Про Протон-К и Протон-М забыли! Насчет превращения Dragon v2 в универсальное шасси для посадки научного оборудования возникает вопрос об эффективности. По идее специальный спускаемый аппарат может выйти куда более выгодным по массе доставляемого оборудования, чем универсальный, который может садиться куда угодно, особенно если не предполагается его частое использование.
А зачем им 4-я ступень для полета к Марсу? Они могут отправить груз отправить на траекторию полета к нему в 2 ступени, так что для посадки или выхода на орбиту им нужна 3-я. К тому же не указано, при каких конкретных условиях реализуется данная масса полезной нагрузки. Тот же Экзомарс-2016, если не задержка с подготовкой аппарата, мог бы улететь и раньше, и для этого потребовалось бы куда меньше топлива. Если бы не страховались за счет введения дополнительного пускового интервала, аппарат можно было бы сделать и тяжелее. И кстати, даже в указанную на сайте SpaceX цифру, если считать это массой на отлетную траекторию, он не вписывается, так как почти на 300 кг тяжелее.
Маск построил все не за счет военных, а за счет заказов от НАСА на доставку грузов на МКС. Без них фирма благополучно бы закрылась после последнего запуска Фалкона-1. Он показал, что может разработать носитель и ему дали денег на больший. И то только потому, что поменялись в очередной раз планы у НАСА и приоритетом стало удешевление всего.
А как вы сделаете ракету без денег? Того, что государство выделяло на Ангару в 90-е и в начале 2000-х хватало только на перевыпуск документации, но никак на производство полноценного железа и проведение летно-конструкторских испытаний. Первые летные испытания там вообще начались на иностранные деньги и от кого — от корейцев! Но к этому моменту уже успела скопить внушительная сумма потраченных впустую средств. Если бы деньги дали сразу, то ее сделали бы лет за пять и разработка обошлась бы в разы дешевле.
И не надо говорить про распил как российскую традицию. В США пилят куда в больших объемах — истории про молотки для Пентагона за 500$ появились отнюдь не вчера, так что мы просто заимствовали передовой зарубежный опыт. Просто у нас в целом меньше денег и потому за такое сажают, а не переводят с повышением в другую контору, как там. Ведь в этом и заключается принципиальная разница между нашими военными: там с начала 60-х утвердился принцип полной компенсации издержек производителю военной техники. Собственно, именно поэтому сейчас компания Маска и выглядит крайне выигрышно на местном рынке — производителям было выгодно завышать цену продукции, потому у них цена пуска и стала превышать таковую на международном рынке в разы. Даже Ариан-5 была вдвое дешевле того, что Пентагон давал за пуск Атласа-5, не говоря уже о некоторых снятых с эксплуатации носителях, таких как Титан-4. Ну или если обратиться к конверсионным ракетам, которые получались из списанных МБР — за их переделку правительство платило чуть ли не большую сумму, чем когда-то потратило на их производство, т.е. платило фактически дважды. Или такой вопиющий пример сверхдорогого носителя, как Пегасус — там вообще дело доходило до 90000$ за килограмм на низкой околоземной орбите — и это при полутонне полезной нагрузки. Он подорожал с 10 миллионов до 40 — за такие деньги можно было добыть на рынке ракету на порядок большей грузоподъемности. Но НАСА и Пентагон спокойно продолжали оплачивать подобные счета.
Задача приземлится куда-нибудь стояла для «Луны-2» — то есть просто попасть в Луну без торможения у поверхности. Для станций, осуществлявших доставку лунного грунта или луноходов на поверхность точность высадки составляла уже около 5 км.
К тому же пилотируемые высадки осуществлялись в места, предварительно разведанные с орбиты автоматами, без этапа автоматической разведки рельефа, человек просто бы не справился с задачей высадки при существовавших ограничениях по массе, так как потребовались бы большие затраты топлива для зависания на конечном этапе посадки. Если же нужно просто попасть в нужную точку на поверхности Луны, даже без учета того, что в ней находится, то автоматы прекрасно обеспечивали высадку.
