Инженегру.
Прошу извинить за ошибку. п.7 случайно разместил в середине п.6.

Инженегру.
Настораживает 2 обстоятельства:
Какое разное соотношение компонентов? В каких случаях для сжигания одного количества керосина требуется разное количество кислорода?
Ваши единомышленники (Вячеслав Рахманин,
главный специалист НПО Энергомаш, к.т.н.,
член-корреспондент РАК им. К.Э. Циолковского), допускают явные ляпы вроде рассуждений о переводе двигателя с высококипящих на УВ. А
между тем, это уже принципиально новый двигатель. Согласитесь, компания подобных единомышленников может дискредитировать что угодно.
Жаль, что в железе НК33 я не видел. Но хватило информации отсюда:
http://www.lpre.de/energomash/RD-170/index.htm; http://www.lpre.de/sntk/NK-33/index.htm.
Выводы предварительные:
1. Диаметры среза сопла 1490 и 1430 мм- разница допустимая даже для модификаций одного изделия.
2. По длине "сопло-камера сгорания" данных на НК33 нет, но есть общая длина-3700мм. При копировании изображения в "компас", задания масштаба и наложении размерной сетки получаем приблизительно 2400мм по изображению.Проверяю по известному диаметру среза сопла- соответствует. Данные на длину камеры РД 170 имеются- 2261мм. Есть разница, но непонятно, какой НК33 на изображении? Высотный (НК43) или простой?
3. Более высокая степень сжатия РД170 достигнута за счёт уменьшения минимального сечения сопла в РД170 -235мм против

280мм на НК33, отсюда и выигрыш в тяге на 15-20тс на камеру.
4. Диаметр камеры сгорания 380мм у РД170 против 430мм у НК33 обусловлен различной конструкцией форсунок и требованиями прочности, что понятно, учитывая более высокое давление в камере сгорания РД170.
5. Материалы сопел двигателей одинаковы.
6. Для внутренней теплозащиты сопла НК33 применяется керамическое покрытие. Подобной пассивной теплозащиты для РД170
7. Пределы дросселирования 40%-100% для РД170 и 50%-100% для НК33. Удивляться разнице не приходится, ведь у камер РД170 более высокая степень сжатия, а отсюда и больший диапазон рабочих давлений.
недостаточно (вся конструкция, в угоду получения повышенных данных по тяге на сопло находится в
гораздо более напряженном теплофизическом состоянии, чем НК33), поэтому для внутреней теплозащиты сопла применено плёночное испарение с внутренней поверхности сопла около 2% от всего количества горючего.
Общий вывод: камеры двигателей имеют сходные габаритные размеры и изготовлены с изпользованием идентичных материалов. Технологичные приёмы изготовления камер и сопел предположительно одинаковые. Различия между размерами
сечений камер и сопел обусловлены стремлением разработчика получить более высокую тягу двигателя. Следствием этого решения стало более высокое тепловое и механическое нагружение конструкции двигателя. Если предположить, что разработчиком использовались экспериментально подтверждённая математическая модель горения в камере прототипа (например НК33), то можно понять смелые манипуляции с сечениями сопла РД170. Ввиду более напряжённых условий работы конструкции
РД170, ставлю под сомнение возможность его многократного применения. Техническое совершенство РД170 уступает НК33, это не новый двигатель, а развитие темы НК33.
Но я ещё раз хочу повторить. Я ни в коем случае никого не обвиняю в плагиате. Мне было-бы непонятно, если-бы заделы не были использованы.

Ссылочку дайте, Видимый Голос, весма интересно взглянуть на эту Г-5.

Видимый голос, Вы, вероятно не видели как "Буря" Лавочкина весьма смахивает на Шаттл.
Похожие конструкции, это не плагиат (на что, похоже, Вы намекаете). Это, скорее всего, общая тенденция конструирования на данный момент времени.
Мода, грубо говоря.
А мода, при дискретном значении аргумента, наиболее встречаемый вариант.

Ну, на 40 км, примерно, у 1-й ступени АУТ закончился. Взрывом. Но еще несколько км обломки по инерции могли пролететь.

