трава не расти?Вот, снова всё та же логическая ошибка. Не предъявляли не значит, что не могли. Не наше это дело. Это дело NASA. И оно давно сделано. Вперёд - изучайте представленные доказательства, критикуйте. Тем более, что Олег, бесплатно вам помогает. А наше дело - аргументированные возражения на критику.Коснёмся, не сомневайтесь. Как только он появится, этот самый, "критический анализ" - так и коснёмся. Проблема только в том, что его нет.Не Ваше дело, конечно, но мой дипломный проект был под грифом. Как Вы представляете себе "копипаст" секретных документов в начале 80-х гг?

Хоть это и не ко мне - но я с вашего позволения отвечу.
Нет ни единой статьи в научной литературе - утверждаю это с полной ответственностью, которая явилась бы хоть малейшим основанием для критического анализа возможности полетов американцев на Луну.
Поэтому объективные данные для такого анализа отсутствуют в полной мере.
А мнение шестой палаты - с этим врачи разберутся.

Ну... это Вы завернулиии... У них есть фундаментальное основание для "критического анализа": "Американцы (и прилёгшие под них советские специалисты) - тупые и лживые". А они сами - умные и честные. Ну, и "пробирка Пауэла", конечно... Как же без неё ...

Вот это ближе к делу, но уточню, работ в которых бы делался анализ и выводы по лунной программы в СССР не было. Имею ввиду не изучение грунта по американским таблицам, а изучение всей программы в целом.

"Под грифом" было всё, что угодно и большей частью то, что на западе было в открытой печати. Но вы или до сих пор не можете поверить, что каждый если захочет, может прочитать в сети обо всём что нужно, или злонамеренно копируете сюда простыни. Копипасту 80х очень представляю, это закрытые библиотеки с любой западной периодикой, чего не было в общем доступе.

Чушь полная и абсолютная.
Сто раз повторенная и обсужденная.
Мы не только всю программу пилотируемого полета американцев изучили до винтика, но и свою пилотируемую программу высадки советского человека на Луну делали по образу и подобию американской программы (хотя это было серьезнейшей ошибкой). Мы реализовали эту программу в железе в полном объеме (не успели только с доводкой лунной пилотируемой программы по времени раньше американцев). Все это железо прошло испытания в реальных космических полетах...
Так если это смогли сделать мы - почему этого не смогли сделать американцы? - намного более могущественная страна в научно-техническом и промышленном плане.

Хотя и почти 400 кг лунного грунта вполне достаточно для доказательства пилотируемого полета американцев на Луну - привезти такое количенство грунта автоматами невозможно - нет и не было в природе таковых автоматических лунных космических станций.

Ваши заявления голословны, на основании чего вы решили что "изучили до винтика"? Какие то таинственные Розенберги в лунной программе передали СССР передали материалы или опять ваши догадки?

p.s. Можете объяснить, результатом копирования с чего в американской программе появились Луноходы?

А кроме СССР анализы и выводы, больше нигде не могли сделать? Ну, СССР, так СССР... Технические аспекты программы: УДК 629.788:523.3, И. И. ШУНЕЙКО, ПИЛОТИРУЕМЫЕ ПОЛЕТЫ НА ЛУНУ. КОНСТРУКЦИЯ И ХАРАКТЕРИСТИКИ SATUBN V APOLLO. «РАКЕТОСТРОЕНИЕ». (Итоги науки и техники), 1973 г., т. Производственно-издательский комбинат ВИНИТИ, Люберцы. Тираж 1600 экз.Изучение по таблицам? Вы сами работы перечитали и пришли к такому выводу или Вам это кто-то напел? Ох уж этот Рабиноооович... Как же я могу в это поверить, если каждый раз опроверги мне доказывают, что они не могут найти в сети информацию ни по американским космическим программам, ни по отечественным? Вот Вы, например, кроме опровергательских напевов, что нашли и прочитали?Вы еще не предъявили основания для прошлых наездов: а уже лепите новый... Свинство это, сударь, просто свинство. Или для Вас норма?Да, библиотека была закрытая , прямо так и называлась: "Секретная библиотека". Только западной периодики там не было, а были материалы по всему советскому военному кораблестроению. Бери, изучай... только скопипастить не получится...