Если же вернуться к изначальной проблеме — возвращении на Земле в заданную точку, то она давно проводится без участия человека в полностью автоматическом режиме, причем даже с учетом отсутствия управления на конечном участке, т.к. для торможения используются парашюты, удается посадить спускаемый аппарат с точностью порядка 10 км. При наличии органов управления увеличить её даже в конце 60-х не было проблемой. Для тех же крылатых кораблей тогда посадка в режиме планирования была проблематична из-за недостаточных вычислительных возможностей, но это тогда компенсировали введением двигателей для полета в атмосфере, как например в проекте «Спираль». Спутниковые системы навигации на конечном этапе полета тогда можно было заменить радионавигацией.
А что вы подразумеваете под «куда получится»? Желательно с точностью в километрах. Напомню, чисто для справки, что на Луне тогда (да и сейчас) нет навигационной системы, которая обеспечила бы точность позиционирования в метры, в отличии от Земли, где есть GPS/Глонасс. У них вообще не было никаких ориентиров. Замечание по перегрузкам справедливо только для станций с посадкой полужесткого типа, как «Луна-9», да, там сотня g допустима, зато не требуется режим зависания, что упрощает двигательную установку. Но скажем для высадки тех же «Луноходов» требования к перегрузкам куда жестче, там есть режим зависания и посадка должна проходить довольно нежно.
Но если ориентиры уже есть, и посадка производится в разведенный район, то автоматика конца 60-х могла привести аппарат с точностью в единицы метров. Чему является примером посадка Аполлона-12 около «Сейвейера-3». Она проходила в автоматическом режиме, но астронавтам пришлось вмешаться в работу автопилота, чтобы не сесть прямо на «Сейвейер-3». Проблему реактивной посадки в заданную точку была решаема еще тогда, в том числе и на Земле, не зря она закладывалась в многочисленные проекты многоразовых ракет того периода.
>Сразу с пилотами — это потому что не было тогда компьютеров, которые бы без пилотов могли такое сделать.
А почему тогда автоматы на Луну сели раньше людей? «Луна-9» — январь 1966-го, полужесткая посадка на надувные амортизаторы, в июне того же года — «Сейвейер-1» — мягкая на посадочные опоры.
А разница между тем как садятся ракеты Маска и тем, как садились те же американские астронавты на Луну есть, и она заключается в том, что тяга одного двигателя первой ступени «Фалкон-9» почти вдвое превышает её сухую массу даже в режиме максимального дросселирования. Она не может реализовывать режим зависания, как лунный модуль, что делает процесс посадки крайне сложным и чувствительным к ошибкам измерений, так как времени на раздумья у автопилота нет. На землю так сесть еще можно, а вот на баржу, которая подвержена возмущением от качки, уже проблематично, нужна более умная система управления.
Нет, просто привык такие вещи считать. Космос не прощает ошибок, губя за малейший просчет.
Так весь вопрос в том, какое — для 30-40 атмосфер в баке и 20-30 в камере сгорания двигателя масса азота выйдет под 7-10% от массы топлива. Баки его можно уменьшить, если хранить его в жидком состоянии, а в газообразное переводить по мере надобности, но они получатся довольно внушительные. Но самое печальное ведь в том, что он никуда не денется из ракеты и войдет в итоге в конечную массу. Гелий значительно легче, но дороже и с ним сложнее работать, так как он очень текуч.
1.Тяга для двигателя первой ступени указана в вакууме или для уровня моря? Если для вакуума, то она просто не взлетит, раз 240/280.
2.И для него же ошибка в расходе топлива в несколько раз — там суммарно где-то 100 с небольшим суммарно должно быть.
3.Какое давление в баках? А то что-то баллоны с азотом кажутся подозрительно маленькими для ракеты с вытеснительной системой подачи.
4.Двигатели предполагаются новые, так? То есть для них потребуются испытания, стенды и т.п. — хоть свои, хоть в сторонней организации — и это деньги намного превышающие указанные суммы.
Сегодня на работе заглянул в старый номер Технической информации ЦАГИ — 13-14 за 1982-й год, там в вариантах модернизации шаттла были и ускорители на базе его водородных двигателей SSME.
