omega-hyperon

Был бы Фалкон-9 чуть меньше, можно было бы вертолетный подхват попробовать. Для УРМ-1 «Ангары» его предлагали, но у нас все-таки опыта в этом нет. А для США это отработанная технология, капсулы с пленкой со спутников-шпионов они в конце 50-х ловили.

Так из него те же «Байкалы» и выросли — уменьшенная версия под современные реалии. Это в СССР могли замахиваться на 30 пусков «Энергии» в год, для чего собственно и начали эти проработки многоразовости для боковых блоков, так как существующие заводы уже не смогли бы справится с подобными объемами производства.

>Давайте хоть головной обтекатель снимем и полезную нагрузку отдельно… все таки почти больше 13 метров длинны выиграем…

Первая ступень там все равно длиной 50 с лишним метров, потому она не вписывается в российские стандарты негабаритности как для автотранспорта, так и для жд и авиации. У Зенита первая ступень почти на 20 метров короче именно для удобства ее транспортировки по жд.

>Через лес не пройдет, не танк… А вот по просеке идет прекрасно (сам видел на учениях) Просека дешевле железной дороги или шоссе правда?

Просеку надо еще прорубить, на так ли? И она что, будет идти до завода-изготовителя? Ракету все равно придется транспортировать по жд или авиацией, а потому больше 30 с небольшим метров, если пользоваться имеющимися в России средствами, при более-менее стандартной форме она быть не может. Был проект модульной сверхтяжелой РН «Виктория-К» с баками довольно специфической формы, чтобы обеспечить их вписывание в жд габарит при увеличенной длине, но ее младшие версии были крайне переразмерены по массе и габаритам относительно оптимума.

А что он может проиллюстрировать, раз летал всего один раз? Шаттл предполагалось использовать и при пусках на полярные орбиты, но увы, не срослось, хотя стартовый комплекс в Вандерберге для него был построен, но из-за катастрофы «Челленджера» от этих планов отказались, вернувшись снова к одноразовым ракетам как основному средству выведения спутников.

Место все равно не самое удачное — раньше там космодром «Свободный» был и как один из аргументов при его создании было наличие квалифицированных кадров, так как там дивизия РВСН базировалась. Но её-то давно уже нет, так что когда там реально стали строить космодром, теперь уже «Восточный», этот аргумент отпал. Можно было бы строиться поближе к морю, но там вылезут не только климатические проблемы как ограничения для пусков (непогода), но и проблемы с хранением ракет и их подготовкой к пуску. Морской климат крайне деструктивно действует на традиционно используемые материалы, техника очень быстро гнить начинает.

Первая ракета была нормальной, большой, доставила на Луну маленький экипаж, они нашли антигравитационный камень. Потом на базе его построили большую ракету на 50 коротышек, которую угнали и за которой послали вторую нормальную, с 12-ю членами экипажа.

С Байконура, как с Канаверела, F9 не способен вывести на ГСО ни килограмма, так как в его руководстве пользователя последней редакции от 21 октября 2015 года ГСО нет в списке возможных орбит (см. стр.14). Там есть только ГПО и только с наклонением 28,5 градуса.

>И ещё раз: крылья весят больше, чем системы и топливо для возврата к месту старта у F9.

Для каких конкретно условий? Как показано авторами упомянутой вами статьи, при наличии необходимости обязательного возврата первой ступени к точке старта масса системы с использованием крыльев оказывается меньше, чем в случае схемы, используемой F9 для случая возврата к месту старта, которая аналогична предложенной в свое время для РН «Россиянка». Позволю себе напомнить, что масса спутников, которые F9 вывел с последующим возвратом первой ступени к месту старта, была довольно скромной, чуть меньше 2-х тонн, причем выводились они отнюдь не на ГПО.

И кто его поднимет? 20 тонн — это верхний предел для Ми-26, более грузоподъемных вертолетов на данный момент в мире просто нет. Милевский В-12, которому принадлежит абсолютный рекорд в данной области, так и остался экспериментальной машиной и серийно не выпускался.

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.

Весь вопрос в том, могут ли они в принципе осилить такой проект, если носителями до этого не занимались.

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.

Весь вопрос в том, чтобы у государства были эти самые лишние 4 с лишним миллиарда.

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.

Тормозить об нее уже можно, значит есть. Садиться на какой-нибудь Меркурий, где с ней не лучше, чем на Луне, куда более затратно, чем на Марс.

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.

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.