Центр «Космонавтика и авиация» на ВДНХ

Официальный сайт: Павильон №34 «Космос»
Адрес: Москва, проспект Мира, 119, ВДНХ, пл. Промышленности, павильон №34 «Космос»

Навигация по странице:
Макет ракеты-носителя «Восток»
Макет орбитального корабля «Буран» БТС-001 ОК-МЛ-1
БОР-4
Cпускаемый аппарат космического корабля «Восток-1»
Андрогинный стыковочный модуль
Пульт космического корабля «Союз 7К-ВИ» 11К732
Спускаемый аппарат «Союз-ТМА-10М»
Макет самоходного космического аппарата «Луноход-2»
Жидкостный ракетный двигатель РД-170
Макет орбитальной станции «Мир»
Макет орбитальной станции «Алмаз»
ТКС — многофункциональный космический корабль
Жидкостный ракетный двигатель НК-33
Жидкостный ракетный двигатель НК-43
Многоцелевая авиационно-космическая система (МАКС)
Проект транспортно-энергетического модуля на базе ядерной энергодвигательной установки мегаваттного класса

Макет ракеты-носителя «Восток»

"Пока практическое, воплощаемое в металл, ракетостроение отдавало все силы освоению и творческому переосмыслению немецкого наследия, военная наука в лице ученых НИИ-4 под руководством М.К. Тихонравова с 1947 г. приступила к проведению НИР «Пути осуществления баллистических дальних стратегических ракет». Как расчетные исследования, так и опыт немецких ракетостроителей, приобретенный при попытке осуществления проекта А-9/А-10, свидетельствовали о том, что межконтинентальная дальность может быть достигнута только многоступенчатой (как минимум – двухступенчатой) ракетой.
...
Однако тандемная схема обладала двумя существенными недостатками.
Во-первых, двигатель второй ступени должен был запускаться в полете, в разреженном воздухе – практически в пустоте. При реализации некоторых схем разделения ступеней двигатель пришлось бы запускать также и в условиях невесомости.
Вторая проблема состояла в том, что при сколько-нибудь оптимальном распределении топлива первая ступень получалась слишком крупногабаритной, непригодной к перевозке по железной дороге. Поэтому уже в конце 1940-х гг. большое внимание стало уделяться многоступенчатым ракетам пакетной схемы, впервые предложенной сотрудником Тихомирова И.М. Яцуницким.
...
По результатам проработок стартовая масса ракеты с полезной нагрузкой 3 т должна была составить 170 т. В качестве основной рассматривалась пакетная схема с центральным и четырьмя боковыми блоками, двигатели которых запускались одновременно при старте ракеты.
...
Оценивая принятую С.П. Королевым и его сотрудниками общую схему новой БР, следует помнить, что она прежде всего отвечала крайне актуальной в то время задаче скорейшего создания неотвратимого межконтинентального оружия. Как боевая ракета «семерка» имела скорее символическое значение, но как космический носитель она оказалась очень удачной. Ракеты- носители – специфические изделия, по отношению к которым критерии простоты и красоты не всегда гарантируют совершенство."
Источник: Станислав Воскресенский "Боевые «семерки»" («Техника и вооружение», №4/2012)

Макет трёхступенчатой ракеты-носителя «Восток» 8К72К разработаной на базе двухступенчатой МБР Р-7 в ОКБ-1 под руководством С.П. Королёва

ЖРД для Н-1: слева НК-43 (II ступень), справа НК-33 (I ступень). Атмосферные сопла - короче, а высотные, в связи с отсутствием давления атмосферы и возможностью продолжить расширение и ускорение струи - заметно длиннее.

Конструктивно подобная модель (КПМ) сверхтяжёлой ракеты-носителя Н-1 в масштабе 1:10

Макет межпланетной автоматической станции «Марс-3»

Макеты Н-1 Королёва и УР-700 Челомея - два подхода к полёту на Луну

Этот ЖРД очень похож на 11Д59 (НК-21) с высотным соплом и с качанием - двигатель IV ступени Н-1. Таблички нет, музей на запрос не ответил.

"Ракета состояла из центрального блока А (или Ц) и четырех боковых блоков (Б, В, Г и Д). При примерно одинаковом суммарном расходе топлива центральный блок работал в 2,5 раза дольше, чем боковые, и имел иную компоновку.
...
Первоначально на Р-7, как и на всех ранее созданных ракетах, в качестве органов управления предполагалось использовать газовые и аэродинамические рули. Еще до выпуска эскизного проекта выяснилось, что двигатель центрального блока мог дросселироваться в узких пределах. Это не обеспечивало требуемое десятикратное снижение тяги, необходимое для достижения приемлемой точности стрельбы путем ограничения уровня ускорений перед отсечкой тяги и минимизации импульса последействия двигателя. Кроме того, газовые рули разрушались от воздействии продуктов сгорания при длительном (более 4 мин) времени работы двигателя. Поэтому на центральном блоке в дополнение к основной камере были применены четыре рулевых двигателя малой тяги (по 2,5 т), которые после отключения основной камеры выполняли функции доводочных, обеспечивая малый уровеньускорений и импульса последействия в конце активного участка траектории.
...
С внедрением рулевых двигателей, естественно, отказались от газовых рулей. Так как, отклоняясь на угол до 45", рулевые двигатели центрального блока «поджаривали» боковые блоки, часть их хвостовых отсеков выполнили из жаростойкой стали, зеркальной блестящей поверхностью выделяющейся на корпусе ракеты.
...
Сопряжение центрального и боковых блоков осуществлялось на двух уровнях. В наиболее широкой части центрального блока один из шпангоутов бака окислителя выполнили в виде силового пояса с четырьмя шаровыми пятами. В эти пяты входили сферические опоры передних конусов боковых блоков, каждая из которых снабжалась пальцем, препятствующим провороту бокового блока относительно продольной оси. Через сферические опоры на пяты центрального блока передавалось усилие от тяги двигателей боковых блоков. При практически равной тяге двигателей меньшая масса боковых блоков определяла то, что в полете они как бы толкали вперед более тяжелый центральный блок. В нижней части боковые блоки крепились к центральному при помощи силовых тяг с пирозамками. Большие усилия через эти тяги не передавались, они обеспечивали только сохранение формы ракеты.
...
После выработки почти всего топлива боковых блоков их двигатели переводились в режим малой тяги, а нижние стяжки пакета разрывались пирозамками. Тяга двигателя бокового блока создавала момент, отводящий его хвостовую часть от центрального блока, что в результате исключало возможность соударения на этом уровне. По мере падения тяги своего двигателя боковой блок начинал отставать от центрального, и сферические опоры выходили из зацепления. По этому признаку выдавалась команда на вскрытие сопла в верхней части бокового блока, через которой начинал истекать азот наддува бака окислителя. Под действием тяги этого сопла передняя часть бокового блока отходила от центрального более энергично, чем хвостовая.
...
После выпуска эскизного проекта основные технические решения по ракете были пересмотрены прежде всего в части двигательной установки. Столкнувшись, как и ранее при работах по 100-тонному двигателю для ракеты Р-3, с угрозой высокочастотных колебаний, В.П. Глушко счел за благо перейти от однокамерной на четырехкамерную схему, тем более что полуторакратное утяжеление ракеты требовало соответствующего повышения тяги. Возможности форсирования РД-105 и РД-106 были не безграничны, что оправдывало переход к новым двигателям. Применение четырехкамерной схемы обеспечило не только желательное для предотвращения высокочастотных вибраций уменьшение размеров камеры сгорания, но и укорочение двигателя в 1,7 раза по сравнению с однокамерным прототипом.
Вместо снижающих удельную тягу трех газовых рулей на каждом из боковых блоков установили сначала по три, а позднее – по две рулевые камеры тягой по 2,5 т. На каждом из боковых блоков размещалось и по одному аэродинамическому рулю, как это предусматривалось в эскизном проекте. Таким образом, на двигателе центрального блока РД-108 (изделие 8Д75) установили четыре такие камеры, а на боковых РД-107 (8Д74) – по две. Как четыре основные, так и две (либо четыре) рулевые камеры запитывались топливом от одного турбонасосного агрегата, работавшего (как и на «Фау-2») на продуктах разложения перекиси водорода.
В целом двигательные установки всех пяти блоков ракеты насчитывали 32 камеры. Такая сложность создавала дополнительные предпосылки к отказам. Процесс включения двигателей нельзя было «пускать на самотек», он осуществлялся последовательно, в несколько этапов."
Источник: Станислав Воскресенский "Боевые «семерки»" («Техника и вооружение», №4/2012)