Пять штук на каждый ускоритель, сухая масса ускорителя 74,5 тонны, заправка запас топлива — 411 тонн, что в итоге должно было дать возможность вывести полезную нагрузку в 45 тонн, и то при сокращении массы ускорителя на 100 тонн. Двигатели отличались от штатных, для использования на начальном этапе выведения в нижних слоях атмосферы была уменьшена степень расширения сопла с 77,5 до 37, чтобы поднять удельный импульс на уровне моря. Также вводились специальные створки для защиты двигателей от морской воды при приземлении, ну и увеличивался диаметр для сохранения той же длины при уменьшении плотности топлива — с 3,7 до 6,7 метра.
Зато с такими ускорителями куда проще работать. Для установки не нужны краны, способные поднимать 600 тонн, меньше нагрузка на средства транспортирования, проще заправка, которую тем более нужно осуществлять уже на старте, а не до прибытия на сборку. И это ведь отдельный сложный процесс — твердое топливо после заливки долго доходит до кондиции и в случае каких-либо проблем, если их не поймают до запуска с помощью различных средств контроля, они всплывут только в полете.
Так грузоподъемность Falcon 9 — это по большей части выгодное географическое положение. Байконур гораздо севернее находится, в результате чего ракеты, запускаемые с него, получают меньшую прибавку к скорости от вращения Земли, а также, при полетах на ГПО и ГСО, приходится сильно менять наклонение орбиты. Поэтому выведение занимает до 9 ч 12 минут на ГПО/ГСО, и до 15 ч 31 минуты на ССПО, вместо примерно получаса у ракет, стартующих с южных космодромов. Им не приходится лететь до высоты ГСО и менять наклонение. Кстати именно из-за этого у Протона куда выше перечень орбит, на которые он в принципе может осуществить выведение. Стоит отметить, что его стандартная ГПО — с недобором до ГСО в 1500 м/с, а у Falcon 9 — 1800 м/с — это за счет разницы в наклонении и высоте перигея, что позволяет заказчику сэкономить топливо на довыведении на ГСО и пустить его на поддержание орбиты спутника.
На подобную на ГПО с недобором 1800 м/с (стандартная для Falcon 9) Протон-М с Бриз-М способен вывести примерно 6900 кг (и это с Байконура), а уж на ГСО его рекорд составляет 3700 кг.
Малая тяговооруженность компенсируется более высоким удельным импульсом. Он в формуле Циолковского не под знаком логарифма, в отличии от соотношения начальной и конечной масс. Ну и баки с прочими отсеками весят в разы больше, чем двигатели, их вклад в конечную массу ракеты весомей.
А разве там был взрыв ТТУ? Там бак топливный бак с водородом рванул, сами ТТУ спокойно летели после того, как шаттл разметало на мелкие кусочки. Там экипаж спасла бы только САС и отделяемая кабина, но увы их там не было, так как разработчики заявили, что он надежен как самолет и аварий быть не может в принципе, а потому на этом можно сэкономить.
С ЖРД вероятность проблем того же уровня, что в случае с РДТТ куда ниже, особенно в случае вытеснительной подачи, когда количество элементов, требующихся для управления двигателем, сокращается до минимума и ломаться там особо не чему, как и нет проблем с температурным режимом.
Ну и опять же, в отличие от РДТТ, ЖРД можно спокойно прожечь перед пуском.
Проблемы с НК-33 — это проблема того, что их давно уже не делают, а у имеющихся вышли все гарантийные сроки хранения превышены в разы. Ну и если бы он производился до сих пор, проблемы там давно бы уже выявили и исправили.
А какой смысл возиться с твердотопливными ускорителями? Они дороже жидкостных ступеней, для них, что особенно актуально в условиях космодромов, используемых Россией, крайне важно поддержание определенного температурного режима, который создается сложнее, чем в случае жидкостных ракет, также они требует для своего навешивания на носитель вертикальной сборки, в СССР и России она не применяется по ряду причин, сборка носителя происходит в горизонтальном положении (и кстати тоже самое, в целях удешевления, применяет и Маск) — это не требует громоздких сооружений технического комплекса, облегчает вывоз носителя на старт (и говоря о вывозе — РДТТ устанавливается на ракету уже в полностью снаряженном состоянии, что многократно увеличивает массу незаправленного носителя, ракета на ЖРД в незаправленном виде минимум легче раз в десять, что опять же облегчает транспортировку). Также стоит упомянуть и о том, что экологический ущерб от сгорания твердого топлива значительно превышает ущерб от сгорания керосина или даже пары АТ-НДМГ. Также у РДТТ ниже удельный импульс, чем у долгохранимых высококипящих компонентов топлива, при прочих равных условиях из-за этого ракета на РДТТ для той же полезной нагрузки выйдет тяжелее, сложнее управление (в принципе прервать их горение можно, но это не такая простая процедура, как для ЖРД), режим работы должен быть задан заранее и не подлежит оперативной коррекции в процессе работы ракеты.
