Комментарии 40
Ах, если бы не Пенемюнде =))
Спасибо за экскурсию. Вот бы ещё посмотреть на казанские сокровища. Лапки щешутся увидеть трофейные немецкие прецензионные станки, которые прекрасно работали ещё в 70-х. Но это уже совсем другая история.
Спасибо за экскурсию.
Проблемы с нестабильностью горения в больших камерах до конца решить так и не удалось, поэтому большинство двигателей конструкции КБ Глушко — многокамерные.
Угу. Смотришь на «семерку» снизу, а там — сопла, сопла, сопла :)))
Много небольших. Американцам удалось сделать одно, но большое :)
Угу. Смотришь на «семерку» снизу, а там — сопла, сопла, сопла :)))
Много небольших. Американцам удалось сделать одно, но большое :)
Нуу, для семерки когда выбирали схему двигателя выбрали четырехкамерную не потому, что думали, что не удастся разработать большую камеру в приемлемый срок, а потому что оказалось, что компоновочная схема двигателя получается гораздо меньше по длине при сохранении требуемой степени расширения сопла. Да, двигатель стал сложнее, потребовалось отказаться от управления вектором тяги и поставить рулевые камеры (сопла, сопла, сопла, хихихи), потому что сильфонов высокого давления тогда еще не было, но плюсы в компоновке самой ракеты перевесили, а в обеспечении надежности двигателя были уверены (и он, кстати, не подвел).
А работает ли оно?
В статье А. Велюрова «Великий карбюратор» приведён детальный проверочный расчет регенеративного охлаждения КС двигателя F-1 в части возможности теплосъема охладителем (керосином) теплового потока от продуктов сгорания. Расчет основан на проверенных методиках, опубликованных, в частности, в учебниках по проектированию ЖРД В.Кудрявцева и М.Добровольского (профессора МВТУ). В качестве исходных данных для расчета использовались данные и параметры F-1, взятые из доступных американских источников. Расчет выполнен корректно и замечаний к нему нет.
В результате расчета А.Велюровым сделан вывод о невозможности теплосъема теплового потока в 13 МВт/м^2 рубашкой охлаждения F-1 при заданных параметрах потока охладителя и геометрических характеристиках тракта охладителя (трубок, из которых выполнена камера сгорания (КС) и сопло).
manonmoon.ru/articles/st65.pdf
Если невозможно было охладить двигатель, значит он не рабочий, и не только не летал в космос, но и не летал на Луну… значит двигатель F-1 — фэйк…
Можно ли полагаться на эту информацию? Если она верна, то выходит что США на луну таки не летали…
В статье А. Велюрова «Великий карбюратор» приведён детальный проверочный расчет регенеративного охлаждения КС двигателя F-1 в части возможности теплосъема охладителем (керосином) теплового потока от продуктов сгорания. Расчет основан на проверенных методиках, опубликованных, в частности, в учебниках по проектированию ЖРД В.Кудрявцева и М.Добровольского (профессора МВТУ). В качестве исходных данных для расчета использовались данные и параметры F-1, взятые из доступных американских источников. Расчет выполнен корректно и замечаний к нему нет.
В результате расчета А.Велюровым сделан вывод о невозможности теплосъема теплового потока в 13 МВт/м^2 рубашкой охлаждения F-1 при заданных параметрах потока охладителя и геометрических характеристиках тракта охладителя (трубок, из которых выполнена камера сгорания (КС) и сопло).
manonmoon.ru/articles/st65.pdf
Если невозможно было охладить двигатель, значит он не рабочий, и не только не летал в космос, но и не летал на Луну… значит двигатель F-1 — фэйк…
Можно ли полагаться на эту информацию? Если она верна, то выходит что США на луну таки не летали…
В части расчетов полагаться на эту информацию можно, с учетом того, что при проведении расчета не была учтена особенность конструкции F1: подвод части тепла к стенкам сопла блокировался путем создания газовой завесы с относительно небольшой температурой, создаваемой путем сброса в сопло низкотемпературного генераторного газа после турбины насосного агрегата. Если учесть блокированный температурный поток, то расчеты сходятся даже с небольшим запасом. Про это можно прямо в вики почитать про F1.
Охладитель там, по современным меркам, совершенно допотопный, но все таки реальный.
Охладитель там, по современным меркам, совершенно допотопный, но все таки реальный.
Все пять раз не летали? И ещё около 10 испытательных полётов?
Спасибо за статью, очень интересно!
