Хабр Курсы для всех
РЕКЛАМА
Практикум, Хекслет, SkyPro, авторские курсы — собрали всех и попросили скидки. Осталось выбрать!
Хабр доступен 24/7 благодаря поддержке друзей
Комментарии 96
А иметь постоянно работающий на отсос вентилятор на стартовой площадке (пусть даже одноразовый и сгорающий при старте) — не?
Возможно связано с летучестью водорода, он как бы значительно легче кислорода, а пары керосина вообще тяжелее воздуха.
Вентилятор — интересное решение. Но тут нужно иметь ввиду нюансы. Какова потребная производительность вентилятора? Струя из сопла вытекает со скоростями 2900-3500 м/с и создает мощный спутный поток и разрежение вокруг себя, а в узком канале работает как пылесос (и даже этого недостаточно). Открытый вентилятор, на мой взгляд, не сможет «обработать» такую площадь (ширина ракеты около 12 метров). То есть уже вырисовывается система вентиляторов, а еще лучше для создания существенного пониженного давления — труба(ы) (наподобие аэродинамической или воздухозаборника ВРД). Далее, а вентилятор ли нам нужен? Если избыток водорода просто прогонять вентилятором, то эти газы начнут распространятся вокруг, то есть нужен вообще говоря отдельный дренаж, чтобы это не полыхало на еще большей площади. Скорее нужно эти газы заталкивать в канал газохода, пусть там горят. А прокачать такой канал непростая задача.
Получается от идеи простого одноразового вентилятора мы плавно переходим к целой системе с обслуживанием и неслабым энергопотреблением. Но это уже отдельная инженерная система и делать ее одноразовой смысла нет.
Вентиляторы эффективнее было бы поставить внутри газохода для создания пониженного давления и отсоса газов перед пуском, но это строительные работы, переделка старта. Второе решение — как на «Союзе» (но места под трубы вокруг стола, судя по фото, нет).
p.s. Если повнимательнее посмотреть фото, то ракета стоит на довольно высоком постаменте. Внизу есть проемы. Туда в принципе можно было смонтировать что-то вроде эжекторов.
Получается от идеи простого одноразового вентилятора мы плавно переходим к целой системе с обслуживанием и неслабым энергопотреблением. Но это уже отдельная инженерная система и делать ее одноразовой смысла нет.
Вентиляторы эффективнее было бы поставить внутри газохода для создания пониженного давления и отсоса газов перед пуском, но это строительные работы, переделка старта. Второе решение — как на «Союзе» (но места под трубы вокруг стола, судя по фото, нет).
p.s. Если повнимательнее посмотреть фото, то ракета стоит на довольно высоком постаменте. Внизу есть проемы. Туда в принципе можно было смонтировать что-то вроде эжекторов.
Объёмы газов при старте ракеты *огромны*, таких вентиляторов в природе нет.
Разве что можно поставить ещё один двигатель в канале, что бы работал эжектором ещё до момента запуска. Но это будет слишком дорого.
Разве что можно поставить ещё один двигатель в канале, что бы работал эжектором ещё до момента запуска. Но это будет слишком дорого.
Можно взять б/у движок от самолёта.
Но наверно решили не усложнять, раз и так работает.
Но наверно решили не усложнять, раз и так работает.
Вы не осознаёте разницы параметров.
Самые мощные самолётные двигатели имеют расход воздуха ~100..150 кг в секунду.
Расходы ЖРД измеряются тоннами с секунду и приводом эжектора может быть лишь двигатель сравнимой тяги.
А его тоже нужно как-то обслуживать и запускать…
Самые мощные самолётные двигатели имеют расход воздуха ~100..150 кг в секунду.
Расходы ЖРД измеряются тоннами с секунду и приводом эжектора может быть лишь двигатель сравнимой тяги.
А его тоже нужно как-то обслуживать и запускать…
Выглядит как в KSP. Не хватает только желтых топливопроводов от боковушек к центру.
Большинство моделей в KSP имеют реальный прототип.
Потестил в КСП, два варианта с перекачкой топлива и без перекачки топлива. Разница меньше чем я думал. Намного
Не успел отредактировать
С перекачкой топлива апоапсис на 1.340.000м, без перекачки 1.018.000, разница в dV непонятна модов нет
С перекачкой топлива апоапсис на 1.340.000м, без перекачки 1.018.000, разница в dV непонятна модов нет
а откуда куда качали и как сконфигурировали, если не секрет? Можно и в личку, может быть, смогу объяснить разницу.
https://www.youtube.com/watch?v=wyyGKCS3LrU
сделал видео сравнения со спаржей и без
сделал видео сравнения со спаржей и без
О, так у вас все предельно просто.
