А какие конкретно вас интересуют? Разница в скорости вращения Земли между Канавере лом и Байконуром? Разница в потребной характеристической скорости для выхода на стандартную ГПО (1500 или 1800) для Байконура и Канаверела? Или вы обладаете данными об использовании при выведении на Фалконе-9 апогейного импульса? Неужели так сложно понять, что любой космодром, который на данный момент эксплуатирует Россия, находится в значительно более худших условиях, чем космодромы ЕКА или США? Даже КНР и Японии и то больше повезло. Японцы могут спокойно пускаться на восток, а китайцам просто плевать на население, его и так много. Хуже только Израилю, который вынужден свои ракеты пускать против вращения Земли на запад, чтобы поля падения пришлись на море, а не попали на территорию недружелюбных соседей.
Хорошо S-X работать в США, где космодром сильно южнее и у моря. Ни с Восточного, ни с Байконура, ни с Плесецка подобная схема не реализуется. И тот же Фалкон-9 с вышеперечисленных космодромов не сможет вывести сколько-нибудь существенную полезную нагрузку на свою стандартную ГПО-1800, так как пока не применяет схем полета с поворотом наклонения орбиты в апогее.
А если дальше глянуть, на страницу 79, где авторы рассматривают влияние отечественных условий:
«Приведённые на рис. 3 результаты расчётов показывают, что относительная масса системы спасения при совершении ракетно-
динамического манёвра возврата более, чем в 1,5 раза, превышает массу самолётной системы спасения.»
У нас холодно, моря с океанами замерзают, требуется возврат в точку старта и потому крылья оказываются выгодней. Что хорошо для Флориды с Калифорнией, в наших географических условиях неприменимо.
А какого человека? Я могу спокойно привести ссылки на человека, который связан с данной тематикой:
http://asv-k.livejournal.com/3211.html
http://asv-k.livejournal.com/3551.html
http://asv-k.livejournal.com/3654.html
http://asv-k.livejournal.com/4498.html
http://asv-k.livejournal.com/5403.html
История крайне поучительная. Особенно забавен тот факт, что пару лет назад команду, занимавшуюся этим многоразовым проектом, уволили с предприятия в целях финансовой оптимизации.
Не запустили все это в производство из-за того, что даже на одноразовую «Ангару» тогда денег не было.
>И да, все эти усложнения никак не окупают возможность использования существующего двигателя.
И еще раз — цифры! Аргументы! А не голословные утверждения без ссылок на источники.
>Названные вами проблемы успешно решены, как показала одна частная компания.
За счет широкого использования предыдущих наработок американской космической промышленности, где большинство компаний, как ни странно, частные. И за счет очень жирного гарантированного госзаказа. Вот только как подобное сделать в отечественных условиях? Хотите новый двигатель — кто за него будет платить? Новый стартовый комплекс? Где взять денег? У нас же не США, где за пуск могут и полмиллиарда дать, как в случае тяжелой Дельты-4. ФКП в долларовом исчислении усохла в процессе принятия в пять раз.
>Крылья, шасси, двигатель весят очень много. Кроме того, просто прикрутить это всё к ступени не выйдет — она развалится, нагрузки совсем иные.
Сколько это — много? Конкретные удельные параметры, а не мантры, пожалуйста. Что дает отдельная ДУ для посадки? Она дает возможность упростить схему запуска маршевого двигателя ступени (а это количество полетов), она позволяет существенно упростить СУ для осуществления мягкой посадки (надежность), она опять же позволяет обойтись без использования дросселирования на маршевом двигателе для обеспечения посадки.
На восток, из Калифорнии? А ничего что под трассой тогда будет населенная территория? В случае аварии на участке выведения обломки упадут кому-нибудь на голову — а это довольно большие расходы. США — все таки не Китай, где к подобным вещам относятся куда менее серьезно. Там части ракет порой на жилые дома падают.
Для территории России вариант с баржей неприменим — у нас космодромы расположены достаточно глубоко внутри суши, водный транспорт для них недоступен, даже для Восточного районы падения по первой и второй (в зависимости от трассы полета) ступеням приходятся опять же на сушу, а не море. Чем ведь выгоден космодром на восточном берегу океана? Тем что все падает в воду и потому нет никаких проблем с загрязнением территорий, вывозом обломков и т.п. И потому не требуется попадать в специально выделенные районы падения. А это влияет на выводимую ракетой-носителем полезную нагрузку.
>Знаете, я в своих статьях выработал принцип — стараться ориентироваться на конструкции, которые заработали, а не проекты/оценки/хотелки. Если не полениться и пройти по первой ссылке, то окажется, что кроме веса собственно солнечных батарей надо учитывать в расчетах еще массу всего.
