Называть блоки первой ступени STS ускорителями (не имея в виду дословный перевод, конечно) и приравнивать их функционально к самолётным ракетным ускорителям — совсем неправильно; я вот что хотел написать.
В пустоте 189 тс против 213 тс на номинале и 215 тс и 232 тс при форсировании — заметно, но для второй ступени не так уж существенно.
масса — заметно выше
РД0120 немного легче же. Другое дело, что количество двигателей у носителей разное.
Если бы на Шаттлах стояли РД-0120, то полезную нагрузку пришлось бы урезать тонны на три
И если бы вместе с тем вместо твердотопливных блоков первой ступени были блоки с РД-170 — не пришлось бы.
РД-0120 был одноразовым
Изначально закладывался трёхкратный ресурс. Позднее прорабатывался вопрос более многократного использования, в том числе для Interim HOTOL.
на Буране повторить ту же схему что на Шаттле не сумели
Отказались намеренно. Как из-за определённых проблем, вызываемых такой компоновкой орбитального самолёта, так и из-за желания иметь универсальную РН. (В общем-то, многоразовый корабль был не нужен, а для семейства универсальных РН задачи вырисовывались.) Проблем с двигателями не было.
полезная нагрузка при сохраняемых двигателях стремилась к нулю
Изначально у копии STS по компоновке закладывалась масса ПН 30 т, но, само собой, уже не узнать, сколько бы получилось.
Предложения и проекты разной степени проработанности с применением этого двигателя появлялись аж до середины 2010-х — то есть почти что вот прямо сейчас. Конечно, возобновление производства РД0120 можно считать невозможным, но это двигатель точно удался.
У первой ступени — крайне малый. У двигателей второй ступени всё-таки чуть ниже, чем у аналогичного РД0120, но тут ясно — обычно чем больше тяга, тем ниже удельный импульс.
Ускорители, сбрасываемые баки — это абсолютно нормальные вещи широко используемые в военной авиации
С авиацией сравнение совсем некорректное. У STS масса блоков первой ступени вместе с внешним баком (без топлива) составляла почти 60 % стартовой массы.
С «Салютом» пока ничего не произошло. Расчёты для «Ангары» делают до сих пор и будут продолжать — модернизация, усовершенствование. И новые «Протоны» проектируют там же.
3,7 т на Протоне-М — ни разу не мало. У очень немногих геостационарных спутников сухая масса превосходит эту величину, и то до 4 т не доходит; у большинства значительно меньше, так что по достижении ГСО масса аппарата близка к грузоподъёмности Протон-М-Бриз-М.
Адаптер и представляет собой полтора стыковочных агрегата.
Американское в нём — электрическое оборудование, мишени, крепления-рукоятки (хотя кажется, что для американского сегмента все унифицированные рукоятки делали в Канаде, но не суть) и внешняя оболочка.
«Клипер» — общее название всей темы тогдашнего нового пилотируемого корабля.
В конкурсе условие про Луну, вроде бы, и правда было. Но вот смог бы крылатый вариант от «Энергии» ему удовлетворить?
Не случайно: развитие ТКС от того же КБ «Салют», с увеличенным ВА на шесть человек. В «Федерации» почти наверняка от них нет ничего — разработал конкурент, как-никак.
«Клипер» от ГКНПЦ мог бы и в Луну. Хотя «Салют» и так уже был занят. А для «Энергии» производить два сильно разных пилотируемых корабля было бы труднее, да и вообще это затратнее.
ДМ лучше по грузоподъёмности и точности, к тому же кислородно-керосиновый (тут важно, что заправляется непосредственно на старте). Про стоимость не знаю, но навряд разница вообще имеет большое значение.
использование УРМ для второй ступени было великовато
Это для А1.2 вторая, для А5 уже третья. Блок первой ступени А1.2 и блоки первой и второй ступеней А5 одинаковые. Так, уточнение.
Потом вторую ступень решили сделать кислородно-водородной
Опять же, третью. Но с этим блоком грузоподъёмность намного больше, соответственно РН под другие задачи. А5(П) и А5В будут использовать параллельно.
третья ступень это разгонный блок Бриз-М который работает на токсичном гептиле
«Бриз-М» не ступень «Ангары». От НДМГ+АТ всё равно не отказаться, нужно же КА заправлять. «Бриз-М» со временем перестанут использовать, для тяжёлой «Ангары» останутся ДМ и КВТК.
Про то, кто какие геопереходные орбиты использует, перепутано. Это с опорной орбиты при выведении с Куру достаточно 1500 м/с до ГСО, а с Канаверала нужно 1800, он же севернее.
Называть блоки первой ступени STS ускорителями (не имея в виду дословный перевод, конечно) и приравнивать их функционально к самолётным ракетным ускорителям — совсем неправильно; я вот что хотел написать.
(Сразу видно уровень осведомлённости.) А это даже не балласт был: блок дополнительных приборов 37КБ массой 7150 кг.