Один из шпангоутов бака окислителя выполнили в виде силового пояса с четырьмя шаровыми пятами. Через сферические опоры на них передавалось усилие от тяги двигателей боковых блоков. В верхней части бокового блока видно сопло, через которое истекал азот наддува бака окислителя для отхода отработавшей ступени от РН.

Установщик 8У213 с ракетой с помощью мотовоза подавался на стартовую позицию, где при помощи гидропривода поднимал Р-7 в вертикальное положение

Ферма связывает центральный блок с третьей ступенью и обеспечивает свободный выход газов при запуске его двигателя. По верхнему торцу фермы расположены 12 опор, на шести из которых имеются пирозамки крепления блока «И».

Стартовая площадка Р-7. По центру - установщик ракеты-носителя. Слева - жд заправщик окислителем. Справа - жд заправщик горючим.

"Конструкторы отказались от привычного стояния ракеты на хвостовом отсеке, подвесив ее за силовой пояс – усиленный шпангоут в наиболее широкой части бака окислителя центрального блока, в который упирались передние части боковых блоков. Новая конструктивная схема благополучно решила ряд проблем, связанных с ракетой, но потребовала реализации нетривиальных технических решений по наземному оборудованию.

Во-первых, заглубленное положение ракеты при старте затрудняло отвод струй продуктов сгорания двигателей, при этом задача дополнительно усложнялась большой продолжительностью поэтапного вывода на режим полной тяги. Поэтому за прототип были приняты ранее созданные стенды для огневых испытаний двигателей. Основой стартовой системы, получившей обозначение 8У0215, стало так называемое пролетное строение – покоящаяся на четырех пустотелых вертикальных пилонах горизонтальная железобетонная плита весом 600 т с большим отверстием («очком») под нижней частью ракеты. Как и на ранее созданных стендах, струи двигателей били в наклонную газоотбойную стенку. Далее поток продуктов сгорания нужно было вывести наружу, в открытое пространство. Ранее задачи такого масштаба не ставились, так что для «семерки» было принято решение, обеспечивающее более чем солидный запас. Для гарантированного отвода продуктов сгорания двигателей невиданной по тем временам тяги потребовалось вырыть огромный котлован размером со стадион при глубине по забетонированной поверхности почти 50 м.

Во-вторых, «семерка», как и все ранее созданные изделия, прицеливалась разворотом вокруг продольной оси всего корпуса вертикально стоящей ракеты до совмещения первой координатной плоскости с направлением на цель. Вместе с ракетой пришлось разворачивать также четыре опорные фермы и две фермы обслуживания, которые размещались на огромном поворотном круге, охватывающем отверстие в плите.

В-третьих, все эти элементы стартового сооружения не должны были препятствовать движению ракеты при старте. Две диаметрально расположенные фермы обслуживания 8Т0119 можно было отвести и уложить в горизонтальное положение заранее, но опорные фермы должны были держать ракету до того момента, когда тяга двигателей превысит ее вес.

В-четвертых, ракета требовала обслуживания и в районе хвостовых отсеков, при этом соответствующие устройства не должны были попадать под струи двигателей ракеты при ее старте. Для проведения работ с ракетой была создана так называемая «кабина обслуживания» 8У0216. На горизонтальной металлической платформе располагался поворотный круг, на котором размещались четыре телескопические гидравлические колонны с закрепленными на них двумя ярусами кольцевых площадок для обслуживания ракеты. За 15 мин до старта ракеты секции телескопических колонн втягивались друг в друга, кольцевые площадки опускались. После этого вся кабина обслуживания, двигаясь в горизонтальной плоскости посредством цепной передачи убиралась, наподобие ящика письменного стола в специальную нишу в стенке стартового сооружения.
...
В-пятых, требовалось создать установщик, обеспечивающий транспортировку громоздкой ракеты, точный подход к стартовому сооружению, опускание вертикально расположенной ракеты на опорные фермы и безударный отход. Первоначально установщик должен был обеспечить перевозку ракеты по грунтовым дорогам. В дальнейшем комплекс стал рассматриваться как сугубо стационарный, и установщик 8У0213, впервые в отечественном ракетостроении, был выполнен на специальной четерехосной железнодорожной платформе. В отличие от первоначального замысла, ракету собирали в монтажно-испытательном корпусе в горизонтальном положении на специальном стенде, с которого она перегружалась на установщик. Установщик с ракетой подавался на стартовую позицию с помощью небольшого тепловоза (мотовоза). За 30-40 м от стартового сооружения мотовоз останавливался, отцеплялся и уходил от установщика. Далее установщик медленно двигался при помощи собственного механизма перемещения с электроприводом. После остановки на стартовом сооружении он крепился в районе носовой части ракеты специальными тягами к забетонированным якорям,а с противоположной стороны вывешивался на двух гидроопорах.
Стрела с закрепленной на ней ракетой поднималась в вертикальное положение при помощи гидропривода. Далее с помощью гидроопор установщика и гидропривода стрелы ракета опускалась на откидные опоры. После этого установщик опускал стрелу и отходил от ракеты.
...
Для заправки ракеты керосином и жидким кислородом были созданы, соответственно, железнодорожные заправщики 8Г0119 и 8Г0117, стационарные средства заправки 8Г0124 и 8Г0123, железнодорожные хранилище жидкого кислорода 8Г60 и заправщик подпитки этого компонента 8Г0118. Кроме того, спроектировали аналогичные средства для обеспечения заправки ракеты перекисью водорода и азотом, комплекс стационарных хранилищ 8Г311 и систему дистанционного управления заправкой 8Г012.
Теоретический чертеж ракеты С.П. Королев подписал 11 марта 1955 г."
Источник: Станислав Воскресенский "Боевые «семерки»" («Техника и вооружение», №4/2012)

Макет ракеты-носителя «Восток» изготовили в Куйбышеве, чтобы 8 июля 1967 года установить на ВДНХ, в честь 50-летия со дня Великой Октябрьской социалистической революции. Раньше, на случай сильного ветра макет на ночь укладывали горизонтально. В октябре-ноябре 2010 года на ВВЦ была проведена реставрация макета ракеты-носителя «Восток». Специалисты усилили несущие конструкции и восстановили лакокрасочные покрытия корпуса ракеты. Теперь макет неподвижен - его надёжно закрепили в вертикальном положении.