А давайте сравнивать конструкции одинакового назначения? Можно сравнить авиационный поршневой двигатель и мотор легковушки, но сравнение будет некорректным, так к ним предъявляются различные эксплуатационные требования. Поэтому пример с системой электропитания МКС некорректен. От нее требуется в любых условиях выдавать 110 кВт электрической мощности крайне разнообразным потребителям. Она почти половину витка по орбите проводит в тени, что требует мощной системы аккумуляторов.
Сами солнечный батареи в этой системе весят менее 10 тонн, их удельная масса порядка 34 кг/кВт мощности, а для используемых на современных спутниках арсенид-галлиевых батарей она примерно в пять раз меньше, то есть для площади батарей МКС это дает примерно МВт.
А зачем это всё разгонному блоку на ЭРД? Для чего ему непрерывно выдавать тягу, особенно с учетом того, что чем выше он забирается, тем большую часть витка он будет проводить на солнце? Не проще ли построить программу работы двигателей так, чтобы использовать их только на освещенных участках? Зачем использовать в качестве опорной именно круговую орбиту? Установке с ЭРД, вне зависимости от того, ядерная она или солнечная, требует довольно высокая опорная орбита — это лимитировано либо минимизацией сопротивления воздуха, либо соображениями радиационной безопасности. Для того, чтобы перейти на нее, оптимально использование разгонного блока, так как прямое выведение с помощью ракеты-носителя приводит к существенному проигрышу в выводимой полезной нагрузке и засорению околоземного пространства последней ступенью ракеты-носителя. Этот же разгонный блок можно использовать для перехода на эллиптическую орбиту, что позволит резко сократить время выведения, гравитационные потери время нахождения в радиационных поясах (что актуально для межпланетных пилотируемых миссий). Такая опорная орбита также значительно лучше освещена, а сокращение гравитационных потерь позволяет использовать ЭРД с меньшим удельным импульсом, что позволяет сократить затраты энергии на один 1 Ньютон тяги, и что опять же позволит увеличить тягу при той же мощности батарей и еще больше сократить время выведения.
«Был бы на экваторе — между ГПО и ГСО вообще бы разницы не было в массе. „
Чувствую, что вы не понимаете разницы между ГПО и ГСО, да и вообще их сути(тм).
ГПО — геопереходная орбита — высота апогея у нее равна высоте ГСО — геостационарной орбиты (35786 км), перигей же и наклонение к экватору могут быть различными. В идеальном случае ГПО лежит в плоскости экватора, имеет минимальный перигей (около 200 км), и для выхода на нее с опорной орбиты высотой 200 км потребуется дать приращение скорости около 2500 м/с. Для того, чтобы скруглить орбиту до ГСО необходимо затратить еще 1500 м/с. Обычно этот импульс выдается уже двигателем самого спутника. Если же доставка прямо на ГСО, то затраты на переход с опорной круговой орбиты составят уже 4000 м/с — и это самый минимум.
В мире под стандартной ГПО обычно понимается два варианта подобной орбиты: с потребным импульсом для выхода на ГСО в 1500 м/с (с околоэкваториального космодрома Куру, 7 градусов южной широты) и 1800 м/с (собственно с Канаверела). Собственно все затраты на поворот орбиты тут всего 300 м/с — угол относительно небольшой, и поворачиваем-то в апогее, когда скорость аппарата минимальна — около 1500 м/с. А вот с Байконуром или Плесецком все выглядит куда интереснее и печальнее. Наклонение опорной орбиты в случае Байконура отнюдь не равно широте космодрома — по ряду причин приходится использовать более северную трассу с наклонением 51,5. И если не поднимать перигей, то недобор скорости для перехода на ГСО будет на 950 м/с больше, чем для старта с экватора. Для Плесецка еще хуже. Стоит также помнить и о логарифме в формуле Циолковского, которая собственно и делает эту разницу в характеристической скорости особенно печальной.
Но не все так плохо для Протона-М/Бриза-М! Они спокойно могут обойти Фалкон-9 на длинной дистанции. Ведь масса конструкции второй ступени Фалкона-9 существенно больше как стартовой массы конструкции РБ Бриз-М, так и его конечной массы (он полутораступенчатый, так как сбрасывает дополнительный топливный бак после выработки в нем топлива, что уменьшает его конечную массу). Фалкон может обойти его на ГПО за счет меньших затрат на выведение, но на ГСО его преимущество уже не так очевидно, ведь туда ему нужно затащить всю свою вторую ступень, которая еще должна до этого дожить, т.е. просуществовать в работоспособном состоянии более 6 с лишним часов. В принципе, это вполне реально для криогенных ступеней, такое может выполнить как РБ “Центавр», так и вторая ступень японской РН H-IIA. Вопрос только в том, будет ли это реализовано для Фалкона-9? Принесет ли дополнительные выгоды увеличение диапазона доступных орбит (в этом плане крайне интересно сравнить толщину руководств пользователя Фалкона и Протона-М/Бриз-М — там очень широкий диапазон возможных вариантов выведения, потому оно и в разы толще). Ну и собственно, если подобное будет обеспечено, то полезная нагрузка на ГСО выйдет примерно равной Протону-М/Бриз-М, при большей величине необходимой конечной скорости Фалкон-9 начнет проигрывать в выводимой полезной нагрузке.