Когда перекачиваете, у вас сначала выжирается топливо из «бустеров» по бокам, причем его используют все три двигателя. Потом, когда топливо закончилось, вы просто раньше отстреливаете эти два бустера вместе с двигателями (емнип, там тонн 10 массы легко набирается), и у вас остается центральный топливный бак, полный под завязку с одним двигателем, который способен дальше разгонять ракету.
Поскольку вы раньше выбираете топливо из бустеров, высота их отстрела получается ниже, что слегка способствует увеличению массы полезной нагрузки — вместо того, чтобы придать, скажем, 300м\с импульса 10 тоннам мусора (в который превратились два движка, два бака, половина массы декоплеров и стяжек), вы можете придать лишние 3000м\с импульса одной тонне полезной нагрузки. Цифры, конечно, с потолка, но ничего странного в этом поведении нет.
Когда перекачиваете, у вас сначала выжирается топливо из «бустеров» по бокам, причем его используют все три двигателя. Потом, когда топливо закончилось, вы просто раньше отстреливаете эти два бустера вместе с двигателями (емнип, там тонн 10 массы легко набирается), и у вас остается центральный топливный бак, полный под завязку с одним двигателем, который способен дальше разгонять ракету.
Поскольку вы раньше выбираете топливо из бустеров, высота их отстрела получается ниже, что слегка способствует увеличению массы полезной нагрузки — вместо того, чтобы придать, скажем, 300м\с импульса 10 тоннам мусора (в который превратились два движка, два бака, половина массы декоплеров и стяжек), вы можете придать лишние 3000м\с импульса одной тонне полезной нагрузки. Цифры, конечно, с потолка, но ничего странного в этом поведении нет.
Забыл написать, сам себя дополню
В первом случае у вас разделение идет на высоте 78300 и при скорости 1580м\с
Во втором же случае — всего 29200м и 790м\с
Зная разницу в скоростях и массу пустых бустеров с двигателями можно примерно узнать, насколько поднялась итоговая dV ракеты с перекачиванием в сравнении с версией без оной.
В первом случае у вас разделение идет на высоте 78300 и при скорости 1580м\с
Во втором же случае — всего 29200м и 790м\с
Зная разницу в скоростях и массу пустых бустеров с двигателями можно примерно узнать, насколько поднялась итоговая dV ракеты с перекачиванием в сравнении с версией без оной.
Это ещё завист от массы полезной нагрузки — если получится, что с одной полной центральной ступенью у ракеты TWR сильно меньше единицы, то после отстрела боковых ступеней по схеме спаржи ракета вообще вниз полетит. Хотя deltaV в вакууме больше.
Engineer Redux позволяет посчитать dV не выходя из цеха. Самый нужный мод, без вариантов
Решил пройти карьеру без модов, потом разные моды попробовать. Почти год уже прохожу
И как успехи?
Без мода инженера вообще сложно слетать куда-то дальше лун: слишком большие нужны скорости — на глаз трудно угадать, а считать вручную — долго и муторно.
Без мода инженера вообще сложно слетать куда-то дальше лун: слишком большие нужны скорости — на глаз трудно угадать, а считать вручную — долго и муторно.
Инженер и Delta-V map — наше всё ;)
Скоро будет третья экспедиция с целью вернуть Джеба домой с Дюны :)
Скорости элементарно считаются в Экселе, перелеты планируются в Window Planner'е. И до Дюны dV немногим больше, чем до лун.
Только массу корабля и топлива в каждой ступени и параметры двигателей придётся переписывать вручную после каждого изменения корабля.
А есть мод чтоб можно было сделать ракету-шаблон, а потом просто ее вставлять как готовую конструкцию в новую ракету? Я строю на орбите исследовательскую станцию, и нужно сделать много запусков с частями этой станции. Каждый раз собирать ракету-носитель реально утомляет, а так взял из шаблона, например, «тяжелый ракетоноситель», прилепил к грузу, обтекатели натянул — и все, груз к полету готов.
Интересный материал, так что был бы рад прочитать еще про интересные моменты ракетной техники.
