РВСН и прочие СЯС, а также ТЯО

Цитата: Alexandr_A от 17.07.2013 13:32:32
1. А как Вы считаете, для чего вообще МРКС проектируют? Попил?



Не в первых, а в верхних ступенях, где его параметры позволили бы выводить в разы большую массу на геостационар и отлетную. Но с ним все понятно - радиация! Поэтому в разработку взяли ядерный реактор замкнутого типа с электрическим генератором. Его при разработке можно испытывать как обычный реактор. Ядерный полигон не нужно строить.



Если бы в том Протоне был ЯЭРДУ вместо Глонассов ничего бы не изменилось. Просто собрали бы осколки урана (скорее всего в землю воткнулись как более тяжелые и прочные). Не облученное ядерное топливо можно брать голыми руками.

Изначально дискуссия шла именно по ЖРД первой ступени РН, исходя из этого я и приводил аргументацию.
По "ядерному реактору замкнутого типа с электрическим генератором", на сколько я осведомлен, пока ничего
лучше чем советский Топаз еще не создали. Топаз - это космический ядерный реактор + электрический
термоэмиссионный преобразователь. Реально отработал в космосе почти год.
На счет осколков урана - для ЯРД используют уран с высоким уровнем обогащения по 235 изотопу - порядка
80%, так что гарантии что в результате аварии будут именно осколки, а не мелко дисперсная пыль никто не
даст, да и голыми руками это не хорошо - оденьте хотя бы перчатки, у урана есть и химическая токсичность.
По МРКС - я думаю, что будующее в космонавтике все равно будет за многоразовыми системами,
во всяком случае для первых ступеней РН. Работать по этой тематике нужно постоянно, я надеюсь, что
разработка МРКС это реальная, целенаправленная и эффективная деятельность.

Цитата: DMAN от 17.07.2013 09:03:13
... Информация для размышления: двигатель F-1 первой ступени
РН Saturn-5. Начало эксплуатации 1967 год (46 лет назад). Тяга в расчете на одну камеру сгорания в вакууме 790 тс.
Назовите какой либо иной ЖРД, созданный после него, который хотя бы близко приблизился к этой величине.

только вот импусльс у этого Ф1 265с на уровне моря. В отличии 309,5с у рд170. так что куда близко-далеко - вопрос не столь очевидный.

Цитатачто РД-170 и РД-175 это двигатели четырехкамерные,

если мне не изменяет склероз проект РД-175 - шестикамерный

Цитата: Reliсt от 17.07.2013 16:29:18
только вот импусльс у этого Ф1 265с на уровне моря. В отличии 309,5с у рд170. так что куда близко-далеко - вопрос не столь очевидный.

если мне не изменяет склероз проект РД-175 - шестикамерный

ПМСМ для оценки ЖРД есть два основных параметра:
- тяга;
- удельный импульс.
Но я не собирался сравнивать именно F-1 и РД-170. Я просто утверждал, что
предельные параметры достигнутые в конструкциях ЖРД 60-х годов и сейчас
не так легко превзойти. Увеличение удельного импульса на +16,7% за 20 лет
это не так и много. А за следующие более чем 20 лет (до сегодняшнего дня)
какой рост? Кардинального прогресса не наблюдается.
По РД-175 - вы точно знаете, что он шестикамерный, или это мнение экспертов?
ПМСМ должен быть четырехкамерный или же это шаг назад? тяга одной камеры
снизится на 17,3%, габариты и вес возрастут. В чем тогда заключается новизна?

Цитата: kisur от 17.07.2013 06:54:43
Вспомним с чего начался дискурс. Чудо кузнечик, как предположение отработки системы посадки на маршевых. Далее возникла тема спасения движков 1 ступени. Был приведен пример шатла. Я отметил, что конструкция бурана лучше, в частности потому что на нем нет маршевых и вообще пихать маршевые на многоразовый это ошибка. Внимание за руками. Где я сказал про маршевые на буране?

К чему тогда была вот эта Ваша фраза:
"Буран, из описания, юзал свои движки со второго этапа (я на видеозаписи это видел), шатл их включает сразу ... "

ЦитатаЯ не про полуторную схему. Союз не возвращается, а шатл да.

И что это меняет? Тем более, что точно такая же схема принята и на Энергии

ЦитатаНу так сказали бы (я поверю)

Я еже и говорил, видимо, Вы не обратили внимание: Ресурс для ЖРД давно не проблема. даже одноразовые ЖРД зачастую перекрывают потребный заданный в разы

ЦитатаНе отменяем. Задумаемся (мы ведь её должны сохранить, а следовательно процесс надо контролировать)

Как?

ЦитатаДо определённой интенсивности нет (закладывается в ТЗ). Это же не аэростат.

Но и не самолет. Хотя даже самолеты не всегда могут летать из-за погоды.

Цитата: DMAN от 17.07.2013 09:03:13
Назовите какой либо иной ЖРД, созданный после него, который хотя бы близко приблизился к этой величине.