См. также:
Учебная ракета 11А511УЭ, Музейно-выставочный центр «Самара Космическая»
Макет ракеты-носителя «Восток», Центр «Космонавтика и авиация» на ВДНХ
Трёхступенчатая ракета-носитель «Восток» 8К72К. Музей истории космонавтики имени К. Э. Циолковского, Калуга

Макет орбитального корабля «Буран» БТС-001 ОК-МЛ-1

Полноразмерный испытательный макет орбитального корабля «Буран»

Макет спутника-ретранслятора «Луч-5А» (создан фирмой Решетнёва на базе платформы «Экспресс-1000»).

БТС-001 ОК-МЛ-1, Изделие 0.01, БТС-01 (Большой транспортный самолёт первый, Орбитальный корабль-Макет) — полноразмерный испытательный макет орбитального корабля «Буран» - один из нескольких макетов космического корабля, построенный для отработки воздушной транспортировки изделия.
"После проведения программы прочностных испытаний изделие 001 (в случае продолжения программы "Энергия-Буран") должно было стать "утопленником" для тренировок экипажей в бассейне ЦПК в условиях гидроневесомости. После наработки материалов для первого полета и последующего фактического закрытия программы переоборудован в аттракцион..."
Источник: Сколько всего было построено "Буранов" и где они сейчас?

См. также:
Макет орбитального корабля «Буран» БТС-001, ВДНХ, Москва
Макет кабины орбитального корабля-ракетоплана «Буран». Центральный дом авиации и космонавтики ДОСААФ России
Носовой блок объединённой двигательной установки ОК «Буран». Национальный музей ракетно-космической техники при ФКП «НИЦ РКП»

БОР-4

Для "Бурана" нужно было создать надежное и технологичное многоразовое теплозащитное покрытие (ТЗП) различных типов: легкую керамическую плитку и гибкую войлочную теплозащиту, покрывающие основную поверхность корабля, и жаростойкую конструкцию из композиционного материала "углерод-углерод" для применения в носовой части и на передних кромках крыла. Высокая сложность и стоимость создания и летных испытаний корабля требовала соответствующего подхода к отработке всех систем, и в особенности теплозащиты.
Первым этапом работ явилась программа наземных испытаний, целью которой была имитация факторов космического полета и условий входа в атмосферу. Опытные образцы покрытий испытывались в тепловакуумных плазменных установках, исследовались на воздействие акустических и вибрационных нагрузок. Вторым этапом стали летные испытания в диапазоне до- и сверхзвуковых скоростей, которые проводились на самолетах-лабораториях Ил-18 и МиГ-25. Образцы устанавливались на наружной поверхности в зоне высоких скоростных напоров и акустических нагрузок от двигателя. Наконец, третьим этапом стали испытания в космосе на летающих орбитальных моделях "БОР-4", которые должны были подтвердить работоспособность элементов теплозащиты в условиях реального полета по траектории, близкой к траектории "Бурана".
Распространено заблуждение, что при выборе в качестве "космической лаборатории" масштабной модели орбитального самолета "Спираль", помимо известности аэродинамических характеристик, сыграл свою роль тот факт, что обводы носовой части модели - "БОРа-4" - практически совпадали с очертаниями носа "Бурана", включая подфюзеляжную часть. На самом деле это не так (перепутана причина со следствием) - первоначальные варианты "БОРа-4" существенно отличались от окончательного. Общеизвестный облик "БОРа-4" был предложен В.Нейландом (ЦАГИ) и Е.Самсоновым (НПО "Молния") в результате 3-х месячных исследований именно как повторяющий обводы носовой части "Бурана". "БОР-4" представлял собой беспилотный экспериментальный аппарат, являющийся уменьшенной копией орбитального самолета "Спираль" в масштабе 1:2.
Телеметрическая система, которой был оснащен "БОР-4", записывала информацию в бортовое запоминающее устройство и передавала в пакетном режиме при пролете над двумя специализированными измерительными кораблями, а при спуске - и на наземный приемный пункт. Измерения шли от 150 термопар, установленных на дюралевой обшивке под теплозащитными плитками, а также под внешним покрытием плиток на глубине 0,3 мм. Телеметрировались показания акселерометров, индикаторов угловых скоростей, датчиков положения консолей крыла и информация нескольких десятков других датчиков температуры и давления; использовались также термокраски и индикаторы плавления.
Источник: Аппараты БОР

БОР-4 (беспилотный орбитальный ракетоплан). Технологический дубликат

После торможения и планирующего полета в верхних слоях атмосферы, пройдя участок плазмообразования, "БОР-4" на высоте около 30 км вводился системой управления в крутую спираль для уменьшения скорости полета, и на высоте около 7500 м выпускался парашют, обеспечивающий приводнение с вертикальной скоростью 7...8 м/с. В верхней части "БОРа-4" после приводнения надувался конический баллон-пеленг с мигающим фонарем. Он увеличивал плавучесть аппарата и выводил наружу антенны поисковой системы.
Для связи с "БОРом-4" в первом зачетном пуске были привлечены корабли слежения "Космонавт Пацаев" и "Космонавт Добровольский". После того, как "БОР-4" выполнил 1,25 витка по орбите, вошел в атмосферу с боковым маневром на дальность 600 км южнее траектории орбитального полета и приводнился в 560 км от архипелага Кокосовых островов в Индийском океане, его подобрали дежурившие там корабли Военно-морского флота СССР.
Источник: Аппараты БОР

БОР-4

См. также:
Беспилотные орбитальные ракетопланы, Международный военно-технический форум «Армия-2021»
Беспилотный орбитальный ракетоплан БОР-5, Центральный музей ВВС РФ, п.Монино
БОР-4, Центр «Космонавтика и авиация» на ВДНХ

Cпускаемый аппарат космического корабля «Восток-1»

С 12 апреля по 3 октября 2018 года спускаемый аппарат Гагарина находился в выставочном центре «Космонавтика и авиация», а затем его вернули в музей РКК «Энергия».

Cпускаемый аппарат космического корабля «Восток-1»

Сквозь бликующее стекло хорошо видны направляющие катапультного кресла и иллюминатор с оптическим визиром для ручной ориентации по Земле

На спускаемом аппарате отчётливо видны следы восьмиугольных плиток теплозащитного покрытия

На внешней стороне поверхности спускаемого аппарата установлена гермоплата с разъемами электрокоммуникаций, обеспечивающих связь с другими отсеками

Андрогинный стыковочный модуль

"– Да, мы начали переговоры, в которых приходим к идее андрогинного узла. Чтобы не было обидно ни той, ни другой стороне, на каждом корабле будут совершенно одинаковые половинки.
– А почему вы его называете андрогинным, что это значит? Тут уже Вильницкий пришел на помощь Бушуеву:
– Это будет узел «гермафродит». В отличие от теперешней схемы, когда «активный» штырь попадает в «пассивный» конус, там конструкция на «активной» и «пассивной» стороне будет одинаковой. Гермафродит, как считали древние греки, был сыном Гермеса и Афродиты. Он был так красив, что боги сделали его двуполым. Вводить в техническую документацию термин «гермафродит» сочли неэтичным. Поэтому воспользовались терминологией, принятой в ботанике для двуполых растений, – «андрогины».
– Да, с вами не соскучишься, – заключил Устинов.
...
Что касается андрогинного агрегата, то он был разработан и в 1975 году обеспечил стыковку и встречу экипажей «Союза-19» и «Аполлона». После этого в наших отечественных программах он использовался только еще один раз при стыковке корабля «Союз ТМ-16» к одному из модулей станции «Мир». При объективном сравнении наших и американских вариантов стыковочных агрегатов без особых споров приоритет был отдан нашим. Мало кому известный в том памятном 1971 году инженер Владимир Сыромятников принял на себя ответственность за создание стыковочных агрегатов для многоразовых американских космических кораблей «Спейс шаттл» и международной космической станции."
Источник: Борис Евсеевич Черток. «Ракеты и люди»

