По-моему, вы немного некорректно применяете термины. Социализм — это общественная собственность на средства производства, а то, что вы скорее всего им называете, это социальные гарантии работникам, которые выбили из работодателей профсоюзы в результате своей деятельности. Под ними обычно понимают соглашения о минимальной почасовой плате, отпуска, страхование по болезни, пенсионное обеспечение, ограничение продолжительности рабочего дня (пресловутый 8-часовой рабочий день), оплату сверхурочных и тому подобное.
Идеал социализма «каждому по потребностям, от каждого — по способностям» и есть автоматическое уничтожение созидательной деятельности.
Хочу внести небольшую поправку — принцип социализма: «от каждого — по способностям, каждому — по труду», а то, что вы привели — это принцип коммунизма.
а в городе-банкроте, состоящем из гетто чуть более чем полностью — все нормалек?
Он имеет ввиду период, когда этот город не был банкротом, а был центром американской автопромышленности, в котором на фабриках трудились рабочие, являвшиеся членами профсоюзов. И благодаря защите профсоюзов они получали приличные деньги.
Что? И зачем, во-первых, переводить ступень с более высокоэнергетического топлива на менее, и во-вторых — вы вообще свойства топливных пар кислород-метан и кислород-водород представляете? Там средняя плотность в два с лишним раза отличается раз, ну и соотношение между температурами компонентов там тоже разное два.
Вас не затруднит привести во-первых источник цифры, а во-вторых курс доллара на тот момент, когда озвучивалась? Большую часть затрат в ней составляет строительство стартового и технического комплексов, затрат, которые у Маска почти отсутствуют, ввиду того, что он не построил ни одного нового старта для пуска РН «Фалкон 9», а использовал построенные ранее. На территории РФ, к сожалению, не наблюдает большого количества стартовых комплексов ракет тяжелого и свертяжелого классов, так как в советское время все стартовые сооружения подобного уровня располагались на космодроме Байконур, который, внезапно, оказался за границей. Также стоит учесть и климатические условия, в которых находятся данные сооружения в РФ и в США — у нас они куда быстрее придут в негодность и требуют большей капитальности ввиду особенностей климата. Россия не Америка, как бы это банально не звучало.
И хочу задать один крайне бестактный и нечестный вопрос — вы ТЗ на «Ангару» читали? Нет? Ну тогда на основании чего вы какие-либо претензии к ней предъявляете? Хотя, на мой взгляд, это чисто формальная придирка. Как вопрос, не приходилось ли вам читать «Основы техники ракетного полета» Феодосьева — хотя такой вопрос — это уже матерый троллинг и крайне запущенный случай демагогии. Насколько я понимаю, на данном ресурсе данная книга вообще под запретом.
Если вы про «Ангара» в целом, то все это затевалось ради обеспечения независимого доступа в космос с территории РФ по заказу Министерства обороны. Собственно, именно поэтому старт из Плесецка, ввиду того, что строительство нового космодрома на начало 90-х выглядело мало реальным из бюджетных соображений, а потому был выбран самый высокопроизводительный космодром планеты (пуски с него в советское время шли чаще, чем с Байконура). Но в виду нерегулярного выделения финансирования, создание комплекса растянулось на два с лишним десятилетия. Ведь ракетчики — не волшебники, и как и все люди, работают по принципу — утром деньги, вечером стулья.
Благородный дон хоть раз схему ПГС РН видел? Само топливо никуда не потечет, а останется в баке, если ему не помочь с помощью довольно сложной системы. Чтобы оно из него начало течь, в нем нужно создать предварительный наддув — как — это отдельный сложный вопрос, который зависит как общей схемы подачи топлива в двигатель (вытеснительная или насосная), так и от того, какие компоненты топлива используются. Это может быть инертный газ из баллонов (азот или гелий), это может быть подогретый компонент топлива или даже может использоваться распыление горючего в баке окислителя или окислителя в баке горючего в целом вариантов много.
Также проблемы возникают на выходе из бака — чтобы не возникало различных побочных явлений при попадании компонентов топлива в трубопроводы, использую заборные устройства специальной формы.
Конечно же бак оснащен системой контроля уровня, чтобы расход компонентов топлива был синхронизирован как между баками, так и с потребностями двигателя.
Также там может стоять бустерный насос, для облегчения работы ТНА.
