Здравствуйте, Klapaucius, Вы писали:

K>Т.е. под технологическим совершенством подразумевается героическая борьба с проблемой, которая создается собственноручно на ровном месте?

А ты сам то как думаешь, почему СССР столько вкладывал в керосин, при том что у него столько недостатков?

K>>Только вот Союзы летают по нескольку раз в месяц, а вот "предпочтительные открытые" американские — три раза в год. Как ты думаешь,
K>15 за прошлый год.

19. Из них 2 Антареса, 8 Атласов, 3 Фалькона. И только 3 водородных Дельты. Что ты там про незначительные отклонения говорил?

K> А РД-107 что, не "предпочтительные открытые"? Ну а Зенит с движками закрытого цикла аж целых 2 раза летала.

K>Ладно, посмотрим с другой стороны, если СССР мог разработать двигатель на порядок сложнее чем водородный, почему он не мог разработать водородный с такими же или лучше характеристиками как RS-25?

А почему ты решил что не мог? РД-0120 по характеристикам довольно близок к SSME.

Здравствуйте, koandrew, Вы писали:

AVK>>Почему?
K>Чем ниже целевая орбита — тем больше ПН

Ты не забывай, что уменьшение ПН для высоких орбит компенсируется массой тяжелого РБ. Да, от увеличения количества ступеней, разумеется, оптимальная траектория вывода плавает. Но не настолько чтобы вот прям резко сделать невыгодным пуск на НОО. Отсутствие полетов Ариана на НОО объясняется намного проще — туда сейчас просто нет нагрузок тяжелее 7-8 тонн (единственный тяжелый пуск на НОО, который вспоминается в ближайшем прошлом — вывод Звезды).

K>, соответственно меньше ускорение, больше время разгона и больше требуемая dV до орбиты. Это если на пальцах.

Ты с пальцами поаккуратнее, а то ты ту уже на пальцах насчитал оптимальный Зенит весом в килотонну при стартовой тяге в 740тс.

AVK>>Сорри, но я это безумно уродское с точки зрения юзабилити поделие так освоить и не смог.
K>Модами его можно привести вполне в удобоваримый вид.

Это надо все равно быть большим фанатом, чтобы во всем разобраться. Я потыркался, но мало что понял (при том что тема то мне более менее знакома). А они, помнится, еще и денег за это хотели.

Здравствуйте, Klapaucius, Вы писали:

K>Быстрое гугление дает такие цифры для Mвн/Mстарт для LEO
K>керосин(закрытый цикл)/керосин (Зенит-2М) 12030/458900 = 2.6%

Угу, Зенит очень неоптимальная ракета. Но это не из-за движков, а из-за унификации с Энергией.

K>керосин(закрытый цикл)/водород (самый легкий Атлас-5 без доп.бустеров) 9800/334500 = 2.9%
K>водород(открытый цикл)/водород (самая легкая Дельта-4 без доп.бустеров) 8800/249500 = 3.5%

А чего 402 версию Атласа не взял? У нее уже 12500 на LEO (28 градусов с KSC) при той же массе и конфигурации внизу (http://www.spacelaunchreport.com/atlas5.html). Уже 3.75% получается, не так ли? И никакого гемороя с криогеникой.

K>Все правильно? Похоже, что предположения о съедании вех преимуществ по УИ массой бака и о преимуществе керосиново-водородного варианта не оправдались на практике.

Как видишь, оправдалось. Просто аккуратнее надо быть с циферками.

AVK>>Совсем другое дело увеличение УИ оставаясь на керосине. Тут сухая масса растет незначительно и почти вся разница в УИ идет на увеличение ПН.
K>керосин(открытый цикл)/керосин (Фолкон-9 1.1) 13150/505846 = 2.6%

С чего собственно, разговор и начался.

K>Ну понятно, можно придраться к разнице по широте между м.Канаверал и Байконуром

Зачем придираться? Она действительно есть и весьма существенная. С SL Зенит уже 15т тонн на НОО тащит, т.е. уже 3.2%. Еще раз повторюсь, аккуратнее надо с циферками.

K>, да и заявленную полезную нагрузку они ЕМНИП никогда не выводили

Потому что нет для тяжелых ракет таких задач.

K>, но все равно, разница между открытым/закрытым циклом как-то не впечатляет.

Ну действительно, разница почти в 1.5 раза между Атлас V и Falcon-9 — какая мелочь .