— Такая смесь эффективнее, но намного токсичнее керосина
Разве? Судя по википедии, у азотосодержащих УИ — порядка двухсот-трехсот, у RP-1 — 353.
— Такая смесь эффективнее, но намного токсичнее керосина
Разве? Судя по википедии, у азотосодержащих УИ — порядка двухсот-трехсот, у RP-1 — 353.
Скорее, не эффективнее, а проще — НДМГ/АТ воспламеняется сама при контакте компонентов (проще зажигание), плюс они высококипящие — нет возни с криогенной техникой, которая тоже доставляет изрядно проблем.
А ещё, ещё азотный тетроксид гораздо плотнее жидкого кислорода, поэтому бак окислителя получается меньше по размеру и легче. Плюс для более плотной жидкости легче обеспечить бескавитационный режим работы насоса, т. есть можно не ставить бустерный насос (повышающий давление с 1,5 атм. на выходе из бака до 10 атм. на входе в основной насос).
Восторг! Спасибо, как побывал сам!
Здорово! Жаль только что все эти красивые и невероятно сложные конструкция в конечном итоге просто падают на землю или сгорают в атмосфере (
срок службы несколько минут, за исключением нескольких многоразовых двигателей.
У РД-171 — срок службы на 10 запусков.
Теоретический или реальный? Хоть раз повторно использовался движок?
10 полных циклов полетной работы без переборки, только замена однократно срабатывающих элементов запуска/остановки, таково было было требование ТЗ. Двигатель прошел государственные испытания по этому требованию ТЗ, т. есть реально отработал 10 раз на стенде без сборки/разборки между запусками.
То, что это сейчас не используется — это вопрос уже к ракетчикам, не к двигателистам. :)
То, что это сейчас не используется — это вопрос уже к ракетчикам, не к двигателистам. :)
Ну так меня, как раз интересовало реальное применение. А то между стендовыми испытаниями и реальными есть такая маленькая штучка как посадка, и как обеспечивать сохранность двигателя.
Как обеспечить сохранность двигателя при посадке — это вопрос к ракетчикам. Двигателисты могут по этому поводу запросить в ТЗ предельные механические нагрузки при которых надо гарантировать возможность многократного использования и проектировать и испытывать двигатель с учетом этих требований. Так все делают и РД-171, естественно, имел такие требования в ТЗ и был на них испытан.
Ну а с точки зрения ракетчика обеспечить сохранность двигателя(т. есть ими же заданные в ТЗ допуски по нагрузкам) при возвращении отработавшей ступени можно тремя способами. Это парашютный спуск, посадка ступени по самолетному и посадка ступени по ракетному.
Парашют — самое простое и самое неудобное, потому что точность приземления небольшая, не говоря уже о том, чтобы приземлиться в точке старта, чтобы не возить потом ступень за тридевять земель.
Посадка по ракетному тоже довольно проста в части требований к конструкции ступени, но требует двигатель многократного запуска в полете или глубоко дросселируемый, что хуже, если вообще реально задросселировать турбонасосный ЖРД до 5, хотя бы, процентов. Возвращение своим ходом в точку старта возможно, но требует либо чтобы ступень выдерживала высокие перегрузки при развороте по радиусу порядка 5-10 километров на скорости в 1500-2000 м/с, либо выдерживала скоростной напор при полете на больших(больше 45-60 градусов) углах атаки. Расход топлива и окислителя на возврат при этом также заметно больше чем на посадку в точке естественного окончания баллистической траектории выведения у поверхности Земли.
Посадка по самолетному предъявляет к конструкции ступени наибольшие требования(как-то: раскладные крылья, турбореактивный двигатель, аэродинамические средства управления, шасси), но позволяет произвести возврат ступени в точку посадки с минимальными затратами топлива, используя только небольшой остаток топлива и воздух атмосферы для питания ТРД при посадке.
Ну а с точки зрения ракетчика обеспечить сохранность двигателя(т. есть ими же заданные в ТЗ допуски по нагрузкам) при возвращении отработавшей ступени можно тремя способами. Это парашютный спуск, посадка ступени по самолетному и посадка ступени по ракетному.
Парашют — самое простое и самое неудобное, потому что точность приземления небольшая, не говоря уже о том, чтобы приземлиться в точке старта, чтобы не возить потом ступень за тридевять земель.