А почему дымовой шлейф появляется только на определенной высоте? (примерно 2:05 на видео)
Инверсионный след от продуктов сгорания (водяной пар), которые конденсируется в холодной атмосфере. Так то работа водородных двигателей самая чистая: струи прозрачные, выхлоп — водяной пар)
Слишком быстро-близко этот след к ракете — выхлоп ОЧЕНЬ горячий, что бы так сразу остыть, более того — на тех высотах атмосфера уже горячая…
Слишком быстро-близко этот след к ракете
Ракурс снизу, поэтому так кажется.
и по времени, и по тангажу… на 100-й секунде полёта ракета уже на какой высоте? километров 30? (нет под рукой графика) и температура там уже около 0С, да и теплоёмкость разреженного воздуха уже никакая, что бы столь быстро остужать раскалённый выхлоп… Не может там уже быть инверсионого следа — он если был бы — то должен был бы быть гораздо раньше и к этому времени как раз закончится.
По видео след появился на 80 секунде, а это должно быть 5-10 км подъема(с учетом низкой тяговооруженности РКН, неплохо б посчитать), вполне нормальная высота и температура окружающей среды для конденсации.
У Вас, случайно, нет под рукой графика полёта (высота-скорость) от времени? Не нашёл, что-то сходу, рыть форум НК недосуг.
Вопрос интересный.
Вопрос интересный.
Графика нет. Можете сами прикинуть, зная, что начальная масса РКН 733 тонны, тяга 960 тонн. Расход топлива где-то 0,82 т/с через каждый двигатель. Грубо, но можно оценить. 30 километров никак не получается.
не, там средний дросселируются, тангаж уменьшается, скоростной напор растёт… отложу в долгий ящик — графики скорее всего мимо пробегут.
(всё равно — у самолёта инверсионный след появляется через неск секунд пролёта — это сотни метров, а там в движках выхлоп специально охлаждают-перемешивают вот этой деталью:
а тут этот дым явно ближе, при том выхлоп гораздо горячее (и сам, и не смешивается). Пока нестыкуется. Ок, порою — порою.
(всё равно — у самолёта инверсионный след появляется через неск секунд пролёта — это сотни метров, а там в движках выхлоп специально охлаждают-перемешивают вот этой деталью:
а тут этот дым явно ближе, при том выхлоп гораздо горячее (и сам, и не смешивается). Пока нестыкуется. Ок, порою — порою.
Не очень то и ближе. Длина РКН метров 70, выхлоп по ракурсу на этой же длине и далее, то есть на конце струи, в метрах 80-100 от сопел.
Температура газа на выходе из сопел в районе 2000 К, но это в ядре струи. На границах струй поток уже слабенький и температура ниже раза в 2-3 (очень грубо) раза и охлаждается это все быстрее.
Вот наглядный пример, Протон-М. Видно, что пар «близко» к соплам, на конце струй и как бы слетает с их границ, там где газ холоднее, образуя «конус»:
Температура газа на выходе из сопел в районе 2000 К, но это в ядре струи. На границах струй поток уже слабенький и температура ниже раза в 2-3 (очень грубо) раза и охлаждается это все быстрее.
Вот наглядный пример, Протон-М. Видно, что пар «близко» к соплам, на конце струй и как бы слетает с их границ, там где газ холоднее, образуя «конус»:
ага. спасибо, о системе охлаждения я не подумал — там же горючее тупо в сопло сбрасывается, по кругу завесой? До 5% вроде да — на это дело идёт? И не сгорает в струе, а так — в кислороде воздуха окружающей атмосферы лишь, и то не всё? Вот оно-то и даёт этот след. а начинается с такой высоты — скорее всего там уже мало кислорода (не в процентах, а абсолютно), что бы всё его дожечь.
Уже лучше.
(обычно у атмосферных движков «срыв зажигания» километрах на 15 начинается, чисто из-за нехватки кислорода — вот где-то около и тт дым появляется...)
Уже лучше.
(обычно у атмосферных движков «срыв зажигания» километрах на 15 начинается, чисто из-за нехватки кислорода — вот где-то около и тт дым появляется...)
отдельно замечу, что оценка скорости и температуры потока «у границы струи» (классическая «затопленная струя» да?) как «слабенький» и «в 2-3 раза» мне представляется навскидку чересчур схоластической и неоправданно заниженной, но спорить об этом вопросе сейчас пожалуй всё же излишне, ибо похоже гипотеза о топливе системы охлаждения завесой может быть продуктивна))
Я поэтому в скобках дописал «очень грубо». Все-таки формат здесь научно-популярный, а не сугубо научный, да и без точных исходных данных и по видео материалам съемки подобные рассуждения носят вообще умозрительный характер)
По струе, это получается свободная затопленная струя, без учета скорости ракеты. Границы струи определяются вообще говоря по разным критериям, например по скоростному напору определенной величины, это вопрос субъективный и зависит от граничных условий.