Например в «Аполлоне» аварийная система подачи воздуха могла при пробоине в 3 кв. см держать нормальное давление в течение 5 минут. Если бы в «Союз» можно было бы поставить нечто подобное, то им бы воздуха до посадки хватило, но там все-так очень серьезные массовые ограничения были, масса спускаемого аппарат была в два раза меньше. Так же не стоит забывать и о том, что в «Аполлоне» было в три раза меньшее давление, так как атмосфера была из чистого кислорода, что пожароопасно, хотя снижает скорость утечки.
Относительно большой мусор все равно отслеживается, хотя последнее время стали серьезно задумываться о минимизации его образования, чтобы не возникало проблем для спутников и пилотируемых полетов.
В спускаемом аппарате было всего около 3 кубометров внутреннего объема, чтобы также быстро разгерметизировать МКС нужно наверное выбить один из иллюминаторов целиком, там же больше 1000 кубов.
Вы предлагает поставить РБ вместо второй ступени? Так он не потянет, в ней же почти 100 тонн заправки.
Почему вы пишете про Бриз с ДТБ? ДТБ сбрасывается, центральный блок довольно легкий, и он куда легче второй ступени РН. Вся разница в выводимой ПН между КРК «Протон-М/Бриз-М» ну или «Протон-М/ДМ-03» и Фалконом-9 исчезнет, когда надо сильно разогнать ПН. Например, вывести её прямо на ГСО — тут их возможности станут примерно равны, и при некоторых условиях «Протон-М» с РБ «Бриз-М» даже выиграет сотню-другую килограмм, именно потому, что конечная масса разгонного блока, около 1,5 тонн, а не 3,5, как у второй ступени Фалкона-9. Так как логарифм отношения масс в формуле Циолковского способен перебороть разницу в величине удельного импульса.
Весь вопрос в объеме переделок, которые нужно осуществить для посадки на Марсе. В принципе, условия немного мягче земных, скорость входа будет ниже первой космической для Земли, только вот атмосферы маловато. На финальном этапе придется гасить несколько больше, чем для Земли (500-600 м/с), но за счет меньшей силы тяжести и потому меньших гравитационных потерь, скорее всего получится вписаться в имеющиеся запасы топлива на торможения.
Также смущает использование гермообъема спускаемого аппарата — это накладывает серьезные ограничения на габариты используемой зоны для размещения полезной нагрузки, размеры люков, которые можно будет сделать дополнительно, если не говорить об использовании существующих, что еще больше лимитирует размеры грузов, которые можно будет доставить на другую планету. Марсоход сколько-нибудь приличных габаритов так уже не доставить, хотя ту же планетарную базу снабжать вполне реально (Подобный аппарат мог бы решить вообще все проблемы Марка Уотни).
Так весь вопрос именно в масштабах государства. На данный момент годовой бюджет НАСА — это наша федеральная космическая программа на десять лет. Разница — на порядок. А переводить в доллары имеет смысл потому, что пока современная электроника у нас (спасибо 90-м) импортная, высокоточные станки — тоже, все это приходится закупать на мировом рынке, преимущество у нас разве что в цене рабочей силы, но это не самая главная составляющая в цене космической техники. Остается только работать головой (придумывая достаточно дешевые конструкции) и грамотно распределять имеющиеся ресурсы на действительно перспективные и важные проекты. У нас просто не хватит воды на поливку всех ста цветов. И это порождает определенные проблемы — могут просто неправильно оценить важность некоторых критических элементов и оставить их без денег, что в итоге приведет к негативным последствиям для всей отрасли. Тут необходимо крайне вдумчивое, ориентированное на дальнюю перспективу планирование.