В СССР они были освоены позже из-за отставания в химической технологии от США, и к моменту достижения ядерного паритета большая часть советских МБР была на топливной паре АТ-НДМГ. На шаттле же они оказались вместо ускорителей на ЖРД из-за чисто бухгалтерского подхода к проектированию — на их разработку ушло бы меньше денег, но в целом в эксплуатации они выходили дороже (и как показала практика — намного дороже). Ускорители с ЖРД предполагались в одном из вариантов предельно упрощенными по конструкции — с вытеснительной подачей компонентов, а значит без самого сложного и напряженного элемента конструкции — ТНА, и конечно не особо высоким давлением в камере сгорания. Высокий же удельный импульс от первой ступени и не требуется, так что невысокие удельные параметры были бы компенсированы простотой отработки и эксплуатации.
А что с не так с двигателями Антареса? Много в мире РН, на которых использовались двигатели, уже 40 лет снятые с производства? К тому же они модифицировались после продажи сторонними организациями без участия предприятия-изготовителя, да и причину той аварии однозначно установить так и не удалось. Это может быть как дефект двигателя, так и проблемы с другими элементами ракеты, вроде наличия слишком крупных посторонних частиц в баках.
Разве Япония была очень развитой страной, когда запустила свой первый спутник? Напомню, это произошло еще в 70-м году и ракета, с пятой попытки выведшая Японию в космический клуб, «Лямбда -4S» выглядела куда слабее, чем то, чем сейчас располагает КНДР. Четыре ступени, система управления только на третьей — в общем крайне заковыристое техническое решение, типа носителя фон Брауна, запустившего первый американский искусственный спутник. Дебют Китая в следующем году выглядел более представительно даже по сравнению с Францией и Англией.
С точки зрения мотивации тот же Израиль в создании ракеты-носителя не очень отличался от КНДР — запуск спутников-шпионов и МБР для доставки ядерных боеголовок. И он вроде бы самая маленькая страна, которая смогла самостоятельно разработать ядерное оружие. Особенно забавен тот факт, что пуски израильских ракет-носителей осуществляются вообще против вращения Земли, дабы не иметь проблем с падением ступеней на чью-либо территорию.
Можно поступить с последним разгонником как в программе Н1-ЛЗ — использовать его для посадки ЛК. Собственный двигатель ЛК включался только на конечном этапе прилунения, а затем — для взлета. За счет этого можно сделать ЛК одноступенчатым, т.к. функции первой ступени на себя возьмет здесь «ДМ».
1) Для длительного функционирования предназначался предшественник блока «ДМ» — блок «Д», «ДМ» и его модификации живут не более 12 часов, т.к. в разгонных блока данного семейства используется криогенный компонент топлива, окислитель — жидкий кислород.
2) Малый срок существования данных разгонных блоков требует высокого темпа пусков, если собирать их в описанные выше «вязанки», но это входит в противоречие с имеющимися возможностями по пускам РН «Протон-М». Раньше, на этапе эксплуатации предыдущей версии ракеты, «Протон-К», на космодроме Байконур под нее было построено 4 пусковых установки, также была возможность задействовать дополнительных специалистов, что позволяло производить запуски с интервалом всего в 2-3 дня (что использовалось при запуске автоматических межпланетных станций, чтобы уложиться в пусковое окно). Сейчас, под пуски Протон-М, используется всего 2 пусковые установки, а 2 выведены из эксплуатации, минимальный промежуток между пусками составляет на современном этапе 2,5-3 недели, что делает невозможным даже сборку из 2-х блоков «Д», не говоря уже о четырех или пяти.
3) Откуда dV=1520? Там же метров 900, даже с учетом коррекций траектории.
