Насчет масштабов — вопрос дискуссионный. Тяга двигателя явно за пределами того уровня, где уже работает регенеративное охлаждение (то есть за 1-1,5 тонны для большинства имеющихся компонентов топлива) и насос туда, при давление почти в 70 атмосфер, явно проситься. Все-таки суммарная тяга почти в 60 тонн — это несколько больше, чем было у первых версий Merlin.
Так что в качестве основного аргумента остается только время запуска двигателя — но зато сколько дополнительной массы это тянет за собой — масса баков, газа наддува и т.п. Если уж критично время запуска — проще поставить сбрасываемую САС на РДТТ. К тому же с учетом запаса по энергетике, если сравнивать массу Dragon V2 в 12 тонн и ПН последней версии Falcon 9 22.8 тонны, запас по энергетике там все равно приличный. Если снять САС на ЖРД и заменить на РДТТ, может даже выигрыш будет, при условии отказа от ракетной посадки, раз уж на нее НАСА не согласно.
Метилгидразин вытеснять? Так там его всего ничего.
А он что, сам может из бака в двигатель попасть? Там все равно надо чем-то вытеснять, так что один, а то и два баллона с газом наддува в системе скорей всего есть. Хотя с самовоспламеняющимися компонентами возможны и такие интересные решения, как использования впрыска горючего в бак окислителя, а окислителя в бак горючего для создания давления наддува. Но это только для ракет-носителей.
Так весь вопрос в том, что именно в СССР, если считать с момента официального зарождения отрасли — с 1946-го года, таких наказаний не было вообще. Ракеты падали — и к этому относились абсолютно нормально, а сейчас главы предприятий слетают буквально за одну-две аварии или за небольшой косяк, приведший к задержке запуска (если уж вспомнить первый пуск с Восточного и наказание одного из смежников за перенос пуска на сутки). Вот в 1978-м году упало целых три Протона-К за год. Три! И что? Генерального конструктора КБ «Салют» Д.А. Полухина сняли? Нет. Директора завода им. Хруничева А.И. Киселева, который эти ракеты делал, сняли? Нет. И это всего лишь за одни, самый урожайный на аварии Протона, год. За всю их работу на этих должностях ракет упало еще больше. А уж сколько упало «семерок» у Королева? Да его преемника В.П. Мишина сняли после 4-х аварий Н-1 подряд, проигрыша лунной гонки и двух катастроф «Союзов», не говоря уж о всякой мелочевке. А 24 октября 1960-го? За это разве сняли Янгеля? Нет.
Сейчас же на таких должностях долго не сидят, меняют практически сразу — в результате получаем очень ярко выраженную отрицательную селекцию для руководителей верхнего уровня.
Так и при вращении можно это делать, главное немного изменить момент инерции зеркала: Эффект Джанибекова
Если конструкция бескаркасного зеркала имеет противовращающийся ротор, чтобы компенсировать кинетический момент, то поворот можно реализовать за счет небольшого изменения угла между осями роторов.
Идея отражателей для подсветки земной поверхности давняя, восходит практически к отцам-основателям космонавтики. В свое время была предложена крайне радикальная ее вариация: В.Черенков. «Кольцо Сатурна» вокруг Земли
Хороший обзор возможных систем зеркал есть в книге Крафта Эрике Будущее космической индустрии, в главе 5 «Свет из космоса». Назначение рассматриваемых там систем зеркал разнообразно — от подсветки городов ночью до повышения продуктивности сельского хозяйства, или например, биопродуктивности океана.
Если говорить о массовом совершенстве, то лучше всего использовать тот же принцип, что был заложен в эксперименте «Знамя-2»: конструкция, раскрываемая и удерживающая форму за счет центробежных сил. Каркас там не нужен, а резко уменьшает удельную массу, также решены вопросы с управлением ее положением и формой. Масштабируемость там прекрасная. Центробежные бескаркасные крупногабаритные космические конструкции — отечественная монография на данную тему.
И насчет массы, отправляемой к Марсу — важно, для какого конкретного положения Земли и Марса производятся баллистические расчеты. Скорость, которую необходимо сообщить для встречи с Марсом довольно сильно плавает, на сайте же SpaceX оговорки на эту тему нет, так что сложно понять, что тут сравнивается: мог ли Ф9 отправить ЭкзоМарс-2016 к Марсу в тот же день, что и Протон-М? Или бы ему банально не хватило сил. В руководстве же пользователя Ф9, которое не обновлялось с 2015-го года, на это ответа нет. Однако в руководстве пользователя «Протона-М»/«Бриз-М» есть таблица с зависимость полезной нагрузки от сообщаемого ей гиперболического избытка скорости (т.е. скорости на бесконечности), она на 19-й странице приложения F mk0ilslaunchupbj5chy.kinstacdn.com/wp-content/uploads/pdf/PMPG%20Section%20F.pdf
А что символизирует последняя колонка под названием «Эффективность»? Если аппарат легче, его просто выводят на более выгодную переходную орбиту и ему приходится тратить меньше своего топлива для выхода на ГСО. Собственно, в руководстве пользователя «Протон-М»/«Бриз-М», в разделе про возможности носителя, на эту тему есть несколько интересных графиков. Например, для стандартной девятичасовой схемы выведения он приведен на 22-й странице mk0ilslaunchupbj5chy.kinstacdn.com/wp-content/uploads/pdf/PMPG%20Section%202.pdf
Ф9 на низкую орбиту уже столько же примерно, сколько и Протон-М выводит, если верить тому, что на сайте для Блок 5 написано, т.е. 22,8 тонны на НОО и 8,3 на ГПО-1800 (если без посадки). У Протона-М с Бриз-М максимум при выведении на такую же орбиту составил ~6,9 тонны (Экостар-21, массой 6871 кг). При этом не стоит забывать, что Протон еще и ограничен полями падения ступеней, так как летит над сушей существенную часть траектории. Также полезную нагрузку убавляет и то, что третья его ступень должна топиться в океане ради борьбы с образованием космического мусора, а потому оптимизировать выведение, организовав более выгодное сопряжение участков работы РН и РБ нельзя. Космодром не непосредственно на берегу океана — это наказание.