У них денег достаточно, выражаясь термина их же экономических учебников, «и на пушки, и на масло». Мы же должны тратиться только на пушки, причем они должны быть дешевыми в производстве. Причем такая господдержка должна быть крайне осмотрительной. США в начале 60-х очень хорошо вложились в развитие ядерной энергетики, построили достаточно много не особо совершенных станций, понадеявшись на то, что их энергия, как обещали сторонники строительства, тряся технико-экономическим обоснованием, будет крайне дешевой. А в итоге они получили впервые за много лет рост стоимости электроэнергии, а ведь до 66-го года она падала в цене — и это за несколько лет до энергетического кризиса, вскрывшего всю энергетическую расточительность экономики США. Остается только надеяться, что с «зеленой энергетикой» такой проблемы не возникнет по мере ее роста, иначе ситуация с доступностью энергии может ухудшится. К тому же стоит помнить о том, что в лучшие годы Форду не то, что гос.помощь, а простые банковские кредиты не нужны были. Его управленческих талантов хватало и на высокую зарплату рабочим, и на удешевление продукции, и на развитие только из прибыли.
Их поделили между SpaceX (278 млн) и Rocketplane Kistler (200 млн), которая на следующий год выбыла из конкурса, после чего был проведен дополнительный этап конкурса и в итоге в 2007 году в программу включилась Orbital Sciences Corporation, получившая на свой носитель и корабль 170 млн. Также компании получили дополнительное финансирование для завершения демонстрационных миссий, так что общее финансирование от НАСА в итоге составило у SpaceX 396 млн, а у OSC 288 млн. Контракт на доставку грузов они получают еще до совершения демонстрационных миссий, в 2008 году — 1,6 млрд. SpaceX (12 полетов и 20 тонн груза) и 1,9 млрд OSC (8 полетов и 20 тонн груза). До первых демонстрационных полетов оставалось еще 2 года.
Для справки, именно Rocketplane Kistler планировать изначально использовать НК-33, позднее примененные OSC. Планировали создать с их использованием полностью многоразовую систему для доставки людей и грузов в космос, но увы, не срослось.
OSC — существует с 1982 года, производит на данный момент все — от ракет-перехватчиков и ракет носителей до спутников связи, тоже начинала как маленькая компания с коллективом меньше 100 человек.
А на чем и откуда она полетит? Даже если все засыпать деньгами — от этого не возникнет мгновенно стартовый комплекс Ангары на Восточном и не наладится ее серийное производство в Омске. Так что в рамках принятых решений запустить её с людьми за два года нереально. Демонстрационный беспилотный полет в принципе можно на Протоне-М с Байконура, с этим особых проблем не будет. Ну и следует заметить, что проект корабля за последние несколько лет непрерывно менялся, включая даже технологию производства и материалы (дошли же на последнем МАКСе вообще до варианта с композитным корпусом). Тут скорее просто нет заинтересованности у руководства Роскосмоса в целом, как и отдельных предприятий, в том, чтобы она как можно быстрее полетела. Надеются растянуть сроки, чтобы избежать какой-либо ответственности за принятые решения, потому и откладывают все крупные проекты лет на 10, как было с Луной в текущей ФКП. Так что сроки её создания определяются скорей подобной политикой, чем реальными техническими возможностями предприятий Роскосмоса. Из-за принятых на данном этапе решений невозможно ни ускорить разработку корабля, ни запустить в серию Ангару (перевод производства в другой город очень способствует ускорению работ, как говорится).
Так мы снова прекратили наращивать бюджет, он снова в доллар на уровне 2008 года из-за последних экономических проблем. Старые раны зализывать снова нечем, не говоря уже о разной структуре бюджетов, как и общей форме организации предприятий космической промышленности. Вопрос о том, можем ли мы напрямую копировать их опыт, конечно интересный, но не имеет однозначного и быстрого ответа. Государство не особо щедрое в плане гос.контрактов на разработку и запуск спутников, склонно к резким урезаниям бюджета и новым фирмам, вне зависимости от их формы собственности, потребуются значительные вливания на начальном этапе, просто чтобы начать работать — на закупки оборудования, помещений, найм рабочей силы (и вряд ли зарплата на них должна быть ниже, чем на существующих предприятиях космической промышленности, иначе туда не пойдут ни профессионалы, ни тем более молодежь). И это не говоря о стоимости привлечения кредитных ресурсов — с нашими процентными ставками покупать оборудование с длинным сроком окупаемости как-то очень накладно выходит, слишком уж много процентов выплачивать. А значит нужно льготное кредитование опять же за счет гос.участия. Ну и в конце концов, хорошо бы сделать главное — определиться, чего мы конкретно хотим в космосе на следующие 10-20 лет, принять четкую программу, в которой как старые, так и новые предприятия смогли бы найти свое место, а не менять направления движения, оглядываясь на другие страны, каждые несколько лет.