Андрогинный стыковочный модуль

См. также:
Андрогинный стыковочный модуль | Центр «Космонавтика и авиация» на ВДНХ
Стыковочный узел транспортного пилотируемого корабля «Союз» | Центр подготовки космонавтов им. Ю.А.Гагарина
Андрогинный периферийный агрегат стыковки (технологический дубликат) | Мемориальный Музей космонавтики
Стыковочный узел АПАС-89 | Государственный музей истории космонавтики имени К. Э. Циолковского
Программа ЭПАС (экспериментальный полет «Аполлон—Союз»). Музей РКК «Энергия». Площадка имени С.П. Королева
Андрогинно-периферийный агрегат стыковки АПАС-75. Музей РКК «Энергия». Площадка имени В.Д. Вачнадзе

Пульт космического корабля «Союз 7К-ВИ» 11К732

Спускаемый аппарат «Союз-ТМА-10М»

Двигатели управления по крену (система управления спуском) работают на 85-процентной перекиси водорода

"26 сентября 2013 года с космодрома Байконур ракетой-носителем "Союз-ФГ" осуществлен запуск российского транспортного пилотируемого космического корабля "Союз ТМА-10М" (программа развертывания МКС, номер полета - 36S), который в этот же день состыковался со станцией. На борту корабля "Союз ТМА-10М" три члена экипажа тридцатой седьмой / тридцать восьмой основной экспедиции (МКС-37/38) - российские космонавты Олег Котов и Сергей Рязанский, американский астронавт Майкл Хопкинс. Цель запуска - доставка на борт МКС трёх членов экипажа МКС-37/38; выполнение программы фундаментальных и научно-прикладных исследований, решение задач технического обеспечения полета экипажа основной экспедиции, а также поддержания работоспособности станции и её систем.
11 марта 2014 года космический корабль "Союз ТМА-10М" был отстыкован от МКС и в этот же день спускаемый аппарат корабля с тремя членами экипажа МКС-37/38 - Олегом Котовым, Сергеем Рязанским и Майклом Хопкинсом - возвратился на Землю."
Источник: РКК "Энергия" - Международная космическая станция

Макет самоходного космического аппарата «Луноход-2»

По программе создания дистанционно управляемых самоходных планетоходов для исследования Луны («Проект Е-8») было построено четыре аппарата. Первый аппарат (Е-8 №201) погиб 19 февраля 1969 года в результате неудачного старта ракеты-носителя. Второй планетоход (Е-8 №203) благополучно прибыл на Луну 17 ноября 1970 года. Третий луноход (Е-8 №204) приступил к работе на поверхности Луны 16 января 1973 года. В 1970–1973 годах эти два лунохода прошли по Луне в общей сложности 47 километров. Четвёртый экземпляр сейчас находится в музее НПО имени С. А. Лавочкина. В 1977 году его должен был доставить на Луну корабль-автомат «Луна-25», но запуск не состоялся. Экспонат, выставленный в парке «Патриот», имеет назначение несколько отличное от вышеперечисленных планетоходов.

Макет самоходного космического аппарата «Луноход-2» (с раскрытой солнечной батареей)

Электромеханический привод остронаправленной антенны, которая должна сохранять ориентацию на Землю во время движения «Лунохода», что обусловлено в первую очередь потребностями в «быстрой» телевизионной передаче

Колесо образовано тремя титановыми обручами, соединёнными грунтозацепами. Крайние обручи имеют меньший диаметр, чем средний. Таким образом, на твёрдом основании обод колеса имеет точечный контакт. На мягких грунтах нагружены и периферийные поверхности. Благодаря отсутствию диска, соединяющего обод и ступицу, обеспечивается свободное перетекание грунта по внутренней поверхности обручей и сетки

"Идея создания лунохода родилась в 1965 г. в ОКБ-1 (ныне РКК "Энергия" им. С.П. Королёва). В рамках советской лунной экспедиции луноходу отводилось немаловажное место. Два лунохода должны были детально обследовать предполагаемые районы прилунения и выполнять роль радиомаяков при посадке лунного корабля. Планировалось использовать луноход еще и для транспортировки космонавта на поверхности Луны.
Создание лунохода было поручено ОКБ-301 (ныне НПО им. С.А. Лавочкина; Земля и Вселенная, 1997, № 4) и ВНИИ-100 (ныне ОАО "ВНИИТрансмаш"). К концу 1967 г. под руководством Главного конструктора Г.Н. Бабакина в НПО им. С.А. Лавочкина подготовили конструкторскую документацию и открыли лабораторию во главе с Ф.И. Бабичем. В ней разрабатывалась логика управления лунными самоходными аппаратами. ВНИИ-100 создало шасси для луноходов."
Источник: Довгань В.Г., «Дистанционное управление луноходами и планетоходами» («Земля и Вселенная» №2/2005)

"16 января 1973 года, «Луноход-2» начал выполнять научную программу на поверхности Луны. Почти тремя годами ранее работу на поверхности земного спутника начал его предшественник «Луноход-1».
...
За 10,5 месяцев своей работы «Луноход-1» прошел расстояние более 10 км., что позволило детально изучить ту область лунной поверхности, где он находился. При этом, максимальная скорость движения лунохода составляла 2 км/ч. Второй луноход проработал 4 с небольшим месяца и проехал почти 39 км. За то же самое время его предшественник прошел лишь 8 км. Работа «Лунохода-2» прервалась преждевременно ...

Оба аппарата управлялись дистанционно, с Земли, экипажем из 5 человек. Это было нелегким делом. Но, несмотря на все трудности, операторы к 8 марта 1971 года сумели весьма оригинально поздравить земных женщин с Международным женским днем, нарисовав колесами восьмерку на лунной поверхности.
Оба аппарата садились в морях (первый — в море Дождей, второй — в море Ясности). В лунных морях нет воды, как в земных, это обширные гладкие участки рельефа. Первый луноход работал исключительно в море Дождей, а второй «захватил» в том числе материковую и даже немного горную поверхность."
Источник: «Луноход-1» vs «Луноход-2»

Отличие «Луноход-2» - облегчающая управление третья телекамера на высоте глаз стоящего человека. Слева от объективов телекамер - оптический уголковый отражатель и неподвижная коническая спиральная антенна.

