>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.
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.
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.
>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.
«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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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).
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.