Так это негодные аргументы, вот в чем проблема. И автор не понимает их ущербности. Катастрофы в первое десятилетие космических полетов и тем более в первых десяти полетах с людьми нового корабля можно объяснить недостатком опыта. Катастрофу в 25-м полете через 25 лет после первого полета человека в космос, когда уже набито большинство шишек и пролито достаточно крови, чтобы её хватило на написание толстенных инструкций, сложно объяснить иначе, чем изначальным наличием в корабле системных проблем. Отказ от скафандров на «Союзе» можно объяснит головокружением от успехов и несколько заниженной оценкой вероятности разгерметизации (причем подобный отказ действительно был единственным за всю историю корабля), но отказ от них уже после «Союза-11», на основании утверждений о надежности изделия на уровне самолета — это преступная халатность. То же самое относится к невозможности оперативно покинуть корабль. Собственно все это и выяснила комиссия, расследовавшая гибель «Челленджера», выяснившая, что изначальные оценки надежности были завышены на несколько порядков. Ну и подтвердила верность того, что из трех параметров — быстроты, дешевизны и качества, можно одновременно выбрать только два.
А где какие-либо аргументы во втором ответе? Там просто демонстрация того, автор даже логически мыслить не может. Современный «Союз» — это прямой наследник того самого, советского, у которого было всего два полета со смертельным исходом для экипажа (Союз-1 и Союз-11), причем они пришлись на его первые десять пилотируемых полетов (Союз-2 был беспилотным), после чего подобных ситуаций не было из-за того, что из них сделали необходимые выводы. Причем проблемы с «Союзом-1» были связаны с нарушением технологии производства, а разгерметизацию «Союза-11» вообще не удалось воспроизвести экспериментально, но скафандры в этом корабле появились и больше не исчезали. А теперь посмотрим на шаттл. Он является характерным примером летающего гроба на семерых в прямом смысле этого слова. Системы аварийного спасения там нет — экипаж в принципе не может быть спасен на начальном этапе полета. Экипаж «Союза» в подобной ситуации спокойно мог быть спасен, что и было продемонстрировано практически как на начальном этапе полета (взрыв на старте), так и на конечном участке выведения до сброса САС (отказ третьей ступени). Астронавтам потом дали штангу для экстренного покидания корабля через люк, но до люка еще надо успеть дойти. Разработчики просто постулировали абсолютную надежность корабля и решили, что им не нужно обеспечивать спасение экипажа. В первых полетах еще использовали катапультные кресла и скафандры, но к полету «Челленджера» скафандры не использовали несколько лет, а численность и размещение экипажа не позволяла применить катапультные кресла.
Дополнительным фактором, делающим «Союз» более безопасным, чем челноки, является иная концепция участия экипажа в управлении. Он не требует активного участия человека и в принципе может функционировать в полностью беспилотном режиме, при потерявшем сознание и не дееспособном экипаже.
Можно еще вспомнить про то, что если бы на разработке шаттла не экономили, то он был бы сделан из титановых сплавов, которые более устойчивы к воздействию высоких температур и «Колумбия» не начала бы разваливаться в воздухе, но тогда бы там была бы и отделяемая кабина, и жидкостные, а не твердотопливные ускорители, и может быть даже не было бы одноразового топливного бака, но это уже лирика.
А как вы сделаете ракету без денег? Того, что государство выделяло на Ангару в 90-е и в начале 2000-х хватало только на перевыпуск документации, но никак на производство полноценного железа и проведение летно-конструкторских испытаний. Первые летные испытания там вообще начались на иностранные деньги и от кого — от корейцев! Но к этому моменту уже успела скопить внушительная сумма потраченных впустую средств. Если бы деньги дали сразу, то ее сделали бы лет за пять и разработка обошлась бы в разы дешевле.