Макет автоматической межпланетной станции «Луна-21» доставившей планетоход к месту работы

Откинута крышка герметичного приборного отсека, на внутренней поверхности которой расположена солнечная батареяы

"Оба Лунохода были созданы в НПО им. С.А. Лавочкина в г. Химки, Московская область, а шасси были созданы в 1960-е гг при участии ВНИИТрансмаш в Ленинграде. Передвигался Луноход с помощью 8 колес, каждое колесо было оснащено собственным двигателем. Дополнительное девятое колесо помогало отмерять пройденное расстояние. Конструктивно «Луноход-2» практически не отличался от своего предшественника, но все же они не были копиями друг друга. Самое явное отличие — в камерах на передней части аппарата, которые снимали рельеф перед луноходом, чтобы операторы могли оценить, нет ли препятствий на его пути. Во-первых, у второго лунохода они были квадратными, а у первого — круглыми. Таким образом инженеры уменьшили бликование. В конструкцию была введена третья телекамера на высоте человеческого роста, облегчающая управление. Дело в том, что первый раз водители, глядя в экран, не могли понять, насколько далеко располагаются камни и какого они были размера. Соответственно, операторы старались перемещать аппарат очень аккуратно. С третьей высокой камерой было легко прикинуть расстояние, планировать маршрут и двигаться без долгих остановок.
Остальные изменения незаметны на вид. Пожалуй, самым важным стало усовершенствование тормозной системы. В самом начале движения первого лунохода выяснилось, что электромагниты включились и не отключались. Из-за этого аппарат двигался с постоянно включенными тормозами и, соответственно, ехал гораздо медленнее своих возможностей. «Луноход-2» такой проблемы не имел, и, конечно, разогнался. На борту имелась система ориентации, которая показывала, под каким углом расположен аппарат, стоит ли он на склоне кратера или ровно, колеса располагаются на одном уровне или куда-то провалились. В первом луноходе она представляла собой диск, по которому катался шарик, а во второй конструкторы решили поместить ртутную капельку. Однако из-за вибрации, перегрузки и удара после посадки эта капелька разделилась на несколько. Прибор стал нерабочим. Водителям пришлось более аккуратно двигаться. Отчасти это привело к тому, что время работы аппарата составило меньше 5 месяцев против 11 у первого. В начале одного из сеансов связи «Луноход-2» заехал в глубокий кратер. Водители дали задний ход, но не закрыли солнечную батарею. Проблема была в том, что внутри кратера был еще кратер. Этого никто не заметил, и при движении солнечная батарея задела стенку кратера и зачерпнула пыли. Она осела на элементах и снизила напряжение, и еще попала на радиатор, который хуже стал охлаждать корпус. Возможно, не будь этого случая, «Луноход-2» смог бы проработать дольше своего предшественника. В отличие от кремниевой солнечной батареи «Лунохода-1», солнечная батарея «Лунохода-2» была собрана из более эффективных арсенид-галлиевых элементов."
Источник: «Луноход-1» vs «Луноход-2»

См. также:
Ходовой макет лунохода с иммитацией моментов инерции масс в Техническом музее, г.Тольятти
Шасси лунохода в Техническом музее, г.Тольятти
Макет первого лунохода, доставленного на Луну. Музей космонавтики, г.Москва
Макет самоходного космического аппарата «Луноход-2». Центр «Космонавтика и авиация» на ВДНХ
Самоходный аппарат-планетоход для исследования Луны. Государственный музей истории космонавтики имени К. Э. Циолковского
Шасси для планетоходов (ВНИИтрансмаш). Музей техники Вадима Задорожного
Луноход модифицированный под задачи пилотируемых экспедиций. «Космические войска: через тернии к звёздам» в парке «Патриот»
Исследование Луны дистанционно управляемыми планетоходами. Музей космонавтики и ракетной техники им. В.П.Глушко

Жидкостный ракетный двигатель РД-170

"... для ракет-носителей "Зенит" и "Энергия" требовалась разработка четырех ракетных двигателей: для первой и второй ступеней ракеты-носителя "Зенит" и, в свою очередь, для первой и второй ступеней ракеты-носителя "Энергия". Что касается первых ступеней ракет-носителей, то здесь вопросов не было: на первые ступени проектировался и разрабатывался нашей организацией двигатель тягой 740 тс, для второй ступени ракеты-носителя "Зенит" требовался двигатель на компонентах топлива жидкий кислород и керосин тягой порядка 90 тс и, наконец, для второй ступени ракеты-носителя "Энергия" требовались двигатели на компонентах топлива жидкий кислород и водород общей тягой порядка 800 тс.
...
... в конце 1973 года на расширенном совещании ведущих специалистов предприятия была определена конструктивная схема двигателя: она была выбрана четырехкамерной, так как эта схема имеет целый ряд существенных преимуществ. Основным преимуществом является возможность автономной отработки камеры сгорания. Кроме того, тогда же были выбраны стратегические направления доводки двигателя. Основополагающим стало решение об автономной отработке сначала основных агрегатов двигателя, а уже затем отработка двигателя в целом. Это решение далось очень мучительно, так как в то время бытовало мнение, что автономная отработка агрегатов двигателя ничего не дает. Считалось, что агрегаты в целом оказывают друг на друга воздействие, которое, по существу, требует их передоводки уже в составе двигателя. К тому времени имелся положительный опыт доводки двигателя с отработкой основных агрегатов в модельных установках натурной величины, например отработка камеры сгорания двигателя РД-111, предназначенного для ракеты военного назначения Р-9. В то же время был и отрицательный опыт попытки доводки двигателя без автономной отработки основных агрегатов при создании 640-тонного двигателя РД-270."
Источник: Трофимов Владимир Федорович «Осуществление мечты»

Жидкостный ракетный двигатель РД-170, разработанный КБ «Энергомаш». Четырёхкамерный двигатель закрытого цикла работает на паре кислород-керосин. Разработан для ракеты-носителя «Энергия».

Одна из основных конструктивных особенностей этого двигателя - наличие четырех камер, качающихся в двух плоскостях, и двух газогенераторов, работающих на одну турбину.

Блок баллонов высокого давления. Гелий приводит в действие пневмоклапана.

Каждую камеру двигателя качают две рулевые машины (на фото - зеленого цвета)

"Многие специалисты по ЖРД, сотрудники отраслевых научно-исследовательских институтов, работники Министерства общего машиностроения предлагали установить размерность двигателя 150 тс, ссылаясь на то, что такая размерность двигателя уже освоена, легче в освоении в производстве, проще в испытаниях и т.п.
Оппоненты приводили не менее весомые доводы: при тяге 150 тс число двигателей на ракете-носителе "Энергия" увеличивается в четыре раза и достигает 20. Это в 2,5 раза больше, чем на ракете американского производства "Сатурн-V". Увеличение числа двигателей на ракете неизбежно ведет к усложнению ее конструкции, а следовательно, к понижению надежности. В таких спорах решающее слово, как правило, принадлежит разработчику. Поэтому решение было принято в пользу двигателя тягой 740 тс, которая, естественно, была определена исходя из оптимального выбора тяги для ракеты. Извечные споры велись по поводу величины давления в камере сгорания. Предлагалось выбрать это значение равным не более 200 атм. Мотивация: чем меньше давление газов в камере сгорания, тем надежнее двигатель, поскольку в этом случае уменьшается давление компонентов топлива во всех конструктивных элементах двигателя. Доводы против: уменьшение давления газов в камере сгорания неизбежно влечет увеличение габаритных размеров двигателя, а следовательно, ухудшает характеристики ракеты.

Окончательное решение должен был принять генеральный конструктор, и давление в камере сгорания было выбрано равным 250 атм, что оказалось оптимальным. Трудным оказался также выбор схемы двигателя: с дожиганием восстановительного газа или окислительного. Многие заявляли, что схема с дожиганием восстановительного газа надежнее, так как меньше предрасположена к возгораниям в горячем тракте турбины. Однако эта схема, во-первых, энергетически менее выгодна и, вовторых, исключает возможность многоразовых запусков двигателей без переработки из-за обилия сажи, удаление которой является серьезной проблемой. В конечном счете выбрали схему с дожиганием окислительного газа, поскольку она по сумме преимуществ оказалась предпочтительнее ..."
Источник: Трофимов Владимир Федорович «Осуществление мечты»

Красное кольцо — один из газогенераторов.