Тут не так все просто. Слишком длинная большая камера удлиняет хвостовой отсек, что приводит к повышению весовых затрат. Представьте себе, например, тот же Зенит с тем же F-1. Высота ХО-1 возрастет на 1,5 ... 2,0 метра по сравнению с существующим в которм применен 4-камерный двигатель.. Оно такое надо кому?

PS. Кстати, рекомендую сравнить удельные импульсы.

Цитата: DMAN от 17.07.2013 16:56:54
ПМСМ для оценки ЖРД есть два основных параметра:
- тяга;
- удельный импульс.

Еще забыли ТЭХ, удельный вес, надежность, ресурс

ЦитатаНо я не собирался сравнивать именно F-1 и РД-170. Я просто утверждал, что
предельные параметры достигнутые в конструкциях ЖРД 60-х годов и сейчас
не так легко превзойти. Увеличение удельного импульса на +16,7% за 20 лет
это не так и много. А за следующие более чем 20 лет (до сегодняшнего дня)
какой рост? Кардинального прогресса не наблюдается.

Вам же уже объяснили: законы химии никто не отменял, ЖРД находятся у предельного порога своего развития.

Цитата тяга одной камеры снизится на 17,3%, габариты и вес возрастут.

Почему вдруг?

Я пролистал очень интересную дискуссию по поводу возвращаемой ступени, которую к сожалению пропустил. Позвольте свои две копейки. Скорей всего получится много букв...
1. Идея о приземлении на маршевые движки для возвращаемой ступени нисколько не нова, и Маску тут первенство отнюдь не принадлежит. Вопрос в том, как его (это возвращение) реализовать. Отраслевой коллективный разум опыт сразу отмел идею о парашютах на блоках с несущими баками. Типа - выключались, падаем, падаем, падаем, потом один скоростной парашют, второй, третий, потом многокупольная система, вертикализуемся, отстреливаем парашюты, одновременно осаживаем топливо (путем создания положительной перегрузки), в 650 метрах от земли включаем маршевые, на расстоянии десяти (пятидесяти) метров растопыриваем пять (семь) посадочных опор и красиво на маршевых приземляемся... Вторая, если считать от плоскости стабилизации, опора попадает в норку от суслика и вся конструкция медленно и торжественно валится на бок. Хорошо, если не в прямом эфире  
Такие мелочи как воздействие на конструкцию двигателя скоростного напора, статические перегрузки, тепловое воздействие на сопло в процессе падения я просто не рассматриваю - предполагается, что у нас там неубиваемый Мерлин со всех сторон надежно защищённый кевларом (на всякий случай)
Если серьезно, проект возвращаемой подобным образом ступени был разработан в ГРЦ лет 13-ть назад. Но концепция его была совершенно иной. Там предполагалась, что вторая ступень будет выполнена полностью возвращаемой. Ускорители (бокавушки (привет НАлЕ) постоянно забываю как правильно писать Ваш ник)) от Энергии или ТТУ так или иначе возвращаются, а вот вместо самолета и одноразового бака в проекте предусматривалось использование силовой аэродинамической конструкции с ненесущими баками, которая совершит в атмосфере аэродинамический маневр торможения и на заключительном этапе сядет вертикально на маршевых. Типа, в километре от земли круто пойдет в зенит, а дальше по вышеописанному сценарию - осадили топливо, включили маршевые, приземлились. Правда, риск попадания в норку от суслика никуда не делся...
На картинках такая концепция смотрелась вполне убедительно. Только для её практической реализации нужно отработать хренову тучу совершенно новых задач. Например, крупногабаритная конструкция возвращаемой части (баки, двигатели, аэродинамический силовой корпус). Получится ли?
2. Относительно многоразовых ЖРД. Единственный по настоящему многоразовый ЖРД хорошо известен - это SSME. Движок выдающийся, спору нет. Но вот требований по многоразовости он так и не выполнил. Изначально ТЗ предусматривался ресурс каждого двигателя в 50 полетов. Первые годы эксплуатации системы показали, что больше трех-пяти полетов конструкция не выдерживает. По нашим оценкам это связано с тем, что при проектировании двигателя широко применялись методы математического моделирования которые оказались неадекватными относительно реальных условий функционирования узлов и агрегатов движка. К проблеме увеличения ресурса двигателя были привлечены специалисты P&W, по рекомендациям которых  в конструкцию двигателя  были внесены очень существенные изменения. По памяти - был полностью перепроектирован газовый тракт - из более чем 150 сварных швов осталось 6 (емнип). Меняли конструкцию турбин, уплотнительных узлов на ТНА. При этом так и не удалось обеспечить требуемое форсирование движка - в итоге тупо увеличили на 10% диаметр критики. И это при очень совершенной системе оперативной диагностики двигателя .В конечном счете, удалось увеличить межполетный ресурс до 12-15 полетов, на отдельных экземплярах до 20. Все... При этом стоимость одного межполетного ремонта мы оцениваем в 10% от стоимости двигателя, не считая стоимости поддержания инфраструктуры для ремонта (снасть, персонал, мощности для производства заменяемых деталей). Дорогое, короче получается удовольствие. Хотя, движок, повторюсь, выдающийся.
Применительно к ресурсу ЖРД вообще ситуация выглядит так - конкретная величина ресурса ЖРД будет зависеть от величин внутридвигательных и эксплуатационных параметров (давление (температура) в КС, в ГГ, обороты и давления в ТНА, эксплуатационные нагружения - вибрационные и статические и т.д.). Чем эти величины будут меньше, тем ресурс будет больше. Но это качественная оценка. Строгий расчет ресурса многоразового ЖРД - крайне нетривиальная задача. По озвученным цифрам (450+150) да еще четыре раза подряд с точки зрения прочности и циклов (продолжительности) работы агрегатов такой ресурс реализуем вполне. При умеренных параметрах рабочего процесса (скажем 150 - 170 килограмм в КС, 30 - 40 тыс оборотов ротора ТНА) Но без обеспечения обязательных по действующей НТД гарантийных запасов - 2 - 3 времени работы сверх полетного ресурса на каждом экземпляре, 2 - 3 включения сверх полетных на каждом экземпляре, регулировании по соотношение компонентов и давлению в КС на 10-12% выше эксплуатационного диапазона. Двигатель отвечающим таким требованиям создать крайне сложно. С другой стороны, по мнению двигателистов старой советской школы, такие требования являются избыточными. Не можно конечно за десять лет испытать штук сто экземпляров с суммарной наработкой на всех режимах секунд тысяч 80, но законный вопрос - а столько денег у нас есть?
Попробую коротко подытожить свое имхо:
1. Система посадки на маршевых ЖРД возвращаемой первой (второй) ступени на нынешнем этапе развития техники нереализуема. Речь не идет о рекламных проектах типа Кузнечика.
2. ЖРД с ресурсом каждого экземпляра в четыре-пять полетных без ремонта сделать можно. Больше того их в России уже создали. Тот же высотный 14Д23 без ГДТ легко работает пять полетных ресурсов. Средняя наработка по итогам наземной отработки 7-8 ресурсов. Другой вопрос, что для многоразового ЖРД такой запас по действующей НТД недостаточен. Так может стоит пересмотреть требования НТД по подтверждению заданных требований?