По струе, это получается свободная затопленная струя, без учета скорости ракеты. Границы струи определяются вообще говоря по разным критериям, например по скоростному напору определенной величины, это вопрос субъективный и зависит от граничных условий.
У самолетов тоже след появляется не сразу. И это не дым, а пар.
1. а почему бы не насыщатьпространство вокруг ракеты например азотом?
2. не понятна фраза «для захолаживания… для исключения резких перепадов температур» не могли бы вы обьяснить подробнее
2. не понятна фраза «для захолаживания… для исключения резких перепадов температур» не могли бы вы обьяснить подробнее
1. Я думаю сложность реализации и огромный объем пространства вокруг, летучесть водорода.
2. Не специалист по ЖРД, но как смогу объясню. Жидкий водород имеет температуру ниже -252 градусов Цельсия. Магистрали и элементы РКН, вне баков имеют условно температуру окружающей среды(25 градусов например). Если резко начать заливать эти элементы жидким водородом возникают «большие» температурные напряжения, которые могут привести к разрушениям каких-то элементов. Другой момент, это интенсивное испарение жидкого водорода на «теплых» элементах насоса, что приведет к кавитации и нестабильному расходу компонента и тяги ЖРД если начинать это процесс без предварительной «подготовки».
2. Не специалист по ЖРД, но как смогу объясню. Жидкий водород имеет температуру ниже -252 градусов Цельсия. Магистрали и элементы РКН, вне баков имеют условно температуру окружающей среды(25 градусов например). Если резко начать заливать эти элементы жидким водородом возникают «большие» температурные напряжения, которые могут привести к разрушениям каких-то элементов. Другой момент, это интенсивное испарение жидкого водорода на «теплых» элементах насоса, что приведет к кавитации и нестабильному расходу компонента и тяги ЖРД если начинать это процесс без предварительной «подготовки».
Интересно, что захолаживание начинается за 5 секунд до отрыва, если ваши данные верны. У того же F9 двигатели первой ступени начинают охлаждаться за 10 минут до запуска. Вероятно, 10 минут дренажа водорода сравняли бы площадку с землёй в момент зажигания :)
Я все-таки наверно ошибся. За 5 секунд открывается основной клапан подачи водорода. А зажигалки начинают работать за 14.5 секунд до пуска, то есть скорее всего с этого времени начинается захолаживание, если конечно там нет какого-нибудь байпаса.
А у Ф9 дренаж наружу идет? Интересно как было на RS-25 и на РД-0120.
А у Ф9 дренаж наружу идет? Интересно как было на RS-25 и на РД-0120.
А у Ф9 дренаж наружу идет?
Судя по всему, да. Вот здесь можно видеть дренаж через патрубки рядом с каждым двигателем. Но выходит, что у F9 только контур окислителя нуждается в предохлаждении. Вероятно, подача кислорода на DIV-H начинается также значительно раньше. Лично мне кажется, что такая длительная процедура охлаждения используется в многоразовом мерлине для снижения тепловых нагрузок и увеличения количества циклов без капремонта. Вторая ступень отлично стартует после очень короткого chill-down'а (другой вопрос, что у неё достаточно ограниченный запас кислорода)
исходя из текста: сначала стравливают топливо — водород с температурой ~20 K, а потом пускают окислитель кислород с ~90 K (точка замерзания 50 К). После зажигания температура факела достигнет 3000 градусов цельсия. Точно нам нужно захолаживание? Может водород всё таки используется как «смазка»? см. статью про советские ракетные двигатели.
Готов гарантировать 78% азота в пространстве вокруг ракеты. Возьму недорого, миллионов двадцать.
Я сам об этом хотел написать :) Круто, что мои труды кого-то вдохновляют. Статья хорошая, только я бы вынес разновременный запуск двигателей в третье инженерное решение.