Турбонасосный агрегат располагается между камерами, и его ось параллельна оси камер. Такое решение позволяет оптимально разместить двигатель в ограниченных габаритах хвостового отсека РН

Каждая из четырех камер снабжена узлом качания. Сила тяги передается от камеры на силовую раму через карданный подвес. Подвод сработавшего на турбине генераторного газа в КС осуществляется через 12-слойный составной сильфон, размещенный внутри карданного подвеса. Сильфон бронирован специальными кольцами и охлаждается небольшим количеством холодного кислорода

"... работа над двигателем РД-170 (171) длилась уже почти десять лет (если вести отсчет от даты получения технического задания на разработку двигателя от головного разработчика, то есть с февраля 1976 года). Фактически же мы начали работать над проектированием двигателя в 1973 году, то есть прошло более десяти лет. Но впереди еще самое ответственное: летные испытания и подготовка к ним. Начался очередной период в доводке двигателя, период подготовки к летным испытаниям, который условно можно исчислять с января по апрель 1985 года.

Итак, с 1973 года до начала 1985 года прошла целая эпоха создания мощного ЖРД, не имеющего аналогов в отечественном и зарубежном ракетном двигателестроении. Были проведены все необходимые наземные испытания, включая испытания в составе первой ступени ракеты-носителя "Зенит". Двигатель, прошедший необходимые контрольно-технологические испытания, поставлен головному разработчику для установки на Южном машиностроительном заводе на ракету-носитель "Зенит" для проведения первого летно-конструкторского испытания. Теперь уже двигатель находится под эгидой головного разработчика, то есть специалистов конструкторского бюро "Южное".
И вот на календаре 13 апреля 1985 года. Главный конструктор В.П. Радовский с необходимой свитой специалистов из первых лиц соответствующих служб находится на полигоне. В этот день состоится первое летное испытание ракеты-носителя "Зенит"."
Источник: Трофимов Владимир Федорович «Осуществление мечты»

См. также:
Камера сгорания ЖРД-170. Музейно-выставочный центр «Самара Космическая»
Двигатель РД-171 (11Д520) I ступени РН «Зенит». Национальный музей ракетно-космической техники при ФКП «НИЦ РКП»
Клепиков И.А., Рахманин В.Ф., «О разработке альтернативного двигателя для ракеты-носителя "Энергия" и о роли В.П. Глушко в создании двигателя РД-170 (171)»
Трофимов Владимир Федорович «Осуществление мечты» (история разработки мощных ЖРД РД-170 и РД-171)
Кирилин А.Н., Родин Н.П., Петренко С.А. «Незабываемые космические программы»
Чванов В.К. (ред.) «НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко. Путь в ракетной технике»

Макет орбитальной станции «Мир»

Макет орбитальной станции «Мир» в составе модулей «Кристалл», «Квант-1», «Квант-2»

Макет орбитальной станции «Мир»

Макет орбитальной станции «Мир» в составе модулей «Кристалл», «Квант-1», «Квант-2»

Макет орбитальной станции «Алмаз»

Макет станции «Алмаз» — серии орбитальных станций, разработанных ЦКБМ для задач Министерства Обороны СССР. На орбиту станции выводились с помощью ракеты-носителя "Протон". Транспортное обслуживание станции предполагалось как космическим кораблём ТКС (разработанным по той же программе «Алмаз»), так и ранее разработанным «Союзом». Всего было запущено 5 станций «Алмаз» — пилотируемые "Салют-2", "Салют-3", "Салют-5", а также автоматические модификации "Космос-1870" и "Алмаз-1".

Макет орбитальной станции «Алмаз»

ТКС — многофункциональный космический корабль

ТКС — многофункциональный космический корабль, разработанный ОКБ-52 Челомея для доставки экипажа и грузов на орбитальную пилотируемую станцию военного назначения «Алмаз». ТКС состоит из двух частей: возвращаемого аппарата и функционально-грузового блока, каждый из которых способен осуществлять автономный полет. ТКС в виде автоматического грузового корабля и отсека стыковался к гражданским орбитальным станциям «Салют», а также, в модифицированных вариантах, — к ОПС «Мир» и «Международной космической станции». Имеет возвращаемый на Землю спускаемый аппарат для экипажа и результатов исследований.

Транспортный корабль снабжения орбитальной станции: возвращаемый аппарат и система аварийного спасения. Функционально-грузовой блок отсутствует

Возвращаемый аппарат ТКС

Носовой отсек ТКС

Через люк видны ложементы

Теплозащита ВА состоит из донного полусферического сегмента (лобового экрана), боковой теплозащиты, сегмента носового отсека. Теплозащитное покрытие выполнено из кремнеземной ткани, пропитанной фенолформальдегидной смолой. При нагреве смола испаряется и газообразные продукты пиролиза блокируют приток тепла. После возвращения теплозащиту можно восстановить и использовать снова (до 10 раз). На днище ВА сделан люк диаметром 550 мм для доступа экипажа в ФГБ. Несмотря на то, что этот участок теплозащиты подвергается наиболее интенсивному нагреву, такая схема продемонстрировала высокую надежность в эксплуатации.
На днище возвращаемого аппарата был закреплен навесной отсек с системой жизнеобеспечения. В верхней части кабины установлен носовой отсек с реактивной системой управления спуском, парашютной и некоторыми другими системами. Носовой отсек оканчивался пороховой ТДУ с четырьмя соплами, направленными назад, вдоль образующей конуса. Над тормозной двигательной установкой на коротком переходнике закреплялась длинная цилиндрическая АДУ, сопла которой также были направлены вдоль образующей конуса возвращаемого аппарата. ТДУ обеспечивала тормозной импульс скорости (около 100 м/с) для схода возвращаемого аппарата с орбиты. Управление ориентацией аппарата на орбите и при спуске в атмосфере — посредством реактивной системы управления.

Жидкостный ракетный двигатель НК-33

"Прототип двигателя НК-33, имеющий название НК-15, был разработан в 1962— 1970 годах в куйбышевском НПО «Труд» под руководством Н.Д.Кузнецова по техническому заданию ОКБ-1 С.П.Королева и предназначался для установки на первой ступени сверхтяжелой ракеты-носителя Н-1, основным назначением которой была доставка пилотируемой экспедиции на Луну. Ракета имела «тандемную» схему с поперечным делением и уникальную конструктивно-компоновочную схему.
На первой ступени Н-1 двумя концентрическими кольцами устанавливались 30 двигателей НК-15: шесть в центре, на внутренней раме, и 24 — снаружи, на внешней кольцевой раме диаметром более 14 м. Управление каждой из трех ступеней РН по курсу и тангажу обеспечивалось путем дросселирования одного из периферийных ЖРД при одновременном форсировании противоположного ему двигателя. Управление по крену первоначально выполнялось с помощью нескольких пар качающихся сопел, установленных на максимальном диаметре каждой ступени. Через сопла сбрасывался газ, отводимый из газовода «турбонасосный агрегат (ТНА) — камера сгорания».
Расчетное время работы двигателей первой ступени составляло 110 с. Если один из ЖРД отказывал, специальная «система контроля работы двигателей» (КОРД) автоматически отключала диаметрально противоположный ему двигатель. Для компенсации потери тяги оставшиеся ЖРД должны были работать большее время (до 168 с). Если отказывало два двигателя, оставшиеся 26 (при еще двух отключенных для симметрии исправных ЖРД) нарабатывали 210 с. При этом уменьшение общей тяги ДУ (при принятой размерности единичного двигателя) не приводило к катастрофическим последствиям и позволяло продолжать выполнение полета, повышая тем самым общую надежность решения поставленной задачи."
Источник: И.Черный «Новый этап испытаний НК-33 в США» (№8/1998 «Новости космонавтики»)

Основными компонентами топлива были переохлажденный жидкий кислород и керосин РГ-1. Горячий кислород под высоким давлением должен был проходить через весь НК-33, вызывая окисление металла. Поэтому все поверхности, подвергающиеся воздействию горячего кислорода, покрыты инертной эмалью.