Посадка по ракетному тоже довольно проста в части требований к конструкции ступени, но требует двигатель многократного запуска в полете или глубоко дросселируемый, что хуже, если вообще реально задросселировать турбонасосный ЖРД до 5, хотя бы, процентов. Возвращение своим ходом в точку старта возможно, но требует либо чтобы ступень выдерживала высокие перегрузки при развороте по радиусу порядка 5-10 километров на скорости в 1500-2000 м/с, либо выдерживала скоростной напор при полете на больших(больше 45-60 градусов) углах атаки. Расход топлива и окислителя на возврат при этом также заметно больше чем на посадку в точке естественного окончания баллистической траектории выведения у поверхности Земли.
Посадка по самолетному предъявляет к конструкции ступени наибольшие требования(как-то: раскладные крылья, турбореактивный двигатель, аэродинамические средства управления, шасси), но позволяет произвести возврат ступени в точку посадки с минимальными затратами топлива, используя только небольшой остаток топлива и воздух атмосферы для питания ТРД при посадке.
Это всё понятно. Я только спрашивал был ли хоть один случай многоразового использования? А все эти рассуждения и стендовые испытания это из разряда теории. И не важно по чьей вине.
По факту, получается двигатели не летали многоразово?
При том, что насколько попадалась инфа серия РД-170/180/190, является очень дорогой (как раз из-за закрытого цикла), что 9 движков Мерлин стоит дешевле, чем один РД-191. И при этом SpaceX ведет активные испытания по спасению своих движков для многоразового использования. А в Роскосмос похоже об этом даже не задумываются.
Тем странней выглядит эта ситуация, ведь для обеспечения надежности движка достаточной для 10 полетов, нужно соответствующие запасы прочности всех деталей двигателя — что соответственно увеличивает стоимость и вес движка.
По факту, получается двигатели не летали многоразово?
При том, что насколько попадалась инфа серия РД-170/180/190, является очень дорогой (как раз из-за закрытого цикла), что 9 движков Мерлин стоит дешевле, чем один РД-191. И при этом SpaceX ведет активные испытания по спасению своих движков для многоразового использования. А в Роскосмос похоже об этом даже не задумываются.
Тем странней выглядит эта ситуация, ведь для обеспечения надежности движка достаточной для 10 полетов, нужно соответствующие запасы прочности всех деталей двигателя — что соответственно увеличивает стоимость и вес движка.
Ну стендовые испытания все-таки из разряда практики. :) Так что летал двигатель или не летал в составе многоразовой ступени совершенно не влияет на то многоразовый он или нет. Создан был многоразовым, испытания по всем параметрам техзадания прошел, значит многоразовый. Если этого недостаточно, то я уж и не знаю, что ответить.
Можно сказать так: Летные испытания не проводились ввиду отсутствия в мире подходящей многоразовой системы.
Коммерческую сторону вопроса я обсуждать, честно говоря, просто не хочу, неинтересно мне это.
Единственное, что могу сказать, что если на Сатурн-5 поставить РД-171, то его взлетный вес можно будет уменьшить примерно на 500 тонн именно за счет закрытого цикла. И это не стоимость 500 тонн керосина. В уменьшение цены войдет уменьшенная стоимость разработки и изготовления ракеты, стартового комплекса, перевозок, пусков и много чего еще. Для сравнения — 500 тонн это Сатурн 1Б, только затраты на пуск которого позволяют купить себе РД-171 столько, сколько захочется (образно говоря).
Многоразовость же, в общем, досталась практически бесплатно, как следствие повышенных требований к инженерному совершенству двигателей с закрытым циклом.
Что же касается Роскосмоса. Они там хорошие ребята, увлеченные. Много о чем задумываются, о чем ни я, ни вы не знаем. Пожелаем им чего-нибудь хорошего, чтобы «Ангара» нормально слетала, в частности.
Можно сказать так: Летные испытания не проводились ввиду отсутствия в мире подходящей многоразовой системы.
Коммерческую сторону вопроса я обсуждать, честно говоря, просто не хочу, неинтересно мне это.
Единственное, что могу сказать, что если на Сатурн-5 поставить РД-171, то его взлетный вес можно будет уменьшить примерно на 500 тонн именно за счет закрытого цикла. И это не стоимость 500 тонн керосина. В уменьшение цены войдет уменьшенная стоимость разработки и изготовления ракеты, стартового комплекса, перевозок, пусков и много чего еще. Для сравнения — 500 тонн это Сатурн 1Б, только затраты на пуск которого позволяют купить себе РД-171 столько, сколько захочется (образно говоря).