Ну и не следует забывать про демпфирующие перегородки в баке — которые устанавливаются для гашения колебаний топлива в полете, чтобы они не оказывали сильного влияния на движение ракеты вокруг центра масс и не требовались дополнительные управляющие воздействия для управления.
Ну и не забываем про различные предохранительные устройства, без них судьба ракеты может быть крайне печальна. В качестве примера можно привести аварии с участием РН «Фалкон 9», как в полете — при выведении космического грузовика, так и на земле, перед предстартовым прожигом двигателей — избыточное давление способно запросто разорвать бак.
Если же переходить к вопросу об организации перелива между баками — то это выливается в организацию дополнительных пневмогидравлических связей между баками по каждому из компонентов топлива и дополнительной синхронизации их опорожнения. Ну и не забываем про то, что условия работы разъемного стыка, расстыковываемого перед стартом и в полете будут существенно отличаться, и это потребует дополнительного объема экспериментальной отработки.
А перелив водорода американцы вполне умеют — он на шаттле был.
Каким боком поступление горючего из топливного бака в двигатель является переливом? Там же всего по одному баку горючего и окислителя было — что и куда переливалось?
Ну хоть кто-то вспомнил про работы с Южной Кореей! А разгадка одна — и Ангара-1.2, и Ангара-А5 должны летать с одного, универсального стартового стола — и пока он не был достроен, ЛКИ в Плесецке начаться не могли в принципе. А строительство стартвого и технического комплексов РН «Ангара» там вел отнюдь не ГКНПЦ, и к тому же, из-за регулярных перебоев с финансированием, строительство неоднократно замораживалось. В общих же затратах на создание новых средств выведения в РФ, строительство наземной инфраструктуры занимает существенно больше половины — проектирование и создание производства обходятся в разы дешевле строительства старта с нуля.
У разработчиков С-5 было то время, которого не было у разработчиков Н-1. Отсутствие времени нельзя заменить даже увеличенными вложениями, которых опять же не было. Н-1 в лунном направлении стала развиваться только с 1964-го года, при установленном сроке экспедиции в 1967-68-м годах. Это даже с американскими ресурсами было нереально.
— водород — да, и сложно, и взрывоопасно. но обладает нужной энергетикой. Вас, надеюсь, не удивлет, что Ангару планируется использовать в том числе с разгонниками КВТК/КВСК? Шаттл совершил 135 полетов, и катастрофы были не по «водородной» вине, энергия 2 полета, дельта-4 более тридцати пусков.
И по чем у них был пуск? Водород — это очень хороший способ увеличить полезную нагрузку, если вам не хочется увеличивать саму ракету, но он имеет кучу недостатков. Работа с ним требует особых мер безопасности, а взрывается он, смешавшись с воздухом, очень хорошо. Помимо этого он требует мощной инфраструктуры на старте — требуется наладить его непрерывную подачу, а это можно сделать только с помощью сложного и дорогостоящего оборудования. Собственно, это выливается в случае редких пусков, как это вышло у Шаттла и Дельты-4, в крайне высокую стоимость единичного пуска. Шаттл, если рассматривать его только как средство выведения, выглядит вообще верхом неэффективности. Так как с ним использовались только твердотопливные разгонные блоки IUS, его ПН при пусках на ГПО была примерно на уровне Протона-К с ДМ. Только возни с ним было, как с Сатурном-5, если не больше. Дельта-4 же летает не особо часто, и используется в своей тяжелой версии для особо уникальных миссий с очень большой ПН. Из американских ракет ее превзошел только Фалкон Хэви.
Он похож на него только общей компоновкой, начинка там вся другая, включая даже пульты космонавтов.
Алмаз-ТКС это увеличенный КК Союз
Чего? ТКС — это абсолютно независимая разработка фирмы Челомея, чего там от Союза-то? У него есть общие компоновочные идеи с Союзом-ВИ из Самары, но разве что в виде люка в днище через теплозащиту.
Весь вопрос в том, откуда возникли проблемы с двигателем. На видео последнего полета Н-1 почему-то разрушение начинается с верхней части РН, а не с первой ступени.
«Я утверждаю, что H1 возит воздух. Сравните его весовые характеристики с „Сатурном-5“. Сухой вес единицы объема первой ступени H1 в два с половиной раза хуже „Сатурна-5“, второй ступени хуже в пять раз и третьей — в три с половиной раза. Это при почти равных объемах самих ступеней.