Здравствуйте, AndrewVK, Вы писали:

AVK>Ты не забывай, что уменьшение ПН для высоких орбит компенсируется массой тяжелого РБ. Да, от увеличения количества ступеней, разумеется, оптимальная траектория вывода плавает. Но не настолько чтобы вот прям резко сделать невыгодным пуск на НОО. Отсутствие полетов Ариана на НОО объясняется намного проще — туда сейчас просто нет нагрузок тяжелее 7-8 тонн (единственный тяжелый пуск на НОО, который вспоминается в ближайшем прошлом — вывод Звезды).

Эээээ как бы вот: http://en.wikipedia.org/wiki/Automated_Transfer_Vehicle

AVK>Ты с пальцами поаккуратнее, а то ты ту уже на пальцах насчитал оптимальный Зенит весом в килотонну при стартовой тяге в 740тс.
Не было такого

AVK>Это надо все равно быть большим фанатом, чтобы во всем разобраться. Я потыркался, но мало что понял (при том что тема то мне более менее знакома). А они, помнится, еще и денег за это хотели.
Нет там ничего сложного.

Здравствуйте, AndrewVK, Вы писали:

AVK>Угу, Зенит очень неоптимальная ракета. Но это не из-за движков, а из-за унификации с Энергией.

Ну извините. Только среди керосиновых с движками закрытого цикла особого выбора нет.

AVK>А чего 402 версию Атласа не взял?

Я думал, что мы сравниваем только существующие в реальности ракеты, а Атласы, заканчивающиеся на 2 — это же вроде бы чисто бумажные ракеты, они никогда не летали. Да и это улучшение 2-ой, водородной ступени.
Правда и 9.8 для 401 — тоже бумажный показатель, вроде как больше 9 нельзя — ракета сломается, и следовательно именно такая (меньшая) масса может быть указана в справочнике, так что не всегда можно оценить "эффективность" ракеты в обсуждаемом смысле по таким данным — они могут быть ограничены другими факторами.

AVK>У нее уже 12500 на LEO (28 градусов с KSC) при той же массе и конфигурации внизу (http://www.spacelaunchreport.com/atlas5.html). Уже 3.75% получается, не так ли? И никакого гемороя с криогеникой.

Для бумажной ракеты более-менее надежных данных обычно не найти. Этот показатель, судя по ссылкам, из какого-то мутного отчета по перспективам из 10-го года. Что характерно, в нем полезная нагрузка для полярной орбиты указана даже меньшая, чем у 401.
Там нет разбивки по вариантам, для всех атласов одно число, таблица сводная для всех РН.
И массы ракеты в нем нет. И как вообще ракета с другой второй ступенью может быть той же массы?

http://www.spacelaunchreport.com/delta4.html
Для одной и той же орбиты 200км — 29град и существующих в реальности модификаций:
Атлас — 9.8/333.32 = 2.9%
Дельта — 9.19/(257+9.19) = 3.5%

AVK>С чего собственно, разговор и начался.

Тезис о том, что Фолкон-9 не является "технически совершенной" (в том смысле, который в это вкладывает мой оппонент) ракетой я не оспариваю, я оспариваю тезис, что якобы единственная технологически совершенная ракета — это керосин + закрытый цикл — т.е. Зенит, а в США "ничего подобного не осилили". Это утверждение смехотворно.

K>>Ну понятно, можно придраться к разнице по широте между м.Канаверал и Байконуром

AVK>Зачем придираться? Она действительно есть и весьма существенная.

Она примерно учитывается потому, что данные приводятся для запусков на разные низкие орбиты. Когда запускают на геостационарную, там расход на поворот плоскости орбиты, разумеется, существенно больше для Байконура.

AVK>С SL Зенит уже 15т тонн на НОО тащит, т.е. уже 3.2%. Еще раз повторюсь, аккуратнее надо с циферками.

Откуда такие данные? С SL летает вроде зенит-3, ничего на НОО не выводили и вроде как не собираются. Выглядят они дико, отсутствие пятиградусной байконуровской коррекции такой разницы не даст.
Кстати, данные отсюда http://www.spacelaunchreport.com/zenit.html
для 52 град. т.е. расходы на изменение наклонения орбиты на 5град. (мне лень считать, навскидку это съест 1-2% полезной нагрузки) для запусков с канаверала на 29град таких расходов нет. именно про пренебрежение этим я и говорил.
13.92/455+-5 = 3.0 — 3.1% (почему-то насчет массы они не уверены, указан диапазон)
Может это без учета полезной нагрузки как у дельты, тогда если учесть — как раз 2.9 получается, что гораздо правдоподобнее.