На форуме «Новости космонавтики» еще в прошлом году приводили интересную ссылку про запрет Конгрессом сотрудничества в сфере пусковых услуг с российскими компаниями, вступающий в силу с 2023-го года: novosti-kosmonavtiki.ru/forum/forum13/topic16255
Так что запрет будет и после 21-го года, если брать средний срок от заключения контракта до пуска, заказчиков на пуски оттуда у России больше не будет. Китай с таким запретом уже лет 20 живет, и ничего.
Ну так оно не совсем гладко прошло, все-таки. Конечная орбита, если мне не изменяет память, там довольно сильно отличалась от расчетной. Но каких-либо проблем в том, чтобы довести ее до требований по надежности американских военных я не вижу. И для США это довольно редкая, хоть и хорошо оплачиваемая опция в общем потоке заказов, а для России печальная необходимость для всех пусков на ГПО/ГСО, которая удорожает их при прочих равных условиях.
Разве у военных не может быть задач, требующих многоразовых средств выведения? Например, это может быть целесообразным из-за большого требуемого количества запусков или ограничений на их стоимость. Для той же «Энергии» насчет многоразовости задумались именно поэтому — при 40 пусках в год сделать ракету частично многоразовой было бы более выгодно, чем увеличивать производственные мощности.
Может, я кажусь, слишком уж придирчивым, но Бриз-М (который с Протоном летает( и Бриз-КМ (который используется в Рокоте) — это разные разгонные блоки. У них даже «мозги» разных производителей, помимо ряда конструктивных отличий.
Вот как покажут пуск на ГСО, тогда и поговорим, как говориться. Пуск на ГСО существенно усложняет работу второй ступени, так программа выведения увеличивается до 7 часов — растет расход топлива на поддержание заданной ориентации, расход электроэнергии, усложняется программа полета для достижения заданных тепловых режимов выводимого КА.
В принципе данная опция мало востребована на коммерческом рынке, но в ней периодически возникает нужда у Пентагона для выведения крупных аппаратов напрямую на ГСО. Так что дополнительные доработки в принципе окупаются за счет жирных госконтрактов.
Только для российских условий разницы между выведением на ГПО-1500, ГПО-1800 или ГСО особой нет: наклонение орбиты все равно менять приходится, так как даже для Байконура стандартная ГПО-2300, ну а на такие дополнительные затраты топлива для аппарата мало кто согласен.
Так что в качестве основного аргумента остается только время запуска двигателя — но зато сколько дополнительной массы это тянет за собой — масса баков, газа наддува и т.п. Если уж критично время запуска — проще поставить сбрасываемую САС на РДТТ. К тому же с учетом запаса по энергетике, если сравнивать массу Dragon V2 в 12 тонн и ПН последней версии Falcon 9 22.8 тонны, запас по энергетике там все равно приличный. Если снять САС на ЖРД и заменить на РДТТ, может даже выигрыш будет, при условии отказа от ракетной посадки, раз уж на нее НАСА не согласно.
САС на ЖРД еще у CST-100 есть. Кстати, у них тоже были проблемы с работой двигательной установки.
А он что, сам может из бака в двигатель попасть? Там все равно надо чем-то вытеснять, так что один, а то и два баллона с газом наддува в системе скорей всего есть. Хотя с самовоспламеняющимися компонентами возможны и такие интересные решения, как использования впрыска горючего в бак окислителя, а окислителя в бак горючего для создания давления наддува. Но это только для ракет-носителей.
Сейчас же на таких должностях долго не сидят, меняют практически сразу — в результате получаем очень ярко выраженную отрицательную селекцию для руководителей верхнего уровня.
Если конструкция бескаркасного зеркала имеет противовращающийся ротор, чтобы компенсировать кинетический момент, то поворот можно реализовать за счет небольшого изменения угла между осями роторов.
В.Черенков. «Кольцо Сатурна» вокруг Земли
Хороший обзор возможных систем зеркал есть в книге Крафта Эрике Будущее космической индустрии, в главе 5 «Свет из космоса». Назначение рассматриваемых там систем зеркал разнообразно — от подсветки городов ночью до повышения продуктивности сельского хозяйства, или например, биопродуктивности океана.
Центробежные бескаркасные крупногабаритные космические конструкции — отечественная монография на данную тему.
novosti-kosmonavtiki.ru/forum/forum13/topic16255
Так что запрет будет и после 21-го года, если брать средний срок от заключения контракта до пуска, заказчиков на пуски оттуда у России больше не будет. Китай с таким запретом уже лет 20 живет, и ничего.
В принципе данная опция мало востребована на коммерческом рынке, но в ней периодически возникает нужда у Пентагона для выведения крупных аппаратов напрямую на ГСО. Так что дополнительные доработки в принципе окупаются за счет жирных госконтрактов.
Только для российских условий разницы между выведением на ГПО-1500, ГПО-1800 или ГСО особой нет: наклонение орбиты все равно менять приходится, так как даже для Байконура стандартная ГПО-2300, ну а на такие дополнительные затраты топлива для аппарата мало кто согласен.