А разве ракета-носитель — это воздухоплавательный аппарат? В ее отношении имеет смысл рассуждать только о стартовой и конечной массах ступеней. Первая ступень Н-1 имела стартовую массу в 1880 тонн, а сухую в 130 тонн, для Сатурна-5 это 2145 тонн и 135 тонн соответственно. То есть доля массы конструкции от стартовой для них составит — 0,069 и 0,063 соотвественно, то есть разница примерно в 10% в пользу Сатурна-5. Также не стоит забывать, что в формуле Циолковского это соотношение начальной и конечной массы стоят под логарифмом. Стоит вспомнить и про разницу в эффективности работы двигателей, то есть об их удельном импульсе. Для НК-15 на уровне моря он составлял 297 с, а для F-1 — 265, то есть те же самые 10% разницы, только в пользу Н-1. Конкретно же про воздух можно сказать следующее — он непрерывно стравливается через систему дренажа во время полета. К моменту разделения ступеней его там уже больше, чем на порядок меньше, чем на старте.
Я не хотел упоминать об ошибках, которые допущены в газодинамике. Да будет вам известно, что только за счет перепада давления под днищем первой ступени мы теряем более 750 тонн.
Теряем конкретно в чем? Цитата слишком выдрана из контекста, чтобы понять, к чему это относится. Вообще, на аэродинамику при таких габаритах и стартовой массе можно особо не обращать внимания, на ПН она почти не сказывается, только вот по управлению могут возникнуть трудности.
Важно обратить внимание на то, почему именно такой она получилась и почему именно такие технические решения были приняты. В журнале «Новости космонавтики» была очень хорошая статья на эту тему, написанная Дмитрием Воронцовым. Когда он пришел, как молодой специалист, на работу в Волжский филиал «Энергии», его тоже по-началу возмущали технические решения, принятые в Н-1, но потом, ознакомившись с пока еще не уничтоженной на тот момент документацией, он смог многое в ней понять и объяснить. Самый интересный вопрос — почему сферические баки? Собственно, из-за них такие больше сухие отсеки и образовались. Ответ оказался следующим: наша промышленность на тот момент не могла наладить изготовление цилиндрических баков большого (больше 4 м) диаметра с фрезерованными стенками. Поэтому-то и были приняты сферически баки. Из сопромата следует, что сферических бак при прочих равных условиях может иметь вдвое меньшую толщину стенок, чем цилиндрический бак такого же диаметра. Вот эту толщину и удавалось взять с помощью использовавшей тогда аргонно-дуговой сварки. Так как проект был сильно стеснен в средствах, то пришлось использовать имеющийся космодром, а не создавать новый, в зоне с лучшей транспортной доступностью, для чего в итоге пришлось строить завод для окончательной сборки РН прямо на космодроме. Были варианты с транспортировкой по воде, но при этом требовалось создавать новый космодром на берегу Каспия. Строительство специальных транспортеров для перевозки на большие расстояния по суше также дорого и проблематично. Американцы же спокойно могли возить первую ступень Сатурна-5 по воде на космодром. А это крайне выгодный и самый нежный по отношению к ступени способ. Не стоит забывать и о том, что наш ведущий двигателист В.П.Глушко довольно долго не считал кислородно-водородное топливо перспективным, а потому мы на тот момент существенно отставали от американцев в разработке водородных двигателей как малой, так и большой тяги. Это сразу значительно ограничило полезную нагрузку носителя, у водорода удельный импульс на 30% выше, чем у керосина с кислородом.
Что вы имеете ввиду под полной загрузкой? Энергетика РН «Протон» при орбитальных пусках всегда используется на полную вне зависимости от типа целевой орбиты. Вес разгонного блока с космическим аппаратом для полета на ГСО/ГПО даже побольше будет, чем при выведении модуля орбитальной станции без использования разгонного блока.
Если говорить о низкоорбитальных пусках, то их примерно за два десятка наберется для «Протона-К» — это все «Салюты», транспортные корабли снабжения, как отдельно испытанные, так и пристыкованные к ним, это все модули «Мира» и пара модулей МКС.
В случае пусков на ГПО, если масса аппарата меньше максимальной, то он выводится на более выгодную для него траекторию и тратит меньше топлива для перехода на ГСО.