AVK>Ну действительно, разница почти в 1.5 раза между Атлас V и Falcon-9 — какая мелочь .

Между реальным Фолконом и бумажным Атласом. В случае реального Атласа такой разницы нет. Даже между модификациями Фолкона разница больше (у 1.0 заявлено 9/318 = 2.8%).

Здравствуйте, AndrewVK, Вы писали:

AVK>А ты сам то как думаешь, почему СССР столько вкладывал в керосин, при том что у него столько недостатков?

Я, конечно, не считаю, что решение вкладывать в керосин было необоснованным. Однако совсем не факт, что оно было правильным. Хотя что-то определенное тут сказать сложно, если учесть сколько чисто керосиновых ракет с движками закрытого цикла с тех пор разработали и эксплуатируют.

K>>>Только вот Союзы летают по нескольку раз в месяц, а вот "предпочтительные открытые" американские — три раза в год. Как ты думаешь,
K>>15 за прошлый год.

AVK>19. Из них 2 Антареса, 8 Атласов, 3 Фалькона. И только 3 водородных Дельты. Что ты там про незначительные отклонения говорил?

15 союзов, про которые было сказано "несколько в месяц". Непонятно, только — зачем притягивать сюда союзы.
Вроде речь была про то, что керосиновые ракеты с открытым циклом "несовершенны". После этого задается вопрос, почему запускают много союзов. Думаю потому, что на практике такое значение "технического совершенства" переоценено.
Антаресы и Атласы тоже керосиновые с закрытым циклом только частично. Причем Атласы частично водородные.

AVK>А почему ты решил что не мог? РД-0120 по характеристикам довольно близок к SSME.

Близок но не превосходит, т.е. никакого технологического преимущества про которое говорил мой оппонент не просматривается.

Здравствуйте, Klapaucius, Вы писали:

K>Однако совсем не факт, что оно было правильным.

На осоновании чего сделан такой вывод?

AVK>>19. Из них 2 Антареса, 8 Атласов, 3 Фалькона. И только 3 водородных Дельты. Что ты там про незначительные отклонения говорил?
K>15 союзов, про которые было сказано "несколько в месяц". Непонятно, только — зачем притягивать сюда союзы.

Подожди за союзы. Мы пока про США. И вот у них, несмотря на традиции, подавляющее большинство пусков это керосин, а вовсе не водород.

K>Вроде речь была про то, что керосиновые ракеты с открытым циклом "несовершенны".

Так и есть.

K> После этого задается вопрос, почему запускают много союзов. Думаю потому, что на практике такое значение "технического совершенства" переоценено.

Союзы запускаются по трем причинам:
1) С советских времен остался большой завод в Самаре
2) По пилотируемой программе создавать другой man rated носитель это очень и очень дорого.
3) Размерность Союза внезапно оказалась довольно востребованной. Основная масса доступных сейчас носителей — либо мелочевка 3-4т, либо наоборот тяжелые 15-30т, заточенные в основном под высокие орбиты. По этой причине Союз летает с ГКЦ.

K>Антаресы и Атласы тоже керосиновые с закрытым циклом только частично.

Керосин нужен именно на первой ступени, поэтому непринципиально.

AVK>>А почему ты решил что не мог? РД-0120 по характеристикам довольно близок к SSME.
K>Близок но не превосходит

Но ты то утверждал, что СССР не в состоянии был разработать двигатель с такими же характеристиками.

K>, т.е. никакого технологического преимущества про которое говорил мой оппонент не просматривается.

В водородных ЖРД — нет. Но твой то оппонент говорил про керосин, а не вообще.

Здравствуйте, AndrewVK, Вы писали:

AVK>Даже если бы ракета стартовала в полном вакууме, все равно переход на водород на верхних ступенях давал бы больше, чем на нижних. Так понятно?

Да, но то, что ракета стартует не в вакууме приводит к тому, что эта разница в пользе перехода на водород между первой и второй ступенями еще больше.

AVK>На Атласе керосин.

И что?

AVK>Почему он у тебя оказался ненормальным мотором? РД-180 просто слишком мощный для бустеров, у него тяга в 3.5 раза больше. Поэтому чисто на РД-180 линейка конфигураций получается слишком маленькая.