Многоразовость же, в общем, досталась практически бесплатно, как следствие повышенных требований к инженерному совершенству двигателей с закрытым циклом.
Что же касается Роскосмоса. Они там хорошие ребята, увлеченные. Много о чем задумываются, о чем ни я, ни вы не знаем. Пожелаем им чего-нибудь хорошего, чтобы «Ангара» нормально слетала, в частности.
Если этого недостаточно, то я уж и не знаю, что ответить.
Да вроде мой вопрос максимально прост. Летал хоть один двигатель многоразово? Ключевое слово летал. То что РД-170 проектировался под многоразовость я давно в курсе.
Что касается Сатурна-5, то как бы не совсем корректно сравнивать, между этими движками расстояние в 20 лет. И в то время, как появились РД-170, уже были шаттловские бустеры, которые почти в 2 раза мощнее, и если бы лунная программа была в то время, то явно использовали бы их.
Попробую в третий раз объяснить: Двигатель не только проектировался под многоразовость, но и получился в итоге многоразовым. Реальных прочностных и огневых стендовых испытаний достаточно, чтобы просто принять это как данность. И то, что не было еще проведено летных испытаний на многоразовость, ну никак не делает его одноразовым.
Может быть, вам будет проще понять на примере:
Вот представьте, приходите вы в магазин и просите продать вам диодный мост, например. Вам показывают диодный мост. Вы спрашиваете, а это точно диодный мост? Вам быстренько собирают схемку, полностью демонстрирующую что это именно диодный мост. Т. есть и напряжение выпрямляет и двухполупериодность обеспечивает, при условии что вы не превышаете предельных параметров. И тут вы говорите: Нет, ну а в мою схему вы же его не впаивали и неизвестно еще, покажет он двухполупериодность или нет.
Что же до корректности сравнений, то, если вы обратите внимание, я вообще-то сравнивал не F1 и РД-170, а две ракетные системы на их основе для иллюстрации преимуществ технических решений одного перед другим. Такое сравнение вполне корректно, ведь мы сравниваем две ракеты, а не ракету и самолет, например и для иллюстрации технических принципов, a не даты создания (тут нужно, конечно, отметить, что разработка F1 заняла на год меньше, чем РД-170, т. есть примерно 7 лет против примерно 8 лет, хотя РД-170 начали разрабатывать на 5 лет позже. Правда он и сложнее, но это оправдано, см. выше сравнение ракетных систем).
Теперь давайте сравним твердотопливные ускорители(далее ТТУ) и РД-170. У ТТУ удельный импульс порядка 267 при тяге 1200 тонн, у РД-170 УИ порядка 308 при тяге 745 тонн (у поверхности Земли). К сожалению, всю разницу по тяге реализовать не удается именно за счет разницы в удельном импульсе, потому что для достижения той же скорости в составе сравнимых по схеме, нагрузке и профилю полета системах для ТТУ приходится делать заметно больший запас топлива и значит он получается тяжелее, т.есть больше тяги уходит на разгон большей массы и на гравитационные потери, поскольку первая ступень работает весь вертикальный участок выведения.
Единственной причиной использования ТТУ на тяжелых ракетах является их сравнительная простота изготовления и отработанность технологии, а вовсе не высокая тяга на один двигатель или какие либо иные преимущества связанные с техническим совершенством. Высокая тяга на один двигатель это, несомненно, хорошо, но в сочетании с низким УИ приводит к повышению взлетного веса, что, в свою очередь, ведет к усложнению конструкции ступеней, их соединений, стартовых сооружений и т.д.
Т.есть совершенно неочевидно, что два ТТУ общей тягой 2400 тонн и общим весом 1200 тонн лучше чем четыре разгонных блока с ЖРД общей тягой 2980 тонн и общим весом 950 тонн(для наглядности масса пересчитана для профиля полета при старте на ту же орбиту из географической точки, сходной с мысом Канаверал. Если пересчитать общую массу ТТУ для старта с Байконура, то она достигнет почти 2000 тонн, т.есть потребуется третий ускоритель и полная перепроектировка всей системы).
Может быть, вам будет проще понять на примере:
Вот представьте, приходите вы в магазин и просите продать вам диодный мост, например. Вам показывают диодный мост. Вы спрашиваете, а это точно диодный мост? Вам быстренько собирают схемку, полностью демонстрирующую что это именно диодный мост. Т. есть и напряжение выпрямляет и двухполупериодность обеспечивает, при условии что вы не превышаете предельных параметров. И тут вы говорите: Нет, ну а в мою схему вы же его не впаивали и неизвестно еще, покажет он двухполупериодность или нет.