А с чего вырасти показателям эффективности? В начале 90-х финансирование практически мгновенно уменьшилось в несколько десятков раз, многие молодые амбициозные специалисты покинули отрасль в поисках более хлебной работы (в целом численность занятых сократилась в 3-4 раза), денег на обновление оборудования и проведение масштабных работ не было. Отрасль более десяти лет выживала только за счет старых советских запасов и зарубежных контрактов, без которых она бы отбросила копыта еще в середине 90-х. Возник колоссальный дефицит кадров и фондов, который очень тяжело ликвидировать, даже начав ее обильное финансирование — все-таки хорошего специалиста надо готовить несколько лет еще и после ВУЗа, готовыми их, увы нигде не выпускают. Замена изношенного оборудования — также очень затратна, особенно если ее откладывали больше десяти лет. Ожидать после такой голодовки какого-либо роста эффективности после увеличения финансирования как-то странно. Именно нищенское финансирование и подготовило такой вот эффект — затраты растут, а эффективность нет.
В НАСА свои способы освоения средств, просто более цивилизованно оформленные. Кто там говорил про экономическую эффективность шаттлов и 50 полетов в год? И что получили в итоге? Ну и нормативы по финансированию разработки новых носителей у них тоже были крайне завышенными, раз Маск смог оказаться на фоне их постоянных поставщиков пусковых услуг на порядок эффективней. Пуски у них обходились не только дороже, чем у нас, но и европейцев, так что тут уже особо не подходят аргументы про стоимость рабочей силы.
А что такого в использовании НАСА частных компаний для реализации своих проектов? Они так делают с самого момента своего основания, «Аполлон» на Луну сажали наичастнейшие частники. К экономической эффективности это не имеет никакого прямого отношения, это скорей вопрос целеполагания и аппетитов исполнителей. Частной компании надо ведь что — прибыль, а вопрос дороже/дешевле — он второстепенный. Если заказчик готов оплатить все издержки и доспать сверху, как там было принято до недавнего времени вообще по всем госзаказам связанным с обороной и космосом, то зачем снижать цены?
А по поводу вложений в SpaceX — про Dragon не забыли? С какого года он летает? Делает это ведь по контракту с НАСА на доставку грузов, причем получен этот контракт был даже на более выгодных условиях, чем у конкурентов — OSC. Маску дали большее число рейсов на ту же самую массу полезной нагрузки, в которое он спокойно укладывался даже с самой первой версией Фалкона-9. Больше заказ — большая серия — меньше цена отдельной ракеты.
Откуда взяли вторую цифру? Имеется ввиду разгонный блок Бриз-М с дополнительным топливным баком (без него он пока ни разу не летал), сухой массой 2,5 тонны, максимальная его заправка составляет 20 тонн, это для выведения на геостационарную орбиту. В дополнительный топливный бак помешается чуть меньше 15 тонн, последние импульсы выдаются обычно после его сброса, за счет запасов топлива в центральном блоке. И запускается он на незамкнутую траекторию, последние 200 м/с для выхода на орбиту он выдает сам в своем первом включении, но это так, мелочи. Для того, чтобы вывести на туже самую траекторию вдвое большую полезную нагрузку ему потребуется почти в два раза больше топлива — которое во-первых будет некуда залить, а во-вторых такую массу спокойно потянет только Фалкон-Хэви. Обычный Фалкон-9 последней версии просто не сможет вывести его на ту траекторию, с которой запасов топлива и тяговооруженности разгонного блока (а она маленькая, меньше 0,1 в начале полета, что ограничивает его возможности по довыведению — слишком большой недобор скорости до орбитальной он просто не успеет компенсировать до того, как свалится в атмосферу) хватит для выхода на околоземную орбиту и старт к Марсу.
Каких еще два? Вся связка больше 25 тонн выйдет. Ну и масса на низкой околоземной орбите примерно такая же, как в случае Протона-М (около 23 тонн). Так что примерно он сможет вывести связку из аппарата и РБ на туже незамкнутую траекторию, что и в случае Протона-М, особого выигрыша не получится. Ну и на разгон двух экзомарсов в РБ просто не хватит топлива.
«Приведённые на рис. 3 результаты расчётов показывают, что относительная масса системы спасения при совершении ракетно-
динамического манёвра возврата более, чем в 1,5 раза, превышает массу самолётной системы спасения.»
У нас холодно, моря с океанами замерзают, требуется возврат в точку старта и потому крылья оказываются выгодней. Что хорошо для Флориды с Калифорнией, в наших географических условиях неприменимо.
http://asv-k.livejournal.com/3211.html
http://asv-k.livejournal.com/3551.html
http://asv-k.livejournal.com/3654.html
http://asv-k.livejournal.com/4498.html
http://asv-k.livejournal.com/5403.html
История крайне поучительная. Особенно забавен тот факт, что пару лет назад команду, занимавшуюся этим многоразовым проектом, уволили с предприятия в целях финансовой оптимизации.