Они могли покупать РД-191 и построить линейку на нем.

AVK>В том числе, и это скорее мою точку зрения подтверждает. И, с другой стороны, в РФ никогда всерьез МБР на керосине не летали (Р-7 и Р-9 в рассчет можно не принимать), значит развитие керосиновых ЖРД явно не по подобным причинам делалось.

Да, конечно.

AVK>А зачем что то нужно покупать у нее? Какая то теория заговора?

Никакой теории заговора. Известно, что было политическое решение в 90-е поддерживать российскую космонавтику.

AVK>Тем более коммерческой конторе?

EELV — это не "коммерческий" проект для зарабатывания на предоставлении услуг по выводу спутников для всяких Таиландов, как, хотя-бы отчасти, у Маска, а программа USAF. Т.е. военные спутники и исследовательские NASA в первую очередь, а всякие люксембурги по остаточному принципу.

AVK>И почему на Дельту, которую по той же EELV делали, ничего не купили?

Потому, что нужно сохранить возможность выводить военные спутники в случае проблем с поставками наших двигателей.

AVK>>>Почему и у Маска,
K>>Потому что Маску досталась часть команды разработчиков TR-107.
AVK>Водородник, особенно по безгазогенераторной схеме, создать намного проще, чем довести до ума керосин. Жидкие топлива конструктивно пожалуй самый сложный вариант ракетного двигателя. Так что сомнительная причина.

Не думаю, что задача "довести до ума керосин" т.е. разработать движок с закрытым циклом вообще ставится. По крайней мере ничего такого не анонсируется. И почему получение команды разработчиков керосиновых двигателей сомнительная причина? Человек, который такие вопросы в spacex решает — как раз сторонник керосина.

AVK>Тут надо считать, причем для конкретных условий. Для Маска, к примеру, керосиновые моторы с закрытой схемой просто не вариант, если уж он решил свои делать. А уж учитывая его мечты про пилотируемые пуски ...

Я подозреваю, что он посчитал.

AVK>При этом керосиновый же Антарес, уж коль они решили готовые движки использовать, уже с закрытой схемой.

Как будто им было из чего выбирать.

K>>Про Ангару совсем не удивительно. По факту, еще СССР выбрал керосин
AVK>Почему? Есть идеи?

Очевидно потому, что с учетом тогдашнего советского сочетания опыта, возможностей, специфических экономических отношений и т.д. это выглядело как разумный выбор.

K>>все отклонения от этого — эксцессы, погоды они не сделают.
AVK>Носителей слишком мало вообще, чтобы даже единичные случаи списывать на отклонения.

Согласен, так и советский "выбор закрытого цикла" можно на единичный эксцесс списать.

AVK>Там надо было сохранить производства от Шаттла, так что переиспользование шаттловских бустеров, водородного бака и удешевленной версии SSME либо RS-68 вобщем то предопределялось.

Этот же довод про сохранение производства можно и к нашим разработкам применить. Именно это и создает ту самую магистральную линию, с которой не сойти. Чем больше инвестируется усилий с какое-то направление — тем легче продолжать по нему двигаться, даже если появляются какие-то доводы в пользу того, чтоб с этого направления сойти.

Здравствуйте, koandrew, Вы писали:

K>>Т.е. под технологическим совершенством подразумевается героическая борьба с проблемой, которая создается собственноручно на ровном месте?
K>Эта проблема создаётся законами физики.

Выбор керосина не законами физики делается. Сложности с совершенствованием керосиновых двигателей следующие из физических законов — это довод для того, чтоб выбрать водород, а выбор в пользу движения по заведомо сложному пути как раз и есть "создание сложностей собственноручно на ровном месте".

K>РД-0120 уже забыли?

Нет. Не совсем такие же и не лучше.

K>>По каким?
K>РД-180 был намного дешевле, и УЖЕ работал.

Какой толк от гипотетической экономии на "дешевом" РД-180, если все равно на случай проблем с его поставками нужно сохранить вторую, параллельную линейку носителей?
А самим "дешевый" двигатель не разработать, потому что его дешевизна создается R&D и подготовкой к производству (а в случае с НК-33 еще и производством) в государстве с сильно особенными товарно-денежными отношениями и в других странах такой двигатель дешевым точно не получится.

Здравствуйте, Klapaucius, Вы писали:

K> Только среди керосиновых с движками закрытого цикла особого выбора нет.

Ангара, Атлас, Антарес.