Что же до корректности сравнений, то, если вы обратите внимание, я вообще-то сравнивал не F1 и РД-170, а две ракетные системы на их основе для иллюстрации преимуществ технических решений одного перед другим. Такое сравнение вполне корректно, ведь мы сравниваем две ракеты, а не ракету и самолет, например и для иллюстрации технических принципов, a не даты создания (тут нужно, конечно, отметить, что разработка F1 заняла на год меньше, чем РД-170, т. есть примерно 7 лет против примерно 8 лет, хотя РД-170 начали разрабатывать на 5 лет позже. Правда он и сложнее, но это оправдано, см. выше сравнение ракетных систем).
Теперь давайте сравним твердотопливные ускорители(далее ТТУ) и РД-170. У ТТУ удельный импульс порядка 267 при тяге 1200 тонн, у РД-170 УИ порядка 308 при тяге 745 тонн (у поверхности Земли). К сожалению, всю разницу по тяге реализовать не удается именно за счет разницы в удельном импульсе, потому что для достижения той же скорости в составе сравнимых по схеме, нагрузке и профилю полета системах для ТТУ приходится делать заметно больший запас топлива и значит он получается тяжелее, т.есть больше тяги уходит на разгон большей массы и на гравитационные потери, поскольку первая ступень работает весь вертикальный участок выведения.
Единственной причиной использования ТТУ на тяжелых ракетах является их сравнительная простота изготовления и отработанность технологии, а вовсе не высокая тяга на один двигатель или какие либо иные преимущества связанные с техническим совершенством. Высокая тяга на один двигатель это, несомненно, хорошо, но в сочетании с низким УИ приводит к повышению взлетного веса, что, в свою очередь, ведет к усложнению конструкции ступеней, их соединений, стартовых сооружений и т.д.
Т.есть совершенно неочевидно, что два ТТУ общей тягой 2400 тонн и общим весом 1200 тонн лучше чем четыре разгонных блока с ЖРД общей тягой 2980 тонн и общим весом 950 тонн(для наглядности масса пересчитана для профиля полета при старте на ту же орбиту из географической точки, сходной с мысом Канаверал. Если пересчитать общую массу ТТУ для старта с Байконура, то она достигнет почти 2000 тонн, т.есть потребуется третий ускоритель и полная перепроектировка всей системы).
Чего вы прицепились к слову проектировался? Я же сказал меня интересовал простой вопрос летал ли двигатель многоразово. Вам с вашей демагогией нужно в политики идти…
Да и пример у вас не в тему. У вас ответы в стиле, если бы я спросил выводила ли ракета Н-1 груз достаточный для полета на Луну, а Вы бы тут рассказывали, как она успешно прошла все стендовые испытания, и по всем расчетам могла бы выводить.
Да и пример у вас не в тему. У вас ответы в стиле, если бы я спросил выводила ли ракета Н-1 груз достаточный для полета на Луну, а Вы бы тут рассказывали, как она успешно прошла все стендовые испытания, и по всем расчетам могла бы выводить.
Есть ли многоразовые двигатели?
Есть.
Есть ли реальный опыт многоразовых полетов?
Нет.
Есть.
Есть ли реальный опыт многоразовых полетов?
Нет.
Вот, коротко и по делу, спасибо.
Извините, если моя скромная попытка рассказать вам о некоторых проблемах rocket science показалась вам демагогией. Rocket science все-таки довольно сложная штука.
если моя скромная попытка рассказать вам о некоторых проблемах
просто я и так был в курсе, что их делали как многоразовые, интересовало дошло ли до реальных повторных полетов. Ну или хотя бы была какая-то имитация посадки ступени (как у SpaceX), после которого двигатели можно было запустить второй раз. Ведь насколько понимаю ресурс движка можно при желании сделать и на 100 циклов, основная проблема относительно безболезненно его посадить, и желательно не очень затратно как по деньгам, так и по весу.
Да? А я решил что это риторический вопрос, т. есть такой вопрос, простой прямой ответ на который заведомо известен собеседнику и не требуется, а требуется привести соображения, которые собеседнику не известны и могут дать ему дополнительные знания для обсуждения темы в общем.