Чё-т нет. Хотя 3 с — да, ерунда.
В пустоте 189 тс против 213 тс на номинале и 215 тс и 232 тс при форсировании — заметно, но для второй ступени не так уж существенно.
РД0120 немного легче же. Другое дело, что количество двигателей у носителей разное.
И если бы вместе с тем вместо твердотопливных блоков первой ступени были блоки с РД-170 — не пришлось бы.
Изначально закладывался трёхкратный ресурс. Позднее прорабатывался вопрос более многократного использования, в том числе для Interim HOTOL.
Отказались намеренно. Как из-за определённых проблем, вызываемых такой компоновкой орбитального самолёта, так и из-за желания иметь универсальную РН. (В общем-то, многоразовый корабль был не нужен, а для семейства универсальных РН задачи вырисовывались.) Проблем с двигателями не было.
Изначально у копии STS по компоновке закладывалась масса ПН 30 т, но, само собой, уже не узнать, сколько бы получилось.
https://www.rocket.com/rs-25-engine
http://www.kbkha.ru/?p=8&cat=8&prod=34
http://www.buran.ru/htm/rd0120.htm
http://www.buran.ru/htm/os-120.htm
http://www.buran.ru/htm/ok-92.htm
Предложения и проекты разной степени проработанности с применением этого двигателя появлялись аж до середины 2010-х — то есть почти что вот прямо сейчас. Конечно, возобновление производства РД0120 можно считать невозможным, но это двигатель точно удался.
У первой ступени — крайне малый. У двигателей второй ступени всё-таки чуть ниже, чем у аналогичного РД0120, но тут ясно — обычно чем больше тяга, тем ниже удельный импульс.
С авиацией сравнение совсем некорректное. У STS масса блоков первой ступени вместе с внешним баком (без топлива) составляла почти 60 % стартовой массы.
Детонационный ракетный двигатель как раз предполагает больший КПД.
http://istina.msu.ru/media/publications/article/070/aa6/10902423/Detonatsionnyie_reaktivnyie_dvigateli._Chast_I_-_termodinamicheskij_tsikl.pdf
С «Салютом» пока ничего не произошло. Расчёты для «Ангары» делают до сих пор и будут продолжать — модернизация, усовершенствование. И новые «Протоны» проектируют там же.
3,7 т на Протоне-М — ни разу не мало. У очень немногих геостационарных спутников сухая масса превосходит эту величину, и то до 4 т не доходит; у большинства значительно меньше, так что по достижении ГСО масса аппарата близка к грузоподъёмности Протон-М-Бриз-М.
Любопытно; где можно прочесть?
Адаптер и представляет собой полтора стыковочных агрегата.
Американское в нём — электрическое оборудование, мишени, крепления-рукоятки (хотя кажется, что для американского сегмента все унифицированные рукоятки делали в Канаде, но не суть) и внешняя оболочка.
По меньшей мере несущая конструкция и механика стыковочных агрегатов (силовые шпангоуты с замками) сделаны «Энергией».
Основано ли хоть на чём-нибудь это утверждение? (Риторический вопрос.)
«Клипер» — общее название всей темы тогдашнего нового пилотируемого корабля.
В конкурсе условие про Луну, вроде бы, и правда было. Но вот смог бы крылатый вариант от «Энергии» ему удовлетворить?
Не случайно: развитие ТКС от того же КБ «Салют», с увеличенным ВА на шесть человек. В «Федерации» почти наверняка от них нет ничего — разработал конкурент, как-никак.
«Клипер» от ГКНПЦ мог бы и в Луну. Хотя «Салют» и так уже был занят. А для «Энергии» производить два сильно разных пилотируемых корабля было бы труднее, да и вообще это затратнее.
Опечатались. «Δv на ГСО» в обеих строчках надо.
У ДМ разных модификаций до трёх или пяти (ДМ-03, например) включений двигателя.
Не знаю, из-за чего точность выше.
ДМ лучше по грузоподъёмности и точности, к тому же кислородно-керосиновый (тут важно, что заправляется непосредственно на старте). Про стоимость не знаю, но навряд разница вообще имеет большое значение.
Для РН лёгкого класса в самый раз.
Это для А1.2 вторая, для А5 уже третья. Блок первой ступени А1.2 и блоки первой и второй ступеней А5 одинаковые. Так, уточнение.
Опять же, третью. Но с этим блоком грузоподъёмность намного больше, соответственно РН под другие задачи. А5(П) и А5В будут использовать параллельно.
«Бриз-М» не ступень «Ангары». От НДМГ+АТ всё равно не отказаться, нужно же КА заправлять. «Бриз-М» со временем перестанут использовать, для тяжёлой «Ангары» останутся ДМ и КВТК.
Не с УРМ-2, а кислородно-водородным блоком.
Про то, кто какие геопереходные орбиты использует, перепутано. Это с опорной орбиты при выведении с Куру достаточно 1500 м/с до ГСО, а с Канаверала нужно 1800, он же севернее.