В первой модификации двигателей I ступени Н-1 использовали элементы пиротехнической автоматики. Они упрощали конструкцию и снижали вес ЖРД, но были одноразовыми и требовали замены для каждого запуска. Упрощённая пневмогидравлическая система НК-33 позволяла перезапускать ЖРД без переборки.

Шар-баллоны хранят газообразный азот под давлением 20 МПа и необходимы для вентиляции промежуточной полости ТНА, закрытия клапана горючего Г-1 и продувки камеры при выключении двигателя.

Отвод части топлива на охлаждение сопла: керосин протекает между внутренней бронзовой и внешней стальной оболочками.

Н-1 управлялась с помощью дифференциальной тяги, а не с помощью гироскопического управления. Такая сложная схема требовала для тридцати ЖРД первой ступени не примитивного «Корда», а мощного бортового компьютера. В СССР конца 1960-х годов таких ЭВМ не существовало. Кроме того, в НК-15 применялись пиротехнические элементы, экономившие вес и упрощавшие конструкцию. Однако, для перезапуска ЖРД требовалась замена этих устройств пироавтоматики, поэтому на стенде проверялся только один из шести двигателей. Более того, ни один из протестированных двигателей не был установлен на ракету. Они использовались только для проверки производства и выявления серьёзных недостатков в партиях двигателей. Неудивительно, что летно-конструкторские испытания показали неудовлетворительную работу первой ступени. Четыре пуска = четыре аварии.

В середины 1970 года ОКБ Н.Д.Кузнецова приступило к созданию на базе НК-15 качественно новых ЖРД многократного запуска с повышенным ресурсом. Разрабочики упростили пневмогидравлическую схему, серьёзно улучшили элементы автоматики, агрегаты ТНА и камеры сгорания. Число элементов пироавтоматики в ЖРД было уменьшено с двенадцати до семи, а болтовые и шпилечные соединения заменены сварными (фактически условно разъемные, обеспечивавшие ремонтопригодность двигателя). Многоразовость обеспечила контрольные испытания каждого ЖРД, а также их повторные испытания в составе ракетного комплекса. Для второй ступени Н-1 подготовили НК-43 оптимизированный для работы в вакууме.

Относительно широко известной байки про требование уничтожить НК-33 и про их спасение Кузнецовым методом замуровывания на каком-то складе:
"Не вникая в проблему обеспечения надежности многодвигательных носителей, С.А. Афанасьев со свойственной ему решительностью ухватился за возможность получения резервного варианта двигателя. Вообще у министра был запасной вариант и до предложения о разработке МД-185. О нем он упоминал в узком кругу руководящих работников министерства. Имелись в виду двигатели ОКБ Н.Д. Кузнецова (НК-33), созданные для последнего варианта РН Н1, но так и не испытанные в составе ракеты.
Эти двигатели хранились на складе в Куйбышеве, но об их использовании в составе МКС Афанасьев открыто не упоминал, зная негативное отношение к ним Глушко. Видимо, это был запас на тот крайний случай, если идея создания двигателя 11Д520 будет окончательно дискредитирована."
Источник: Резервный вариант: использовать для МКТС доработанные ЖРД НК-33

Вход топливной магистрали

Ниже ТНА — пусковая пиротурбина. Толстая труба вдоль сопла — патрубок отвода выхлопа пусковой турбины вниз, за срез сопла

Турбонасосный агрегат (серый). Снизу вверх: топливый насос, вход подачи топлива, вход магистрали окислителя, насос окислителя.

Турбонасосный агрегат (ТНА) с соосным ему газогенератором. Вверху Г-образное скругленное по углам колено с газогенератором и газовой турбиной. Участок тракта генераторного газа сопряжен с камерой сгорания посредством кривоосного диффузорного газовода.

"Двигатель НК-33 однокамерный, с турбонасосной подачей экологически чистого несамовоспламеняющегося топлива (горючее — керосин, окислитель — жидкий кислород). Он построен по замкнутой схеме с дожиганием отработанного турбогаза в камере сгорания при высоком давлении. Рабочим телом турбины ТНА фактически является горячий кислород с небольшим количеством водяного пара и окислов углерода (продукты сгорания основных компонентов топлива при большом избытке окислителя).

Камера сгорания НК-33 с внутренним диаметром 430 мм и сопло с диаметром критического сечения 281 мм имеют бронзовую внутреннюю оболочку с фрезерованными ребрами, с внешней стороны которых пайкой крепится внешняя стальная силовая оболочка сопла. При работе ЖРД камера и сопло охлаждаются керосином, протекаюшим между бронзовой и стальной оболочками. Для защиты от избыточных тепловых потоков камера сгорания НК-33 имеет внутреннее керамическое теплозащитное покрытие и два пояса отверстий внутреннего завесного охлаждения. По утверждению разработчиков, особых проблем с высокочастотными колебаниями (ВЧ) в НК не наблюдалось. На гладкой (без гасителей ВЧ-колебаний) головке смонтированы центробежные форсунки горючего и струйные газофазные форсунки окислителя. Форсуночная головка газогенератора имеет гасители колебаний («крылышки»).

Для того чтобы двигатель мог работать при низких давлениях во входных магистралях (и, соответственно, в баках ракеты), используются преднасосы (бустеры). В отличие от РД-253, имеющего струйные преднасосы, НК-33 работает со встроенными лопаточными бустерами: преднасос горючего приводится через редуктор от основного вала ТНА, преднасос окислителя имеет один шнек с приводом от гидротурбины и второй шнек, сидящий на основном валу ТНА.

Запуск НК-33 (раскрутка ТНА) осуществляется с помощью пусковой турбины, находящейся на противоположном от основной турбины конце вала ТНА (внизу) и работающей от специальной пирошашки. Выхлоп пусковой турбины отводится с помощью специального патрубка вниз, за срез сопла, придавая двигателю замкнутой схемы необычный вид. Зажигание компонентов топлива в камере сгорания — с помощью трех пиросвечей. Регулятор расхода с самонастройкой находится на линии подачи горючего в ГГ. Дифференциальные расходные клапаны срабатывают автоматически при заданном перепаде давлений компонентов топлива. Выключение двигателя (отсечка тяги) — путем перекрытия линии подачи горючего в ГГ с последующей продувкой ТНА и рубашки камеры сгорания."
Источник: И.Черный «Новый этап испытаний НК-33 в США» (№8/1998 «Новости космонавтики»)

См. также:
Жидкостный ракетный двигатель НК-33. Центр «Космонавтика и авиация» на ВДНХ
Жидкостный ракетный двигатель НК-33. Музейно-выставочный центр «Самара Космическая»
Орлов В.Н., Орлова М.В. «Генеральный конструктор Н. Д. Кузнецов и его ОКБ»
Кирилин А.Н., Родин Н.П., Петренко С.А. «Незабываемые космические программы»

Жидкостный ракетный двигатель НК-43

НК-43 (индекс ГРАУ 11Д112): улучшенная версия НК-15В, оптимизированная для работы в вакууме. ЖРД проектировался для второй ступени Н-1Ф, но никогда не запускался.