K>Для одной и той же орбиты 200км — 29град и существующих в реальности модификаций:
K>Атлас — 9.8/333.32 = 2.9%

Опять за рыбу деньги. Тот Атлас что ты берешь сильно неоптимален для НОО.

AVK>>Зачем придираться? Она действительно есть и весьма существенная.
K>Она примерно учитывается потому, что данные приводятся для запусков на разные низкие орбиты.

Ничего не понял. Разница учитывается, потому что в данных есть разница?

K> Когда запускают на геостационарную, там расход на поворот плоскости орбиты, разумеется, существенно больше для Байконура.

Я тебе привел данные по Зениту с экватора на НОО.

K>, ничего на НОО не выводили и вроде как не собираются.

Но рассчеты есть. И они достаточно точны, чтобы сделать оценку.

AVK>>Ну действительно, разница почти в 1.5 раза между Атлас V и Falcon-9 — какая мелочь .
K>Между реальным Фолконом и бумажным Атласом.

Ну паонятно, данные не той системы.

K> В случае реального Атласа такой разницы нет.

Реальный Атлас на НОО не летает.

Здравствуйте, Klapaucius, Вы писали:

K>Выбор керосина не законами физики делается. Сложности с совершенствованием керосиновых двигателей следующие из физических законов — это довод для того, чтоб выбрать водород, а выбор в пользу движения по заведомо сложному пути как раз и есть "создание сложностей собственноручно на ровном месте".
Нет — преимущества плотного топлива в первой ступени видны даже с ГГ движками. Закрытый цикл делает их намного более явными.

K>Нет. Не совсем такие же и не лучше.
Он почти во всём аналогичен, и кроме того дешевле в производстве — американцы даже одно время планировали позаимствовать технологию производства сопла. Ну и не забываем про сбрасываемую компенсационную вставку — я не уверен на 100%, что с ней движки летали (разные источники говорят разные вещи), но вот что её испытывали — это точно. SSME такой не имел.

K>Какой толк от гипотетической экономии на "дешевом" РД-180, если все равно на случай проблем с его поставками нужно сохранить вторую, параллельную линейку носителей?
K>А самим "дешевый" двигатель не разработать, потому что его дешевизна создается R&D и подготовкой к производству (а в случае с НК-33 еще и производством) в государстве с сильно особенными товарно-денежными отношениями и в других странах такой двигатель дешевым точно не получится.
Вторую линейку сохранили из-за лобби Боинга и последствий ценового скандала.

Здравствуйте, Klapaucius, Вы писали:

AVK>>Даже если бы ракета стартовала в полном вакууме, все равно переход на водород на верхних ступенях давал бы больше, чем на нижних. Так понятно?
K>Да, но то, что ракета стартует не в вакууме приводит к тому, что эта разница в пользе перехода на водород между первой и второй ступенями еще больше.

Обоснуй.

AVK>>Почему он у тебя оказался ненормальным мотором? РД-180 просто слишком мощный для бустеров, у него тяга в 3.5 раза больше. Поэтому чисто на РД-180 линейка конфигураций получается слишком маленькая.
K>Они могли покупать РД-191

Которого тогда не существовало даже в планах. РД-191, если ты не в курсе, намного сильнее отличается от РД-170, у него ТНА совсем другой.

AVK>>А зачем что то нужно покупать у нее? Какая то теория заговора?
K>Никакой теории заговора. Известно, что было политическое решение в 90-е поддерживать российскую космонавтику.

Достоверно — не известно.

AVK>>Тем более коммерческой конторе?
K>EELV — это не "коммерческий" проект

EELV — нет, а вот конкретная ракета — да.

AVK>>Водородник, особенно по безгазогенераторной схеме, создать намного проще, чем довести до ума керосин. Жидкие топлива конструктивно пожалуй самый сложный вариант ракетного двигателя. Так что сомнительная причина.
K>Не думаю, что задача "довести до ума керосин" т.е. разработать движок с закрытым циклом вообще ставится.

Не надо за меня придумывать и потом с собой же спорить. "Довести до ума керосин" означает просто получить практически полезный мотор, пусть и по открытой схеме.

AVK>>При этом керосиновый же Антарес, уж коль они решили готовые движки использовать, уже с закрытой схемой.
K>Как будто им было из чего выбирать.

Почему нет?