А почему разностная схема управления (как у ракеты немецкой группы, о которой писал Черток и Н-1) практический не применяется? Ведь, у многих ракет на первой ступени несколько двигателей.
Очень грамотный вопрос. Казалось бы, не нужен кардановый подвес, рулевые машины, гибкие газоводы или топливопроводы. Прибавил тяги с одной стороны, убавил с другой и все. Но есть два основных минуса, один очевидный, второй не очень.
Первое и самое важное: для управления по крену все равно придется ставить рулевые камеры.
Второе: ЖРД не очень точны по дросселированию и приемистость у них не высокая, что ведет к усложнению системы управления.
На Н1 такая система еще оправдана, т. как там двигатели далеко разнесены от центра и управляющий момент сил легко получить небольшим изменением тяги.
Первое и самое важное: для управления по крену все равно придется ставить рулевые камеры.
Второе: ЖРД не очень точны по дросселированию и приемистость у них не высокая, что ведет к усложнению системы управления.
На Н1 такая система еще оправдана, т. как там двигатели далеко разнесены от центра и управляющий момент сил легко получить небольшим изменением тяги.
— для управления по крену все равно придется ставить рулевые камеры
Но проще и маломощнее, и без сложных подвесов, разве нет?
— ЖРД не очень точны по дросселированию
А как же сажали LM?
Но проще и маломощнее, и без сложных подвесов, разве нет?
— ЖРД не очень точны по дросселированию
А как же сажали LM?
Цилиндр в сто тонн повернуть даже вокруг оси с самым маленьким моментом инерции (вокруг продольной), мощность все-таки нужна заметная. Этой мощности хватает, с учетом больших (до 40 градусов) пределов отклонения рулевых камер и угла атаки, где повороту помогает тяга основного двигателя, и на поворот вокруг других осей. С Н1 один были и другие соображения в пользу разностной системы, а именно: пришлось бы делать две модификации двигателей, с качанием сопла и без, потому что управлять вектором тяги 32 двигателей не нужно, да и усложнение системы управления неоправданно большое. А две такие достаточно разные модификации двигателя это почти удвоенные объемы разработки и испытаний.
С LM все просто: там вытеснительная система подачи топлива и малая мощность. Никакого момента инерции массивного ротора турбонасоса, никакой инерции потоков жидкости по тонне в секунду. Приоткрыл краник наддува баков (условно говоря, потому что какие там краники на двухстах атмосферах гелия до редуктора, прямо скажем, не краники там вовсе) — ровно на столько же тут же возросла тяга, прикрыл — уменьшилась.
С LM все просто: там вытеснительная система подачи топлива и малая мощность. Никакого момента инерции массивного ротора турбонасоса, никакой инерции потоков жидкости по тонне в секунду. Приоткрыл краник наддува баков (условно говоря, потому что какие там краники на двухстах атмосферах гелия до редуктора, прямо скажем, не краники там вовсе) — ровно на столько же тут же возросла тяга, прикрыл — уменьшилась.
Вопрос только про наши ракеты? Маск использует.
На РН Falcon 9 1.1 используются 9 таких двигателей общей тягой в 600тс. Двигатель не имеет собственной системы управления вектором тяги (УВТ), и управление ступенью ракеты осуществляется изменением тяги двигателей на противоположных осях, как и у РН Н 1 (дросселирование для снижения тяги и/или форсаж для увеличения тяги выше номинального).
На РН Falcon 9 1.1 используются 9 таких двигателей общей тягой в 600тс. Двигатель не имеет собственной системы управления вектором тяги (УВТ), и управление ступенью ракеты осуществляется изменением тяги двигателей на противоположных осях, как и у РН Н 1 (дросселирование для снижения тяги и/или форсаж для увеличения тяги выше номинального).
Прошу прощения вторая часть материала немного задерживается — работы навалилось, оформить некогда.
Диск со сферой в центре — это не модель Солнечной системы, как я подумал, а макет электроракетного космического корабля. На диске предполагалось размещать солнечные батареи.
Гелиоракетоплан — электрический ракетный двигатель, и не только он, описаны в книге Глушко «Путь к ракетной технике». Информация о ней на сайте НПО «Энергомаш». Саму книгу можно скачать например, тут. Интереснейшее описание электровзрывов.
Небольшое описание гелиоракетоплана из книги. Обратите внимание на год и ссылку — она ведет на макет из статьи.
Зарегистрируйтесь на Хабре, чтобы оставить комментарий
Где делают самые лучшие ракетные двигатели в мире