И не надо говорить про распил как российскую традицию. В США пилят куда в больших объемах — истории про молотки для Пентагона за 500$ появились отнюдь не вчера, так что мы просто заимствовали передовой зарубежный опыт. Просто у нас в целом меньше денег и потому за такое сажают, а не переводят с повышением в другую контору, как там. Ведь в этом и заключается принципиальная разница между нашими военными: там с начала 60-х утвердился принцип полной компенсации издержек производителю военной техники. Собственно, именно поэтому сейчас компания Маска и выглядит крайне выигрышно на местном рынке — производителям было выгодно завышать цену продукции, потому у них цена пуска и стала превышать таковую на международном рынке в разы. Даже Ариан-5 была вдвое дешевле того, что Пентагон давал за пуск Атласа-5, не говоря уже о некоторых снятых с эксплуатации носителях, таких как Титан-4. Ну или если обратиться к конверсионным ракетам, которые получались из списанных МБР — за их переделку правительство платило чуть ли не большую сумму, чем когда-то потратило на их производство, т.е. платило фактически дважды. Или такой вопиющий пример сверхдорогого носителя, как Пегасус — там вообще дело доходило до 90000$ за килограмм на низкой околоземной орбите — и это при полутонне полезной нагрузки. Он подорожал с 10 миллионов до 40 — за такие деньги можно было добыть на рынке ракету на порядок большей грузоподъемности. Но НАСА и Пентагон спокойно продолжали оплачивать подобные счета.
К тому же пилотируемые высадки осуществлялись в места, предварительно разведанные с орбиты автоматами, без этапа автоматической разведки рельефа, человек просто бы не справился с задачей высадки при существовавших ограничениях по массе, так как потребовались бы большие затраты топлива для зависания на конечном этапе посадки. Если же нужно просто попасть в нужную точку на поверхности Луны, даже без учета того, что в ней находится, то автоматы прекрасно обеспечивали высадку.
Если же вернуться к изначальной проблеме — возвращении на Земле в заданную точку, то она давно проводится без участия человека в полностью автоматическом режиме, причем даже с учетом отсутствия управления на конечном участке, т.к. для торможения используются парашюты, удается посадить спускаемый аппарат с точностью порядка 10 км. При наличии органов управления увеличить её даже в конце 60-х не было проблемой. Для тех же крылатых кораблей тогда посадка в режиме планирования была проблематична из-за недостаточных вычислительных возможностей, но это тогда компенсировали введением двигателей для полета в атмосфере, как например в проекте «Спираль». Спутниковые системы навигации на конечном этапе полета тогда можно было заменить радионавигацией.
Но если ориентиры уже есть, и посадка производится в разведенный район, то автоматика конца 60-х могла привести аппарат с точностью в единицы метров. Чему является примером посадка Аполлона-12 около «Сейвейера-3». Она проходила в автоматическом режиме, но астронавтам пришлось вмешаться в работу автопилота, чтобы не сесть прямо на «Сейвейер-3». Проблему реактивной посадки в заданную точку была решаема еще тогда, в том числе и на Земле, не зря она закладывалась в многочисленные проекты многоразовых ракет того периода.
А почему тогда автоматы на Луну сели раньше людей? «Луна-9» — январь 1966-го, полужесткая посадка на надувные амортизаторы, в июне того же года — «Сейвейер-1» — мягкая на посадочные опоры.
А разница между тем как садятся ракеты Маска и тем, как садились те же американские астронавты на Луну есть, и она заключается в том, что тяга одного двигателя первой ступени «Фалкон-9» почти вдвое превышает её сухую массу даже в режиме максимального дросселирования. Она не может реализовывать режим зависания, как лунный модуль, что делает процесс посадки крайне сложным и чувствительным к ошибкам измерений, так как времени на раздумья у автопилота нет. На землю так сесть еще можно, а вот на баржу, которая подвержена возмущением от качки, уже проблематично, нужна более умная система управления.
Так весь вопрос в том, какое — для 30-40 атмосфер в баке и 20-30 в камере сгорания двигателя масса азота выйдет под 7-10% от массы топлива. Баки его можно уменьшить, если хранить его в жидком состоянии, а в газообразное переводить по мере надобности, но они получатся довольно внушительные. Но самое печальное ведь в том, что он никуда не денется из ракеты и войдет в итоге в конечную массу. Гелий значительно легче, но дороже и с ним сложнее работать, так как он очень текуч.
2.И для него же ошибка в расходе топлива в несколько раз — там суммарно где-то 100 с небольшим суммарно должно быть.
3.Какое давление в баках? А то что-то баллоны с азотом кажутся подозрительно маленькими для ракеты с вытеснительной системой подачи.
4.Двигатели предполагаются новые, так? То есть для них потребуются испытания, стенды и т.п. — хоть свои, хоть в сторонней организации — и это деньги намного превышающие указанные суммы.