AVK>>Почему? Есть идеи?
K>Очевидно потому, что с учетом тогдашнего советского сочетания опыта

О каком опыте речь, если с керосином были суровые проблемы уже даже на РД-107, а МБР окончательно переползли на вонючку? Зачем Глушко было делать керосиновый РД-170, если он ранее как раз из-за керосина посрался с Королевым? Почему Кузнецову был выдан заказ именно на керосин, при том что конкретно это КБ вообще ничего похожего до этого не делало? Королев считать не умел?

K>, возможностей, специфических экономических отношений и т.д. это выглядело как разумный выбор.

Ну то есть ты не знаешь почему, но уверен что водород лучше?

AVK>>Там надо было сохранить производства от Шаттла, так что переиспользование шаттловских бустеров, водородного бака и удешевленной версии SSME либо RS-68 вобщем то предопределялось.
K>Этот же довод про сохранение производства можно и к нашим разработкам применить.

Нельзя. Основные наши КБ, Энергомаш и КБХА, выпускали и выпускают не только керосиновые моторы. А чисто керосиновое производство, выпускавшее НК-33, закрыли и не поморщились.

K> Именно это и создает ту самую магистральную линию, с которой не сойти.

Вот только на практике магистралью до начала программы Энергия-Буран был вовсе и не керосин.

Здравствуйте, AndrewVK, Вы писали:

K>> Только среди керосиновых с движками закрытого цикла особого выбора нет.
AVK>Ангара

Ангары пока еще нет.

AVK>Атлас, Антарес.

Керосиновая только первая ступень.
Вот вы написали

Грубо оценить эффективность ракеты можно по соотношению стартовой массы и массы выводимой нагрузки (на НОО, потому что РБ нынче довольно универсальны и о них разговор отдельный). А УИ и масса конструкции это уже параметры, которые на это число влияют. Причем на разных ступенях влияют по разному. И на первой ступени, как правило, применение водорода вместо керосина, несмотря на высокий УИ, тем не менее приводит к уменьшению ПН при той же стартовой массе, так как растет масса конструкций.
Совсем другое дело увеличение УИ оставаясь на керосине. Тут сухая масса растет незначительно и почти вся разница в УИ идет на увеличение ПН.

Я это понял так, что вы предсказываете, что между чисто керосиновыми ракетами с движками открытого/закрытого цикла будет большая разница, что чистый керосин не сильно отличается от чистого водорода из-за проблем с массой баков и т.д., а лучше всего будет керосин на первой плюс водород на второй.
У нас есть набор представителей всех перечисленных типов: Фолкон-9, Зенит-2, Дельта-4 без РДТТ и Атлас-5 без РДТТ. После того как мы посчитали и получислось все не совсем так как вы предсказывали, вдруг оказалось, что все ракеты плохие, и нужно сравнивать какие-то сомнительные данные для несуществующих ракет. Более того, когда я предлагаю вам выбрать другого представителя от категории "только керосин — закрытый цикл" вы мне предлагаете "Атлас, Антарес".
Даже если вы для всех категорий подберете других — хороших — представителей (из числа прожектов и удобных даных), то с уже приведенными примерами, несоответствующими вашим постоениям надо же что-то делать.

AVK>Опять за рыбу деньги. Тот Атлас что ты берешь сильно неоптимален для НОО.

Извините, другого Атласа у них для вас нет.
В любом случае, странно защищать керосин на первой ступени сравнивая ракеты с разными водородными вторыми ступенями, если есть возможность сравнивать ракеты с примерно одинаковыми вторыми ступенями, у одной из которых первая ступень водородная, а у другой — керосиновая.

AVK>Ничего не понял. Разница учитывается, потому что в данных есть разница?

Разница учитывается, потому что данные в обоих случаях для вывода на низкую орбиту с наклонением соответствующим (почти) широте места запуска.

AVK>Я тебе привел данные по Зениту с экватора на НОО.

А я вам дал данные по Зениту с широты 46 на орбиту 52. Вы всерьез считаете, что с вариантом с широты 0 на орбиту 0 будет такая разница? 1град. поворота это где-то 100-200м/с дельта v.

AVK>Но рассчеты есть. И они достаточно точны, чтобы сделать оценку.

Вы всерьез считаете, что отсутствие пятиградусного поворота даст такую разницу?
Поворот плоскости орбиты на 60град съедает у дельт-атласов ~20% полезной нагрузки.
Вы утверждаете, что "достаточно точные расчеты" дают 3ениту 25% увеличение полезной нагрузки за счет отсутствия байконуровской коррекции наклона и 145м/c разницы в скорости между байконуром и экватором? Я все правильно понял?

