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.

А разве там был взрыв ТТУ? Там бак топливный бак с водородом рванул, сами ТТУ спокойно летели после того, как шаттл разметало на мелкие кусочки. Там экипаж спасла бы только САС и отделяемая кабина, но увы их там не было, так как разработчики заявили, что он надежен как самолет и аварий быть не может в принципе, а потому на этом можно сэкономить.
С ЖРД вероятность проблем того же уровня, что в случае с РДТТ куда ниже, особенно в случае вытеснительной подачи, когда количество элементов, требующихся для управления двигателем, сокращается до минимума и ломаться там особо не чему, как и нет проблем с температурным режимом.
Ну и опять же, в отличие от РДТТ, ЖРД можно спокойно прожечь перед пуском.
Проблемы с НК-33 — это проблема того, что их давно уже не делают, а у имеющихся вышли все гарантийные сроки хранения превышены в разы. Ну и если бы он производился до сих пор, проблемы там давно бы уже выявили и исправили.

А какой смысл возиться с твердотопливными ускорителями? Они дороже жидкостных ступеней, для них, что особенно актуально в условиях космодромов, используемых Россией, крайне важно поддержание определенного температурного режима, который создается сложнее, чем в случае жидкостных ракет, также они требует для своего навешивания на носитель вертикальной сборки, в СССР и России она не применяется по ряду причин, сборка носителя происходит в горизонтальном положении (и кстати тоже самое, в целях удешевления, применяет и Маск) — это не требует громоздких сооружений технического комплекса, облегчает вывоз носителя на старт (и говоря о вывозе — РДТТ устанавливается на ракету уже в полностью снаряженном состоянии, что многократно увеличивает массу незаправленного носителя, ракета на ЖРД в незаправленном виде минимум легче раз в десять, что опять же облегчает транспортировку). Также стоит упомянуть и о том, что экологический ущерб от сгорания твердого топлива значительно превышает ущерб от сгорания керосина или даже пары АТ-НДМГ. Также у РДТТ ниже удельный импульс, чем у долгохранимых высококипящих компонентов топлива, при прочих равных условиях из-за этого ракета на РДТТ для той же полезной нагрузки выйдет тяжелее, сложнее управление (в принципе прервать их горение можно, но это не такая простая процедура, как для ЖРД), режим работы должен быть задан заранее и не подлежит оперативной коррекции в процессе работы ракеты.
В СССР они были освоены позже из-за отставания в химической технологии от США, и к моменту достижения ядерного паритета большая часть советских МБР была на топливной паре АТ-НДМГ. На шаттле же они оказались вместо ускорителей на ЖРД из-за чисто бухгалтерского подхода к проектированию — на их разработку ушло бы меньше денег, но в целом в эксплуатации они выходили дороже (и как показала практика — намного дороже). Ускорители с ЖРД предполагались в одном из вариантов предельно упрощенными по конструкции — с вытеснительной подачей компонентов, а значит без самого сложного и напряженного элемента конструкции — ТНА, и конечно не особо высоким давлением в камере сгорания. Высокий же удельный импульс от первой ступени и не требуется, так что невысокие удельные параметры были бы компенсированы простотой отработки и эксплуатации.

А что с не так с двигателями Антареса? Много в мире РН, на которых использовались двигатели, уже 40 лет снятые с производства? К тому же они модифицировались после продажи сторонними организациями без участия предприятия-изготовителя, да и причину той аварии однозначно установить так и не удалось. Это может быть как дефект двигателя, так и проблемы с другими элементами ракеты, вроде наличия слишком крупных посторонних частиц в баках.