Пять штук на каждый ускоритель, сухая масса ускорителя 74,5 тонны, заправка запас топлива — 411 тонн, что в итоге должно было дать возможность вывести полезную нагрузку в 45 тонн, и то при сокращении массы ускорителя на 100 тонн. Двигатели отличались от штатных, для использования на начальном этапе выведения в нижних слоях атмосферы была уменьшена степень расширения сопла с 77,5 до 37, чтобы поднять удельный импульс на уровне моря. Также вводились специальные створки для защиты двигателей от морской воды при приземлении, ну и увеличивался диаметр для сохранения той же длины при уменьшении плотности топлива — с 3,7 до 6,7 метра.
На подобную на ГПО с недобором 1800 м/с (стандартная для Falcon 9) Протон-М с Бриз-М способен вывести примерно 6900 кг (и это с Байконура), а уж на ГСО его рекорд составляет 3700 кг.
С ЖРД вероятность проблем того же уровня, что в случае с РДТТ куда ниже, особенно в случае вытеснительной подачи, когда количество элементов, требующихся для управления двигателем, сокращается до минимума и ломаться там особо не чему, как и нет проблем с температурным режимом.
Ну и опять же, в отличие от РДТТ, ЖРД можно спокойно прожечь перед пуском.
Проблемы с НК-33 — это проблема того, что их давно уже не делают, а у имеющихся вышли все гарантийные сроки хранения превышены в разы. Ну и если бы он производился до сих пор, проблемы там давно бы уже выявили и исправили.
В СССР они были освоены позже из-за отставания в химической технологии от США, и к моменту достижения ядерного паритета большая часть советских МБР была на топливной паре АТ-НДМГ. На шаттле же они оказались вместо ускорителей на ЖРД из-за чисто бухгалтерского подхода к проектированию — на их разработку ушло бы меньше денег, но в целом в эксплуатации они выходили дороже (и как показала практика — намного дороже). Ускорители с ЖРД предполагались в одном из вариантов предельно упрощенными по конструкции — с вытеснительной подачей компонентов, а значит без самого сложного и напряженного элемента конструкции — ТНА, и конечно не особо высоким давлением в камере сгорания. Высокий же удельный импульс от первой ступени и не требуется, так что невысокие удельные параметры были бы компенсированы простотой отработки и эксплуатации.
С точки зрения мотивации тот же Израиль в создании ракеты-носителя не очень отличался от КНДР — запуск спутников-шпионов и МБР для доставки ядерных боеголовок. И он вроде бы самая маленькая страна, которая смогла самостоятельно разработать ядерное оружие. Особенно забавен тот факт, что пуски израильских ракет-носителей осуществляются вообще против вращения Земли, дабы не иметь проблем с падением ступеней на чью-либо территорию.
2) Малый срок существования данных разгонных блоков требует высокого темпа пусков, если собирать их в описанные выше «вязанки», но это входит в противоречие с имеющимися возможностями по пускам РН «Протон-М». Раньше, на этапе эксплуатации предыдущей версии ракеты, «Протон-К», на космодроме Байконур под нее было построено 4 пусковых установки, также была возможность задействовать дополнительных специалистов, что позволяло производить запуски с интервалом всего в 2-3 дня (что использовалось при запуске автоматических межпланетных станций, чтобы уложиться в пусковое окно). Сейчас, под пуски Протон-М, используется всего 2 пусковые установки, а 2 выведены из эксплуатации, минимальный промежуток между пусками составляет на современном этапе 2,5-3 недели, что делает невозможным даже сборку из 2-х блоков «Д», не говоря уже о четырех или пяти.
3) Откуда dV=1520? Там же метров 900, даже с учетом коррекций траектории.
Дополнительным фактором, делающим «Союз» более безопасным, чем челноки, является иная концепция участия экипажа в управлении. Он не требует активного участия человека и в принципе может функционировать в полностью беспилотном режиме, при потерявшем сознание и не дееспособном экипаже.
Можно еще вспомнить про то, что если бы на разработке шаттла не экономили, то он был бы сделан из титановых сплавов, которые более устойчивы к воздействию высоких температур и «Колумбия» не начала бы разваливаться в воздухе, но тогда бы там была бы и отделяемая кабина, и жидкостные, а не твердотопливные ускорители, и может быть даже не было бы одноразового топливного бака, но это уже лирика.