AVK>Ну паонятно, данные не той системы.

Да. Для бумажных ракет, как правило, можно найти только всякую ерунду.

AVK>Реальный Атлас на НОО не летает.

Правда что-ли?

03/09/07 Atlas 5-401  AV013 STP-1 (OES+)         1400  CC41  560x560x35.4       LEO
06/15/07 Atlas 5-401  AV009 NROL-30R                   CC41 [842x1186x63.35]   [LEO](2)
10/18/09 Atlas 5-401  AV017 DMSP-18              1200  VA3E  857kmx99deg        LEO/S
04/15/11 Atlas 5-401  AV027 NROL-34             ~6000? VA3E  1,000x1,000x63.4   LEO
09/13/12 Atlas 5-401  AV033 NROL-36             ~6000  VA3E  1000x1000x63.4?    LEO?
02/11/13 Atlas 5-401  AV035 LDCM                 2770  VA3E  661x676x98.2       LEO/S
04/03/14 Atlas 5-401  AV044 DMSP F19             1200  VA 3E 853x853x98.87      LEO/S

Здравствуйте, AndrewVK, Вы писали:

K>>Однако совсем не факт, что оно было правильным.
AVK>На осоновании чего сделан такой вывод?

Слишком мало ракет по которым можно судить с уверенностью, да и те не блестящие.

AVK>Подожди за союзы. Мы пока про США.

Вы может и про США, а мой оппонент, на пост которого я и отвечал написал, что союзы запускают по несколько штук в месяц. (Я ответил — "15 в прошлом году")

AVK>И вот у них, несмотря на традиции, подавляющее большинство пусков это керосин, а вовсе не водород.

Они купили 101 двигатель за $1G. Им надо их как СССР, полвека на складе держать?

K>>Вроде речь была про то, что керосиновые ракеты с открытым циклом "несовершенны".
AVK>Так и есть.

Да, причем по обсуждаемым критериям любые керосиновые ракеты несовершенны.

K>> После этого задается вопрос, почему запускают много союзов. Думаю потому, что на практике такое значение "технического совершенства" переоценено.
AVK>Союзы запускаются по трем причинам:
AVK>1) С советских времен остался большой завод в Самаре
AVK>2) По пилотируемой программе создавать другой man rated носитель это очень и очень дорого.
AVK>3) Размерность Союза внезапно оказалась довольно востребованной. Основная масса доступных сейчас носителей — либо мелочевка 3-4т, либо наоборот тяжелые 15-30т, заточенные в основном под высокие орбиты. По этой причине Союз летает с ГКЦ.

Так это и означает что "техническое совершенство" принципиальной роли в этой области не играет. Представьте, что сейчас бы производили Миг-15, например. А что? Производство было громадное, разрабатывать новые самолеты дорого. Казалось бы — производи и производи.

K>>Антаресы и Атласы тоже керосиновые с закрытым циклом только частично.
AVK>Керосин нужен именно на первой ступени, поэтому непринципиально.

AVK>Но ты то утверждал, что СССР не в состоянии был разработать двигатель с такими же характеристиками.

Если "такие же" значит близкие, а не такие же, тогда да, в состоянии.

AVK>В водородных ЖРД — нет. Но твой то оппонент говорил про керосин, а не вообще.

Он говорил вообще.

Здравствуйте, koandrew, Вы писали:

K>Нет — преимущества плотного топлива в первой ступени видны даже с ГГ движками. Закрытый цикл делает их намного более явными.

К сожалению, РН, которые бы подтверждали такие заявления на практике — не существует. А все существующие, как то оказались неудачными, как мы выяснили в параллельной ветке.

K>Он почти во всём аналогичен, и кроме того дешевле в производстве — американцы даже одно время планировали позаимствовать технологию производства сопла. Ну и не забываем про сбрасываемую компенсационную вставку — я не уверен на 100%, что с ней движки летали (разные источники говорят разные вещи), но вот что её испытывали — это точно. SSME такой не имел.

Ну да, раз уж эти движки почти не летали — теперь об их волшебных свойствах можно любые былины складывать.

K>Вторую линейку сохранили из-за лобби Боинга и последствий ценового скандала.

Да да, конечно, ракета, не зависящая от поставок страны сомнительной дружественности/надежности ВВС на самом деле не нужна.