На на 80 не на 80, а на 40 км последний раз забралась.;)

Тут надо иметь вот что ещё ввиду. Если американцам достался фон Браун, то нашим удалось заполучить Вернера Альбринга - специалиста в области аэродинамики; Гельмута Греттрупа - инженера-ракетчика, разработчика отделяемой боеголовки баллистической ракеты; Вольдемара Вольфа - руководителя отдела баллистики фирмы «Крупп».
Замечу, королевская семёрка весьма смахивает на германскую Г-5, разработки указанных лиц. По ракете аналогичной Н-1 таких наработок не было.

"Почему никто не говорит о порочной компоновке Н1?"
Нет не о порочности компановки, а точнее о ПОЛНОЙ порочности всей конструкции! Но в том то и гениальность наших Кулибыных, что эта утопическая конструкция , РЕАЛЬНАЯ махина с РЕАЛЬНЫМ весом таки взлетела поднялась на 80 км!!! Вот в чем чудо и гениальность наших конструкторов и самого Королева, как зачинщика этой идеи, - сказку сделать былью!
При этом наши не знали, что в реальности Сатурна-Х НЕ БЫЛО...они верили, что такую ракету (совершенно нереальную) можно сделать и...почти сделали!

Что касается НК33 да и РД-170, то я читал одно исследование, согласно которому время реакции на взрыв у замкнутых кислородно-керосиновых ЖРД и характер разрушений таковы, что не рекомендуются к применению на пилотируемых объектах в принципе :)
------------------

Мусор оставлять внутри не надо, и все будет тип топ!;-)
Технологическая дисциплина, знаете ли, должна соблюдаться.

Почему-то все сводится к обсуждению личности Глушко и двигателй к Н1. Почему никто не говорит о порочной компоновке Н1? Там и без двигателей все было криво и косо. Нужно было, в первую очередь, отказаться от идеи тандемной моноблочной суперракеты. И Глушко в первую очередь критиковал Королева за моноблочную схему, а во-вторых за все остальное.
Что касается НК33 да и РД-170, то я читал одно исследование, согласно которому время реакции на взрыв у замкнутых кислородно-керосиновых ЖРД и характер разрушений таковы, что не рекомендуются к применению на пилотируемых объектах в принципе :)
АТ+НДМГ несколько лучше, а лучше всего - ЖРД по открытой схеме с низкими параметрами, например на метане :)
Кстати, никто РД-253 не предалагал перевести на керосин, а если бы и предлагал, то не сделал бы...
Вы почитайте воспоминания того хлопца с сайта Буран.Ру, сколько было заморочек с РД-170 и как еще в начале 80гг не было уверенности, и могли махнуть на них рукой... Спустя 15 лет после начала темы замкнутых керосиновых ЖРД!