По факту да, третье. Тоже думал сделать по порядку, но решил добавить драматизма, как героическое преодоление назревшей проблемы )
Вообще немного поспешно получилось, не думал, что вообще буду писать на эту тему. Про это читал давно, в уме держалось. Но тут после пуска возник вопрос у людей по поводу обгорелости и прочего, пришлось втягиваться в тему и пришла идея сделать пост )
Вообще немного поспешно получилось, не думал, что вообще буду писать на эту тему. Про это читал давно, в уме держалось. Но тут после пуска возник вопрос у людей по поводу обгорелости и прочего, пришлось втягиваться в тему и пришла идея сделать пост )
Дело вкуса, я предпочитаю порядок и сделал бы отдельно. А вообще классный факт, штатно горящая при взлете ракета, причем не наша — это очень смешно :)
С одной стороны курьезно, а с другой — это показывает насколько инженеры уверены в своих расчетах и железе, что позволяют летать ей горящей) Я бы даже сказал, что американцы имеют такую черту в инженерной ментальности, «ходить на грани», тогда как у нас скорее всего сочтут это грубой ошибкой, которую срочно необходимо ликвидировать. Даже нештатные ситуации они умеют как-то по-иному обыгрывать. У нас в этом плане более осторожные.
У этой черты есть такая паршивая сестра как «нормализация отклонения» из-за которой два шаттла с экипажами погибли. Так что я бы ей так не восторгался.
Наши инженеры в крови имеют привычку закладывать некий запас на случай косяков и разброса параметров. Ну и как хлипкую защиту от прокуроров. Поэтому предельные, экстремальные, рекордные машины — у нас это всегда настоящий честный подвиг создателей.
… а тем временем там у Маска ракета горит после посадки на баржу.
А почему подобной проблемы не было у шаттлов?
Там двигатель RS-25. Я не спец по двигателям, но из найденой в сети брошюре нашел циклограмму работы. Главный клапан горючего открывается на полную за 0,6 секунд от команды на пуск, а главный клапан окислителя открывается на 60% еще через 0,5 секунд, видимо здесь двигатель уже работает(прошло зажигание), на полную клапан открывается еще через 3 секунды. То есть выход на режим идет быстрее, плюс возможна другая схема захолаживания. Зажигалки у Шаттла начинают работать за 4 секунды до появления струи, у Дэльты аж за 14.
А почему не охлаждать стоящую на площадке ракету, извне? Начать можно жидким азотом, потом перейти на гелий-водородную смесь.
Спасибо, очень интересно!
жидкий азот замерзнет. и кристаллики могут где-то что-то закупорить.
гелий дорогой.
непонятно почему мерканцы используют водород-кислород для первой ступени. нет особого смысла.
гелий дорогой.
непонятно почему мерканцы используют водород-кислород для первой ступени. нет особого смысла.
Скорее всего просто привыкли использовать такие двигатели после Space Shuttle — на Дельте ведь стоят двигатели RS-68 — это доработки (точнее упрощение и удешевление) тех самых двигателей RS-25, что на самом челноке стояли (а там нужно было чтобы они до самой орбиты работали).
Но до этого на Saturn-5 для первой ступени керосин и кислород использовали! И да, это было куда безопаснее.
Но до этого на Saturn-5 для первой ступени керосин и кислород использовали! И да, это было куда безопаснее.
доработки (точнее упрощение и удешевление) тех самых двигателей RS-25
На мой взгляд, "доработка" это очень большая натяжка. Из общего там разве что топливная пара. Другая конструкция, размеры, цикл (открытый), ТНА, сопло с абляционным покрытием и т.д. Вот RS-68A — доработка RS-68.
нет особого смысла.
Из-за высокой эффективности, я полагаю. С другой стороны, как показывает история, носители с мощными кислород-водородными ступенями не бывают дешёвыми. Delta IV уже выводят из эксплуатации, оставляя только Heavy-вариант для тех ПН, для которых пока нет альтернативы. Ariane 5 это другая история, там центральная ступень — так называемая sustainer stage, не обеспечивающая существенной тяги для отрыва и полагающаяся на твердотопливные бустеры, но работающая очень долго и, по сути, в профиле полёта выполняющая немалую часть работы второй/третьей ступеней по сравнению с РН с продольным разделением. Очень маленькая вторая ступень выполняет только довыведение и разгон на ГПО. Аналогичное назначение и у первой кислород-водородной ступени SLS будет (но её стоимость и без того космическая, во всех смыслах)
[удалено]
Надо сделать параболический трамплин, на котором разгонять ракету на электротележке до 500-1000 км/ч а двигатели включать перед отрывом. Тогда водород продувки будет просто оставаться позади ракеты в очень низкой концентрации.
Что делать с боковыми нагрузками на этот небоскрёб?