Атмосферное сопло у НК-33 относительно короткое, а у высотного НК-43, в связи с отсутствием давления атмосферы и возможностью продолжить расширение и ускорение струи - сопло заметно длиннее.

Ниже турбонасосного агрегата — пусковая пиротурбина. От ТНА через магистраль отводится часть топлива на охлаждение сопла

Многоцелевая авиационно-космическая система (МАКС)

"Многоцелевая авиационно-космическая система (МАКС) представляет собой двухступенчатый комплекс, состоящий из самолета-носителя (первая ступень), на котором устанавливается орбитальный самолет со сменными целевыми модулями (в пилотируемом или беспилотном варианте) с внешним топливным баком, заполненным криогенными компонентами топлива, или блок выведения с полезным грузом (вторая космическая ступень).

В функциональный состав МАКС также входит комплекс средств аэродромного и технического обеспечения и средства автоматизированной системы управления, а также средства заправки компонентами криогенного топлива.
В качестве самолёта-носителя предполагается использование самолёта Ан-225 «Мрия» разработки АНПК им. Антонова (Украина, Киев), способного базироваться на обычных аэродромах 1 класса, дооборудованных необходимыми для МАКС средствами наземного технического и посадочного комплекса. Взлётный вес системы при этом составляет 620 тонн."
Источник: Сравнительный анализ характеристик самолётов-носителей многоцелевой авиационно-космической системы типа «МАКС»

Проект двухступенчатого комплекса космического назначения, который состоит из самолёта-носителя и орбитального космического корабля-ракетоплана.

Первой «ступенью» должен был стать тяжелый носитель Ан-225 «Мрия», обеспечивающий воздушный старт ракетоплана.

Вероятно, два однокамерных двигателя РД-704 (вариант базового ЖРД РД-701, но с одной камерой предварительного сгорания, одним соплом и одной основной камерой сгорания).

Макет хвостовой части орбитального самолета многоцелевой авиационно-космической системы (МАКС)

"Работы по трехкомпонентному многорежимному двигателю были начаты НПО Энергомаш в 1988 г. по инициативе генерального конструктора НПО «Молния» Г.Е. Лозино-Лозинского, который выступил с предложением по созданию многоцелевой авиационно-космической системы (МАКС). Предлагаемая система включала одноступенчатый крылатый носитель (орбитальный самолет «Молния») многоразового использования, запуск которого предполагалось осуществлять с самолета (типа АН-225 «Мрия»). Указанное обстоятельство требовало существенной минимизации габаритных и массовых характеристик носителя и двигателя при обеспечении его высокого удельного импульса. Проведенные предварительные проработки определили целесообразность использования маршевого трехкомпонентного двухрежимного двигателя, работающего на компонентах топлива: жидкий кислород - жидкий водород - керосин. Такой двигатель позволял на начальном этапе выведения (первый режим) использовать плотное топливо кисло род - керосин с добавкой водорода, обеспечивающее существенное повышение удельного импульса, а на заключительном участке выведения (потребная тяга на котором существенно ниже) - топливо кислород - водород (второй режим), имеющее максимальную энергетическую эффективность.

Таким образом, реализация в рамках единой конструкции двух режимов работы двигателя позволяла оптимизировать энергетические и массово-габаритные характеристики орбитального самолета. При выборе технического облика маршевого двигателя для орбитального самолета НПО Энергомаш опиралось на опыт разработки самых мощных в мире ЖРД РД-171 и РД-170 для PH «Зенит» и PH «Энергия» соответственно. Указанные двигатели, использующие в качестве топлива жидкий кислород и керосин, были выполнены по «окислительной» схеме. Именно этот фактор во многом определил выбор «окислительной» схемы для трехкомпонентного двигателя, хотя в ходе работ подробно рассматривались все возможные схемы его выполнения.
...
Была выпущена конструкторская документация на двигатель РД-701, изготовлен его полномасштабный макет, а также натурный макет для установки в хвостовой отсек орбитального самолета, спроектированного для многоразовой аэрокосмической системы разработки НПО «Молния». Установка представляла собой два однокамерных двигателя РД-704.
...
В НПО Энергомаш была проведена разработка экспериментального трехкомпонентного двигателя. Первое огневое испытание (впервые в мире) проведено на стенде в НИИХиммаше 9 августа 1994 г. Экспериментальный трехкомпонентный двухрежимный двигатель имел тягу 6,5 тс (на первом режиме) и 3 тс (на втором). Камера двигателя имела смесительную головку с 19-ю смесительными элементами (форсунками), геометрические размеры которых соответствовали размерам аналогичных элементов в смесительных головках камеры двигателя РД-704. В конструкции камеры предусмотрена возможность изменения ее конфигурации путем замены составляющих элементов. Основными задачами испытаний такого двигателя являлись экспериментальное подтверждение работоспособности разработанных вариантов смесительной головки камеры, в которой обеспечивалось смешение и горение трех компонентов, определение эффективности процесса сжигания трехкомпонентного топлива (Ог - РГ-1 - Н2), реализация перехода с первого на второй режим с последующей работой на втором режиме."
Источник: Чванов В.К. (ред.) «НПО Энергомаш имени академика В.П. Глушко. Путь в ракетной технике»

Проект транспортно-энергетического модуля на базе ядерной энергодвигательной установки мегаваттного класса

"Ядерный буксир - это именно что буксир для какой-либо полезной нагрузки. Используется для транспортировки космических аппаратов между космическими телами. На самом деле, его рабочее название это — Транспортно Энергетический Модуль мегаваттного класса (ТЭМ). Его выводят на радиационно-безопасную орбиту (800 км, чтобы случись что радиоактивные остатки не упали на Землю) и далее тестируют. После этого к нему, отдельной ракетой, выводится полезная нагрузка, которая стыкуется с соответствующим модулем. Следом, начинается его космическая экспедиция из точки А в точку Б. По прибытии к точке Б он избавляется от полезной нагрузки и летит к другой точке, либо обратно к Земле за новой задачей. Но на планету он никогда не сажается. На данный момент предполагается не менее 10 таких полётов в разные точки Солнечной Системы."
Источник: Российский ядерный планетолёт / Хабр

КТМ блока обеспечивающих систем (БОС)

КТМ отсека несущих ферм (ОНФ)

КТМ — конструкторско-технологический макет. ОНФ — отсек несущих ферм. ЭБ — энергоблок. БОС — блок обеспечивающих систем.

Шнек горючего ЖРД РД-171М

Макет оптических световозвращателей для решения геодинамических, навигационных задач и измерения траектории движения космического аппарата. Судя по индексу 11Ф71, имеется в виду ОПС «Алмаз»

Макет спутника связи на базе платформы «Экспресс-1000»

Инерциальная навигационная система разработанная в «НПЦ автоматики и приборостроения имени академика Н.А. Пилюгина»

Макет орбитального комплекса «Мир»

Шестидорожечный магнитофон для записи телеметрии

Шлем советского авиационного аварийно-спасательного вентиляционного масочного скафандра СИ-3М (1953 год)

Дополнительно:

Государственный музей истории космонавтики имени К. Э. Циолковского. Калуга
Мемориальный Музей космонавтики. Москва
Выставка «Космические войска: через тернии к звёздам». Парк «Патриот»
Музейно-выставочный центр «Самара Космическая»
Космическая, ж/д и другая спец.техника в Техническом музее. Тольятти