Савранскому.
http://engine.aviaport.ru/issues/29/page34.html
"Историка, изучающего какое-либо значительное событие, всегда интересует изначальная дата, побудительные причины его происхождения. Автор много размышлял по поводу определения времени возникновения у В.П. Глушко замысла разработки унифицированных двигателей для космических ракет тяжелого и сверхтяжелого класса. В.П. Глушко на протяжении всей своей творческой жизни стремился к разработке двигателей и ракет, превышающих по своей мощности существовавшие на тот момент. В августе 1956 г. В.П. Глушко предлагал С.П. Королеву приступить к разработке ракеты Р-8 с тягой единичного двигателя 200 тс (тяга каждого из пяти двигателей у находившейся в разработке ракеты Р-7 составляла 76 тс). Спустя четыре года он сделал новые предложения - в феврале 1960 г. С.П. Королеву и в марте того же года М.К. Янгелю - о разработке космических ракет тяжелого класса P-10 (суммарная тяга двигателей первой ступени 1960 тс) и сверхтяжелого класса Р-20 (суммарная тяга двигателей первой ступени 2800 тс).
Последний, самый мощный импульс для зарождения своего замысла Глушко получил в июне 1962 г., когда возглавляемому им ОКБ-456 было отказано в участии в разработке двигателей для ракеты-носителя H1. Отказано С.П. Королевым в представленном ОКБ-1 эскизном проекте на разработку этого сверхмощного носителя.
В подтверждение высказанного тезиса автор располагает рядом неопровержимых фактов. При обсуждении характеристик и облика ракеты-носителя H1 на заседаниях Совета главных конструкторов в 1960-1961 гг. Глушко последовательно предлагал использовать различные варианты ракетного топлива: НДМГ в сочетании вначале с азотной кислотой, затем с жидким кислородом и, по его мнению, с наиболее перспективным во всех отношениях азотным тетраоксидом (АТ). Большинство членов СГК поддерживали эти предложения. Королев не возражал. ОКБ-1 последовательно, по мере поступления предложений Глушко, выдало в ОКБ-456 три технических задания, подписанных Королевым. В этих ТЗ предусматривалась разработка двигателей первой ступени H1 на предложенных вариантах топлива. Следует уточнить, что на этапе обсуждения схемы ракеты и определения вида топлива Глушко был согласен с выбором тяги единичного двигателя в 150 тс. К выводу о целесообразности применения двигателей тягой порядка 600 тс и более он пришел несколько позже. Однако Королев выбрал четвертый вариант двигателя на кислородно-керосиновом топливе, ТЗ на который ОКБ-1 одновременно выдало в ОКБ-276 Н.Д. Кузнецова. Подчеркну, одновременно, а не вынужденно (вопреки, повторюсь, бытующему мнению, что техзадание Кузнецову, якобы, было выдано после отказа Глушко от разработки двигателей).
Решение, принятое С.П. Королевым и поддержанное Государственной экспертной комиссией во главе с М.В. Келдышем, глубоко огорчило Глушко. Но это послужило импульсом, который через годы реализовался в идее разработки мощного унифицированного двигателя, на базе которого и были созданы РН "Зенит", "Энергия" и начаты работы по "Вулкану".
Отвергнутый ОКБ-1 вариант двигателя на топливе АТ и НДМГ был использован в ОКБ-52 В.Н. Челомея для первой ступени РН "Протон", запуск которой был успешно осуществлен в июле 1965 г. (напомним, что по правительственному постановлению начало летных испытаний ракеты H1 намечалось на 1965 г.).
Глушко предложил на первую ступень ракеты H1 вместо двигателей HK-15 разработки ОКБ-276 установить двигатели первой ступени РН "Протон", переведя их на кислородно-керосиновое топливо. Однако это предложение было отклонено так же, как не было принято предложение использовать двигатели 8Д420 тягой 640 тс, разрабатываемые для РH УР-700, переведя их на кислородно-керосиновое топливо. Следующее предложение последовало в начале 1973 г. КБ Энергомаш разработало технический проект кислородно-керосинового двигателя 11Д120 тягой 600 тс, и Глушко предложил установить семь таких двигателей на первую ступень H1 вместо тридцати HK-15. И вновь отказ. Глушко окончательно убедился, что разрабатываемые под его руководством двигатели несовместимы с ракетой, разработкой которой руководит В.П. Мишин....".

http://www.nasa.gov/images/content/383351main_apollo12_label_full.jpg
Вот он самый интересный случай! Самая главная проблема это РАВЕНСТВО светлых "нечто" по размерам. Тени разные, но объект слева с большой тенью (толстой и короткой -полдень) на прямой поверхности, объект справа на склоне кратера, поэтому тень короткая

Савранскому.
Ну тогда скажите, пожалуйста, каким образом, Глушко воспользовася при создании РД-170 заделом по НК-33, если у них все разное: геометрия камер, параметры рабочего процесса, соотношение компонентов и т.д.?

Инженегру.
Извините, Вы правы в одном. Глушко занял низкий старт и выразил готовность, как Вы говорите. Остальное? Работы по двигателю были выделены в отдельную задачу? Проводились конкретные разработки? Изготавливались макеты, узлы? Ведь не секрет, что в других фирмах проводились и разработки без постановлений правительства, в инициативном порядке. Что-то подобное было?
Давайте ещё помечтаем. Звонит ВП Кузнецову: "Коля, дело нужное, только со сроками похоже пролетаешь. Если что звони поможем наукой, людьми, испытаем там, что надо. Карочь, давай работать Колян, надо в темпе Серому помогать!"
Смешно? Не очень. Но так должно быть.
Мифами не пользуюсь, поверьте. Стараюсь больше логически мыслить. Глушко в существующей системе не мог не воспользоваться заделом по НК33. Спасибо, что подсказали насчёт "Металлиста", я ранее этого не знал. А что есть двигатель? Камера сгорания- это основное ведь? Все остальные агрегаты имеют вспомогательное значение.

http://www.aex.ru/news/2010/5/20/75394/

В Южной Корее завершена сборка второй ракеты KSLV-1
--------------

И зачем спешить с достройкой старта для Ангары?
ЛКИ идут за счёт корейцев.:-)))