Ладно, про параболическую я загнал, например возьмем трамплин в форме сектора окружности. Возьмем в качестве опоры какую нибудь известную гору, например высота эвереста (радиус нашей окружности) 8 848 м, при 1000 км/ч ускорение, вызванное изменением направления скорости составит 9,2 м/с2, то есть ракета будет весить в два раза тяжелее. На 500 км/ч доп ускорение вообще всего 2,3 м/с2 и то будет напрямую складываться с силой тяжести только на первых этапах доворота.
А напишите, как решается проблема отрыва от стола. Я что-то такое читал давно, что там довольно сложная система синхронизации, чтобы отпустить ракету в нужный момент когда тяга от двигателей уже достаточная, чтобы начать подъем, но не настолько большая чтобы разрушить РН. При этом тот источник который я читал лет 15 назад утверждал, что советские инженеры решили проблему «без всякой электроники» просто за счет того, что ракета своим весом удерживает три «мачты» вокруг себя, а когда начинается отрыв, они за счет противовесов сами расходятся…
Проблемы на самом деле нет. Отрыв начинается тогда, когда перегрузка переваливает за единицу, то есть тяга начинает превышать стартовый вес, при отсутствии системы удержания. Такой тяги, чтобы РКН разрушило на старте у космических ракет не бывает, точнее не тяги, а перегрузки. А максимальные перегрузки, на которые рассчитана РКН достигаются на некоторой высоте, например при переходе через трансзвук, или по окончании топлива в баках. Для уменьшения перегрузок регулируют тягу ступеней.
У данной ракеты например тяговооруженость(стартовая перегрузка) в районе 1,15. У ракеты Зенит чуть ли не 1.4.
А ваш пример — это стартовая схема ракеты Союз. Ракеты висит на фермах, в момент старта она сходит с направляющих, фермы освобождаются и за счёт противовесов отводятся вбок дабы исключить соударение с ракетой. Здесь основная проблема соударение. Её решили чисто за счёт кинематики и противовесов. У Протона например есть гидротолкатели опор, для ускорения отвода.
У данной ракеты например тяговооруженость(стартовая перегрузка) в районе 1,15. У ракеты Зенит чуть ли не 1.4.
А ваш пример — это стартовая схема ракеты Союз. Ракеты висит на фермах, в момент старта она сходит с направляющих, фермы освобождаются и за счёт противовесов отводятся вбок дабы исключить соударение с ракетой. Здесь основная проблема соударение. Её решили чисто за счёт кинематики и противовесов. У Протона например есть гидротолкатели опор, для ускорения отвода.
Советские инженеры на самом деле были не совсем как-бы советские, но и они позаимствовали идею.
первоисточник: http://digi.ub.uni-heidelberg.de/diglit/mariette1870bd1/0054?sid=d4d9dc089412df3a119bd7bfcf20f0fe
первоисточник: http://digi.ub.uni-heidelberg.de/diglit/mariette1870bd1/0054?sid=d4d9dc089412df3a119bd7bfcf20f0fe
Извиняюсь, не в тему: пытались взять камеру сгорания от твердотопливного двигателя с абляционным охлаждением и все такое и присобачить к нему все остальное от жидкостного? Мне кажется будет проще и дешевле за счет отсутствия системы охлаждения камеры, и соответственно надежней. Температуру и давление в камере сгорания можно сделать побольше. Несколько больший вес камеры сгорания компенсируется увеличением импульса.
Двигатели 1-й ступени 7-ки работают всего 42 секунды.
Двигатели 1-й ступени 7-ки работают всего 42 секунды.
На фотографии NROL-49 в 2011-м и NROL-65 в 2013-м — одна и та же ракета.
Многоразовая? ;)
Многоразовая? ;)
Интересно было бы использовать очень большой водоструйный насос :)
Полуофф. С каким рисунком обгорает краска на Фальконе:
Общий вид
Он не обгорает, это копоть. На последнем снимке из ангара одну из ступеней уже отмыли (F9-021, вероятно)
Starboard/port в английском это правый/левый борт корабля, кстати. Глаз зацепился в статье, что термины не переведены.
Спасибо за инфо. Не нашел перевода поэтому оставил. Сам удивился, почему такие странные названия.
Ух ты! спасибо. А не в курсе, случайно истории — почему так?
Морские термины, а моряки — они такие… Что по-русски вместо пола палуба, что по-английски. А вообще, если верить Википедии, «starboard» происходит от «steer» («рулить»), потому что в древности рулевое весло стояло по правому борту. А «port», соответственно, потому что швартовались в порту свободным левым бортом.
Зарегистрируйтесь на Хабре, чтобы оставить комментарий
Ракета в огне. Delta-IV Heavy — FireBall