Не запустили все это в производство из-за того, что даже на одноразовую «Ангару» тогда денег не было.
>И да, все эти усложнения никак не окупают возможность использования существующего двигателя.
И еще раз — цифры! Аргументы! А не голословные утверждения без ссылок на источники.
>Названные вами проблемы успешно решены, как показала одна частная компания.
За счет широкого использования предыдущих наработок американской космической промышленности, где большинство компаний, как ни странно, частные. И за счет очень жирного гарантированного госзаказа. Вот только как подобное сделать в отечественных условиях? Хотите новый двигатель — кто за него будет платить? Новый стартовый комплекс? Где взять денег? У нас же не США, где за пуск могут и полмиллиарда дать, как в случае тяжелой Дельты-4. ФКП в долларовом исчислении усохла в процессе принятия в пять раз.
Сколько это — много? Конкретные удельные параметры, а не мантры, пожалуйста. Что дает отдельная ДУ для посадки? Она дает возможность упростить схему запуска маршевого двигателя ступени (а это количество полетов), она позволяет существенно упростить СУ для осуществления мягкой посадки (надежность), она опять же позволяет обойтись без использования дросселирования на маршевом двигателе для обеспечения посадки.
Для территории России вариант с баржей неприменим — у нас космодромы расположены достаточно глубоко внутри суши, водный транспорт для них недоступен, даже для Восточного районы падения по первой и второй (в зависимости от трассы полета) ступеням приходятся опять же на сушу, а не море. Чем ведь выгоден космодром на восточном берегу океана? Тем что все падает в воду и потому нет никаких проблем с загрязнением территорий, вывозом обломков и т.п. И потому не требуется попадать в специально выделенные районы падения. А это влияет на выводимую ракетой-носителем полезную нагрузку.
А давайте сравнивать конструкции одинакового назначения? Можно сравнить авиационный поршневой двигатель и мотор легковушки, но сравнение будет некорректным, так к ним предъявляются различные эксплуатационные требования. Поэтому пример с системой электропитания МКС некорректен. От нее требуется в любых условиях выдавать 110 кВт электрической мощности крайне разнообразным потребителям. Она почти половину витка по орбите проводит в тени, что требует мощной системы аккумуляторов.
Сами солнечный батареи в этой системе весят менее 10 тонн, их удельная масса порядка 34 кг/кВт мощности, а для используемых на современных спутниках арсенид-галлиевых батарей она примерно в пять раз меньше, то есть для площади батарей МКС это дает примерно МВт.
А зачем это всё разгонному блоку на ЭРД? Для чего ему непрерывно выдавать тягу, особенно с учетом того, что чем выше он забирается, тем большую часть витка он будет проводить на солнце? Не проще ли построить программу работы двигателей так, чтобы использовать их только на освещенных участках? Зачем использовать в качестве опорной именно круговую орбиту? Установке с ЭРД, вне зависимости от того, ядерная она или солнечная, требует довольно высокая опорная орбита — это лимитировано либо минимизацией сопротивления воздуха, либо соображениями радиационной безопасности. Для того, чтобы перейти на нее, оптимально использование разгонного блока, так как прямое выведение с помощью ракеты-носителя приводит к существенному проигрышу в выводимой полезной нагрузке и засорению околоземного пространства последней ступенью ракеты-носителя. Этот же разгонный блок можно использовать для перехода на эллиптическую орбиту, что позволит резко сократить время выведения, гравитационные потери время нахождения в радиационных поясах (что актуально для межпланетных пилотируемых миссий). Такая опорная орбита также значительно лучше освещена, а сокращение гравитационных потерь позволяет использовать ЭРД с меньшим удельным импульсом, что позволяет сократить затраты энергии на один 1 Ньютон тяги, и что опять же позволит увеличить тягу при той же мощности батарей и еще больше сократить время выведения.
Чувствую, что вы не понимаете разницы между ГПО и ГСО, да и вообще их сути(тм).
ГПО — геопереходная орбита — высота апогея у нее равна высоте ГСО — геостационарной орбиты (35786 км), перигей же и наклонение к экватору могут быть различными. В идеальном случае ГПО лежит в плоскости экватора, имеет минимальный перигей (около 200 км), и для выхода на нее с опорной орбиты высотой 200 км потребуется дать приращение скорости около 2500 м/с. Для того, чтобы скруглить орбиту до ГСО необходимо затратить еще 1500 м/с. Обычно этот импульс выдается уже двигателем самого спутника. Если же доставка прямо на ГСО, то затраты на переход с опорной круговой орбиты составят уже 4000 м/с — и это самый минимум.