Зато жидкий метан при определенных условиях имеет почти такую же температуру, что и жидкий кислород, что позволяет легко сделать совмещенные днища баков горючего и окислителя, тем самым облегчив конструкцию, что в сочетании с более высоким удельным импульсом даст дополнительный выигрыш. Или, можно чуть поступиться удельным импульсом и использовать соотношение компонентов с увеличенным содержанием окислителя, что позволит поднять итоговую плотность топлива за счет небольшого снижения удельного импульса и опять же получить выигрыш в массе конструкции и даже габаритах. Все равно на этапе полета первой ступени удельный импульс не так важен.
Ну так описанное вами означает следующее — сделать именно что НОВЫЙ двигатель. Даже просто при изменении технологического процесса производства старого, с учетом изменившихся материалов и оборудования потребуются дополнительные испытания, чтобы понять, что вышло не хуже. Да и разве там многое зависит от электроники? В области базовой конструкции двигателей все равно практически нет никаких серьезных изменений за последние 40 лет. НК-33 хорош ненапряженной конструкцией, если смотреть относительно семейства РД-170 и простотой, так как сделан с расчетом на только одно включение в полете и что-либо менять в нем в этом плане не нужно.
Касательно ситуации с припоями на ВМЗ — это не Хруничев погорел, а эффективные менеджеры, в него назначенные. Как писал один специалист из Воронежа, припой перепутали (именно перепутали, он до сих производиться) из-за оптимизационных мероприятий. Решили сэкономить площади и закрыть одну из двух кладовых в цехе, где делались комплектующие для двух разных двигателей. Тупые и неэффективные советские инженеры зачем-то решили сделать такую вот защиту от дурака — разнесли снабжение производственных участков РАЗНЫХ изделий на РАЗНЫЕ кладовые. Умные и эффективные менеджеры боролось за эффективное использование площади и решили эту ситуацию исправить. Ну и исправили. В результате был перепутан разделанный и готовый к употреблению припой, который визуально ничем не отличался от необходимого. Вот и паяли движки не тем, пока это не всплыло на испытаниях и военприемка не подняла по этому поводу шум. Старый предохранительный механизм сработал и все завертелось. И как итог — годичный простой, куча убытков, а виновата кладовщица, а не эффективные. И никого пока из этих менеджеров не посадили, зато предприятию за это предлагают расплачиваться землей под основным производством! Косорукие дебилы же! Сами ракеты делать разучились. И как они смогли сотню коммерческих пусков сделать — уму не постижимо! И без эффективного менеджмента, наплевав на современные реалии! Эти ретрограды напичкали свое убогое поделие композитами и на четверть увеличили ПН «Протона-М» с «Бриз-М» на ГПО! Бездари! Всем же ясно, что они ничего не умеют после этого!
Ну скорей всего она полетела бы на 5-й раз, да и насчет 4-го есть сомнения в том, что отказ был связан с первой ступенью. Довести ее до конца было бы более разумно, чем разрабатывать с нуля новую ракету, на которую потом убили десять лет. Ее основной проблемой было недостаточное финансирование, из-за которого пришлось сократить объем экспериментальной отработки. А все потому, что ей так и не удалось заинтересовать военных. Ну и про плохую организацию забывать не стоит. Бугров в своей книге очень хорошо описал тот организационный ужас, что творился во время ее разработки. Она была сильно сложнее той же Р-7 и старые подходы были к ней не применимы.
Хочу внести небольшую поправку — принцип социализма: «от каждого — по способностям, каждому — по труду», а то, что вы привели — это принцип коммунизма.
Он имеет ввиду период, когда этот город не был банкротом, а был центром американской автопромышленности, в котором на фабриках трудились рабочие, являвшиеся членами профсоюзов. И благодаря защите профсоюзов они получали приличные деньги.
Военных запусков куда? На какую орбиту?
И крайне рекомендую читать Феодосьева — он способен довести до просветления.
И хочу задать один крайне бестактный и нечестный вопрос — вы ТЗ на «Ангару» читали? Нет? Ну тогда на основании чего вы какие-либо претензии к ней предъявляете? Хотя, на мой взгляд, это чисто формальная придирка. Как вопрос, не приходилось ли вам читать «Основы техники ракетного полета» Феодосьева — хотя такой вопрос — это уже матерый троллинг и крайне запущенный случай демагогии. Насколько я понимаю, на данном ресурсе данная книга вообще под запретом.
На основании чего вы делаете подобное заявление? Заглядывали через плечо проектантам или владеете телепатией?