Vister в этом труде есть какие то данные отличные от американских?

Смешно... В этом труде есть анализ американской лунной программы и выводы. Ровно то, что Вы хотели:

Vister вы даже не представляете как это смешно. Я вас спрашиваю где работы по собственной оценке, вы мне суете мурзилку. Подтверждая тем самым, что отечественных работ в открытом доступе, где бы американская лунная программа оценивалась независимо и по данным своих средств оценки - нету.
Для пущей уверенности полистаем список литературы.



Где в этом списке что то списанное не из американских книг? Зачем нужен был, как его там хрен с горы, аж с кассетами переговоров астронавтов и почему в этот монументальный труд не включено?

В данном случае голословны вы - и ваша голословность базируется на вашем незнании тривиальных фактов.
Факты эти заключаются в том что вся программа "Аполлон" была ПОЛНОСТЬЮ ОТКРЫТОЙ ПРОГРАММОЙ - никакая разведка здесь не нужна была.
Вы могли приехать на космодром и полностью заснять к примеру старт так же как бы вы это сделали на нашем космодроме (что мы и делали). Кстати на первом лунном запуске присутствовало около миллиона зрителей.
Наши специалисты неоднократно посещали заводы и центры где создавались элементы программы "Аполлон" и имели полный доступ ко всему.
Полная открытость программы "Аполлон" - ее ПРИНЦИПИАЛЬНАЯ черта - ибо это была чисто политическая программа для показа всему миру - дабы мир мог убедится кто в космосе хозяин.

Поэтому поменьше выдумывайте и больше читайте - тогда не придется упрекать других в голословных заявлениях, основанному на ваших собственных незнаниях.

Опять таки - смешите всех вы, а не вистер.
Все технические данные поступали на стол конструкторам, в ЦК КПСС и совмин СССР и сводить их воедино для печати в газете ПРАВДА не имело никакого смысла. Так же как не имеет смысла печатать в открытой печати параметры гагаринского ВОСТОКА - это давно не секрет, но эту бредовую печать никто не осуществляет - она интересна только специалистам. На основании этих данных наши конструктора делали выводы и подавали их в ЦК для окончательного принятия решений.

PS Может вам опубликовать рукописи Эйнштейна в Российской газете? - дабы шестая палата их проверила...

Да, такой патетикой вы меня просто растрогали. Фильм помните про первого американского недокосмонавта? "мы первые запустили человека в космос! - а как же советы? - мы первыми запустили свободного человека в космос!"

Чего сказать то хотели? Или просто телепередачи вспоминаете?
Если просто пофлудить - я вам мешать не буду.

А чьи здесь оценки? Материалы - исполнителей, а их оценки - советских специалистов, вполне независимые. "Внутренняя критика", про которую Вы тут, как-то заикнулись.Тут нужно определится сразу, что Вы подразумеваете под "отечественными работами". А то окажется, что не на бланке Госзнака и без семи печатей, оценки не считаются.Не, тут Вы совсем не правы. Молотов, не "хрен с горы", а крупнейший специалист в своей области. Если переходить на такие обороты, то уместнее так назвать Вас. Хотя, "прыщ с задницы" - ещё уместнее.

Мишин в дневнике подтверждает:Аналогичных по смыслу записей там ещё несколько. А разведка тоже работала. "Необходимо дополнить сведениями" - это и есть кулуарная формулировка очередного задания.

Весь наш (советский) технический анализ программы "Аполлон" содержится в реализованной в железе нашей лунной пилотируемой программе - которая идеологически полностью совпадает с программой "Аполлон".

Она бы совпадала с точностью до мелочей, если бы Глушко вовремя сделал 600 тонный движок на керосине.

Вистер - разведка тоже работала - спору нет - она обязана работать ВСЕГДА.

Я, как раз, хотел подчеркнуть, что не просто "как всегда", а по конкретным целевым запросам "совета ГК".

Из архива академика В.П. Глушко.
Замечание: Брежнев в 1966 маршалом не был - но так написано в документе

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)

Из архива академика Глушко В.П.

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)