В мире под стандартной ГПО обычно понимается два варианта подобной орбиты: с потребным импульсом для выхода на ГСО в 1500 м/с (с околоэкваториального космодрома Куру, 7 градусов южной широты) и 1800 м/с (собственно с Канаверела). Собственно все затраты на поворот орбиты тут всего 300 м/с — угол относительно небольшой, и поворачиваем-то в апогее, когда скорость аппарата минимальна — около 1500 м/с. А вот с Байконуром или Плесецком все выглядит куда интереснее и печальнее. Наклонение опорной орбиты в случае Байконура отнюдь не равно широте космодрома — по ряду причин приходится использовать более северную трассу с наклонением 51,5. И если не поднимать перигей, то недобор скорости для перехода на ГСО будет на 950 м/с больше, чем для старта с экватора. Для Плесецка еще хуже. Стоит также помнить и о логарифме в формуле Циолковского, которая собственно и делает эту разницу в характеристической скорости особенно печальной.
Но не все так плохо для Протона-М/Бриза-М! Они спокойно могут обойти Фалкон-9 на длинной дистанции. Ведь масса конструкции второй ступени Фалкона-9 существенно больше как стартовой массы конструкции РБ Бриз-М, так и его конечной массы (он полутораступенчатый, так как сбрасывает дополнительный топливный бак после выработки в нем топлива, что уменьшает его конечную массу). Фалкон может обойти его на ГПО за счет меньших затрат на выведение, но на ГСО его преимущество уже не так очевидно, ведь туда ему нужно затащить всю свою вторую ступень, которая еще должна до этого дожить, т.е. просуществовать в работоспособном состоянии более 6 с лишним часов. В принципе, это вполне реально для криогенных ступеней, такое может выполнить как РБ “Центавр», так и вторая ступень японской РН H-IIA. Вопрос только в том, будет ли это реализовано для Фалкона-9? Принесет ли дополнительные выгоды увеличение диапазона доступных орбит (в этом плане крайне интересно сравнить толщину руководств пользователя Фалкона и Протона-М/Бриз-М — там очень широкий диапазон возможных вариантов выведения, потому оно и в разы толще). Ну и собственно, если подобное будет обеспечено, то полезная нагрузка на ГСО выйдет примерно равной Протону-М/Бриз-М, при большей величине необходимой конечной скорости Фалкон-9 начнет проигрывать в выводимой полезной нагрузке.
Относительно большой мусор все равно отслеживается, хотя последнее время стали серьезно задумываться о минимизации его образования, чтобы не возникало проблем для спутников и пилотируемых полетов.
Почему вы пишете про Бриз с ДТБ? ДТБ сбрасывается, центральный блок довольно легкий, и он куда легче второй ступени РН. Вся разница в выводимой ПН между КРК «Протон-М/Бриз-М» ну или «Протон-М/ДМ-03» и Фалконом-9 исчезнет, когда надо сильно разогнать ПН. Например, вывести её прямо на ГСО — тут их возможности станут примерно равны, и при некоторых условиях «Протон-М» с РБ «Бриз-М» даже выиграет сотню-другую килограмм, именно потому, что конечная масса разгонного блока, около 1,5 тонн, а не 3,5, как у второй ступени Фалкона-9. Так как логарифм отношения масс в формуле Циолковского способен перебороть разницу в величине удельного импульса.
Также смущает использование гермообъема спускаемого аппарата — это накладывает серьезные ограничения на габариты используемой зоны для размещения полезной нагрузки, размеры люков, которые можно будет сделать дополнительно, если не говорить об использовании существующих, что еще больше лимитирует размеры грузов, которые можно будет доставить на другую планету. Марсоход сколько-нибудь приличных габаритов так уже не доставить, хотя ту же планетарную базу снабжать вполне реально (Подобный аппарат мог бы решить вообще все проблемы Марка Уотни).
У них денег достаточно, выражаясь термина их же экономических учебников, «и на пушки, и на масло». Мы же должны тратиться только на пушки, причем они должны быть дешевыми в производстве. Причем такая господдержка должна быть крайне осмотрительной. США в начале 60-х очень хорошо вложились в развитие ядерной энергетики, построили достаточно много не особо совершенных станций, понадеявшись на то, что их энергия, как обещали сторонники строительства, тряся технико-экономическим обоснованием, будет крайне дешевой. А в итоге они получили впервые за много лет рост стоимости электроэнергии, а ведь до 66-го года она падала в цене — и это за несколько лет до энергетического кризиса, вскрывшего всю энергетическую расточительность экономики США. Остается только надеяться, что с «зеленой энергетикой» такой проблемы не возникнет по мере ее роста, иначе ситуация с доступностью энергии может ухудшится. К тому же стоит помнить о том, что в лучшие годы Форду не то, что гос.помощь, а простые банковские кредиты не нужны были. Его управленческих талантов хватало и на высокую зарплату рабочим, и на удешевление продукции, и на развитие только из прибыли.