Благородный дон хоть раз схему ПГС РН видел? Само топливо никуда не потечет, а останется в баке, если ему не помочь с помощью довольно сложной системы. Чтобы оно из него начало течь, в нем нужно создать предварительный наддув — как — это отдельный сложный вопрос, который зависит как общей схемы подачи топлива в двигатель (вытеснительная или насосная), так и от того, какие компоненты топлива используются. Это может быть инертный газ из баллонов (азот или гелий), это может быть подогретый компонент топлива или даже может использоваться распыление горючего в баке окислителя или окислителя в баке горючего в целом вариантов много.
Также проблемы возникают на выходе из бака — чтобы не возникало различных побочных явлений при попадании компонентов топлива в трубопроводы, использую заборные устройства специальной формы.
Конечно же бак оснащен системой контроля уровня, чтобы расход компонентов топлива был синхронизирован как между баками, так и с потребностями двигателя.
Также там может стоять бустерный насос, для облегчения работы ТНА.
Ну и не следует забывать про демпфирующие перегородки в баке — которые устанавливаются для гашения колебаний топлива в полете, чтобы они не оказывали сильного влияния на движение ракеты вокруг центра масс и не требовались дополнительные управляющие воздействия для управления.
Ну и не забываем про различные предохранительные устройства, без них судьба ракеты может быть крайне печальна. В качестве примера можно привести аварии с участием РН «Фалкон 9», как в полете — при выведении космического грузовика, так и на земле, перед предстартовым прожигом двигателей — избыточное давление способно запросто разорвать бак.
Если же переходить к вопросу об организации перелива между баками — то это выливается в организацию дополнительных пневмогидравлических связей между баками по каждому из компонентов топлива и дополнительной синхронизации их опорожнения. Ну и не забываем про то, что условия работы разъемного стыка, расстыковываемого перед стартом и в полете будут существенно отличаться, и это потребует дополнительного объема экспериментальной отработки.
Каким боком поступление горючего из топливного бака в двигатель является переливом? Там же всего по одному баку горючего и окислителя было — что и куда переливалось?
И по чем у них был пуск? Водород — это очень хороший способ увеличить полезную нагрузку, если вам не хочется увеличивать саму ракету, но он имеет кучу недостатков. Работа с ним требует особых мер безопасности, а взрывается он, смешавшись с воздухом, очень хорошо. Помимо этого он требует мощной инфраструктуры на старте — требуется наладить его непрерывную подачу, а это можно сделать только с помощью сложного и дорогостоящего оборудования. Собственно, это выливается в случае редких пусков, как это вышло у Шаттла и Дельты-4, в крайне высокую стоимость единичного пуска. Шаттл, если рассматривать его только как средство выведения, выглядит вообще верхом неэффективности. Так как с ним использовались только твердотопливные разгонные блоки IUS, его ПН при пусках на ГПО была примерно на уровне Протона-К с ДМ. Только возни с ним было, как с Сатурном-5, если не больше. Дельта-4 же летает не особо часто, и используется в своей тяжелой версии для особо уникальных миссий с очень большой ПН. Из американских ракет ее превзошел только Фалкон Хэви.
Он похож на него только общей компоновкой, начинка там вся другая, включая даже пульты космонавтов.
Чего? ТКС — это абсолютно независимая разработка фирмы Челомея, чего там от Союза-то? У него есть общие компоновочные идеи с Союзом-ВИ из Самары, но разве что в виде люка в днище через теплозащиту.
Весь вопрос в том, откуда возникли проблемы с двигателем. На видео последнего полета Н-1 почему-то разрушение начинается с верхней части РН, а не с первой ступени.
А разве ракета-носитель — это воздухоплавательный аппарат? В ее отношении имеет смысл рассуждать только о стартовой и конечной массах ступеней. Первая ступень Н-1 имела стартовую массу в 1880 тонн, а сухую в 130 тонн, для Сатурна-5 это 2145 тонн и 135 тонн соответственно. То есть доля массы конструкции от стартовой для них составит — 0,069 и 0,063 соотвественно, то есть разница примерно в 10% в пользу Сатурна-5. Также не стоит забывать, что в формуле Циолковского это соотношение начальной и конечной массы стоят под логарифмом. Стоит вспомнить и про разницу в эффективности работы двигателей, то есть об их удельном импульсе. Для НК-15 на уровне моря он составлял 297 с, а для F-1 — 265, то есть те же самые 10% разницы, только в пользу Н-1. Конкретно же про воздух можно сказать следующее — он непрерывно стравливается через систему дренажа во время полета. К моменту разделения ступеней его там уже больше, чем на порядок меньше, чем на старте.
Теряем конкретно в чем? Цитата слишком выдрана из контекста, чтобы понять, к чему это относится. Вообще, на аэродинамику при таких габаритах и стартовой массе можно особо не обращать внимания, на ПН она почти не сказывается, только вот по управлению могут возникнуть трудности.
Важно обратить внимание на то, почему именно такой она получилась и почему именно такие технические решения были приняты. В журнале «Новости космонавтики» была очень хорошая статья на эту тему, написанная Дмитрием Воронцовым. Когда он пришел, как молодой специалист, на работу в Волжский филиал «Энергии», его тоже по-началу возмущали технические решения, принятые в Н-1, но потом, ознакомившись с пока еще не уничтоженной на тот момент документацией, он смог многое в ней понять и объяснить. Самый интересный вопрос — почему сферические баки? Собственно, из-за них такие больше сухие отсеки и образовались. Ответ оказался следующим: наша промышленность на тот момент не могла наладить изготовление цилиндрических баков большого (больше 4 м) диаметра с фрезерованными стенками. Поэтому-то и были приняты сферически баки. Из сопромата следует, что сферических бак при прочих равных условиях может иметь вдвое меньшую толщину стенок, чем цилиндрический бак такого же диаметра. Вот эту толщину и удавалось взять с помощью использовавшей тогда аргонно-дуговой сварки. Так как проект был сильно стеснен в средствах, то пришлось использовать имеющийся космодром, а не создавать новый, в зоне с лучшей транспортной доступностью, для чего в итоге пришлось строить завод для окончательной сборки РН прямо на космодроме. Были варианты с транспортировкой по воде, но при этом требовалось создавать новый космодром на берегу Каспия. Строительство специальных транспортеров для перевозки на большие расстояния по суше также дорого и проблематично. Американцы же спокойно могли возить первую ступень Сатурна-5 по воде на космодром. А это крайне выгодный и самый нежный по отношению к ступени способ. Не стоит забывать и о том, что наш ведущий двигателист В.П.Глушко довольно долго не считал кислородно-водородное топливо перспективным, а потому мы на тот момент существенно отставали от американцев в разработке водородных двигателей как малой, так и большой тяги. Это сразу значительно ограничило полезную нагрузку носителя, у водорода удельный импульс на 30% выше, чем у керосина с кислородом.
Если говорить о низкоорбитальных пусках, то их примерно за два десятка наберется для «Протона-К» — это все «Салюты», транспортные корабли снабжения, как отдельно испытанные, так и пристыкованные к ним, это все модули «Мира» и пара модулей МКС.
В случае пусков на ГПО, если масса аппарата меньше максимальной, то он выводится на более выгодную для него траекторию и тратит меньше топлива для перехода на ГСО.
Касательно ситуации с припоями на ВМЗ — это не Хруничев погорел, а эффективные менеджеры, в него назначенные. Как писал один специалист из Воронежа, припой перепутали (именно перепутали, он до сих производиться) из-за оптимизационных мероприятий. Решили сэкономить площади и закрыть одну из двух кладовых в цехе, где делались комплектующие для двух разных двигателей. Тупые и неэффективные советские инженеры зачем-то решили сделать такую вот защиту от дурака — разнесли снабжение производственных участков РАЗНЫХ изделий на РАЗНЫЕ кладовые. Умные и эффективные менеджеры боролось за эффективное использование площади и решили эту ситуацию исправить. Ну и исправили. В результате был перепутан разделанный и готовый к употреблению припой, который визуально ничем не отличался от необходимого. Вот и паяли движки не тем, пока это не всплыло на испытаниях и военприемка не подняла по этому поводу шум. Старый предохранительный механизм сработал и все завертелось. И как итог — годичный простой, куча убытков, а виновата кладовщица, а не эффективные. И никого пока из этих менеджеров не посадили, зато предприятию за это предлагают расплачиваться землей под основным производством! Косорукие дебилы же! Сами ракеты делать разучились. И как они смогли сотню коммерческих пусков сделать — уму не постижимо! И без эффективного менеджмента, наплевав на современные реалии! Эти ретрограды напичкали свое убогое поделие композитами и на четверть увеличили ПН «Протона-М» с «Бриз-М» на ГПО! Бездари! Всем же ясно, что они ничего не умеют после этого!