Для справки, именно Rocketplane Kistler планировать изначально использовать НК-33, позднее примененные OSC. Планировали создать с их использованием полностью многоразовую систему для доставки людей и грузов в космос, но увы, не срослось.
OSC — существует с 1982 года, производит на данный момент все — от ракет-перехватчиков и ракет носителей до спутников связи, тоже начинала как маленькая компания с коллективом меньше 100 человек.
А на чем и откуда она полетит? Даже если все засыпать деньгами — от этого не возникнет мгновенно стартовый комплекс Ангары на Восточном и не наладится ее серийное производство в Омске. Так что в рамках принятых решений запустить её с людьми за два года нереально. Демонстрационный беспилотный полет в принципе можно на Протоне-М с Байконура, с этим особых проблем не будет. Ну и следует заметить, что проект корабля за последние несколько лет непрерывно менялся, включая даже технологию производства и материалы (дошли же на последнем МАКСе вообще до варианта с композитным корпусом). Тут скорее просто нет заинтересованности у руководства Роскосмоса в целом, как и отдельных предприятий, в том, чтобы она как можно быстрее полетела. Надеются растянуть сроки, чтобы избежать какой-либо ответственности за принятые решения, потому и откладывают все крупные проекты лет на 10, как было с Луной в текущей ФКП. Так что сроки её создания определяются скорей подобной политикой, чем реальными техническими возможностями предприятий Роскосмоса. Из-за принятых на данном этапе решений невозможно ни ускорить разработку корабля, ни запустить в серию Ангару (перевод производства в другой город очень способствует ускорению работ, как говорится).
Так мы снова прекратили наращивать бюджет, он снова в доллар на уровне 2008 года из-за последних экономических проблем. Старые раны зализывать снова нечем, не говоря уже о разной структуре бюджетов, как и общей форме организации предприятий космической промышленности. Вопрос о том, можем ли мы напрямую копировать их опыт, конечно интересный, но не имеет однозначного и быстрого ответа. Государство не особо щедрое в плане гос.контрактов на разработку и запуск спутников, склонно к резким урезаниям бюджета и новым фирмам, вне зависимости от их формы собственности, потребуются значительные вливания на начальном этапе, просто чтобы начать работать — на закупки оборудования, помещений, найм рабочей силы (и вряд ли зарплата на них должна быть ниже, чем на существующих предприятиях космической промышленности, иначе туда не пойдут ни профессионалы, ни тем более молодежь). И это не говоря о стоимости привлечения кредитных ресурсов — с нашими процентными ставками покупать оборудование с длинным сроком окупаемости как-то очень накладно выходит, слишком уж много процентов выплачивать. А значит нужно льготное кредитование опять же за счет гос.участия. Ну и в конце концов, хорошо бы сделать главное — определиться, чего мы конкретно хотим в космосе на следующие 10-20 лет, принять четкую программу, в которой как старые, так и новые предприятия смогли бы найти свое место, а не менять направления движения, оглядываясь на другие страны, каждые несколько лет.
В НАСА свои способы освоения средств, просто более цивилизованно оформленные. Кто там говорил про экономическую эффективность шаттлов и 50 полетов в год? И что получили в итоге? Ну и нормативы по финансированию разработки новых носителей у них тоже были крайне завышенными, раз Маск смог оказаться на фоне их постоянных поставщиков пусковых услуг на порядок эффективней. Пуски у них обходились не только дороже, чем у нас, но и европейцев, так что тут уже особо не подходят аргументы про стоимость рабочей силы.
А что такого в использовании НАСА частных компаний для реализации своих проектов? Они так делают с самого момента своего основания, «Аполлон» на Луну сажали наичастнейшие частники. К экономической эффективности это не имеет никакого прямого отношения, это скорей вопрос целеполагания и аппетитов исполнителей. Частной компании надо ведь что — прибыль, а вопрос дороже/дешевле — он второстепенный. Если заказчик готов оплатить все издержки и доспать сверху, как там было принято до недавнего времени вообще по всем госзаказам связанным с обороной и космосом, то зачем снижать цены?
А по поводу вложений в SpaceX — про Dragon не забыли? С какого года он летает? Делает это ведь по контракту с НАСА на доставку грузов, причем получен этот контракт был даже на более выгодных условиях, чем у конкурентов — OSC. Маску дали большее число рейсов на ту же самую массу полезной нагрузки, в которое он спокойно укладывался даже с самой первой версией Фалкона-9. Больше заказ — большая серия — меньше цена отдельной ракеты.