Цитата: DMAN от 17.07.2013 16:56:54
ПМСМ для оценки ЖРД есть два основных параметра:
- тяга;
- удельный импульс.
Но я не собирался сравнивать именно F-1 и РД-170. Я просто утверждал, что
предельные параметры достигнутые в конструкциях ЖРД 60-х годов и сейчас
не так легко превзойти. Увеличение удельного импульса на +16,7% за 20 лет
это не так и много. А за следующие более чем 20 лет (до сегодняшнего дня)
какой рост? Кардинального прогресса не наблюдается.
По РД-175 - вы точно знаете, что он шестикамерный, или это мнение экспертов?
ПМСМ должен быть четырехкамерный или же это шаг назад? тяга одной камеры
снизится на 17,3%, габариты и вес возрастут. В чем тогда заключается новизна?

С колоссальным уважением отношусь к американским двигателя эпохи Аполлона. Были реально созданы шедевры. Но называть их двигателями с предельными параметрами никак нельзя. Более того, и F-1, и J-2, и двигатели ЛМ и собственно Аполлона являются двигателями с крайне умеренными характеристиками. Выбор конкретных показателей рабочих процессов был сделан исходя из требований обеспечения максимальной надежности и имеющейся технологической базы, а не из задачи обеспечения предельных показателей. Очень сложно сделать трубчатую КС с давлением 150 кг по открытой схеме на керосине-кислороде. В этом плане очень показательна конструкция SSME и RS-68. Как там ни крути, а движки сделаны по "советским лекалам". Что дает законный повод гордиться советской (российской) школой жидкостного ракетного двигателестроения.
P.S. Давеча для себя прикидывал, если бы у F-1 было реализовано 150 кг в КС он получился бы процентов на 40% легче при прочих равных. Ну не могли тогда амеры делать фрезерованные КС.

Цитата: перегрев от 17.07.2013 21:40:38
Я пролистал очень интересную дискуссию по поводу возвращаемой ступени, которую к сожалению пропустил. Позвольте свои две копейки. Скорей всего получится много букв...
1. Идея о приземлении на маршевые движки для возвращаемой ступени нисколько не нова, и Маску тут первенство отнюдь не принадлежит. Вопрос в том, как его (это возвращение) реализовать.

2. Относительно многоразовых ЖРД. Единственный по настоящему многоразовый ЖРД хорошо известен - это SSME. Движок выдающийся, спору нет. Но вот требований по многоразовости он так и не выполнил. Изначально ТЗ предусматривался ресурс каждого двигателя в 50 полетов. Первые годы эксплуатации системы показали, что больше трех-пяти полетов конструкция не выдерживает.
Попробую коротко подытожить свое имхо:
1. Система посадки на маршевых ЖРД возвращаемой первой (второй) ступени на нынешнем этапе развития техники нереализуема. Речь не идет о рекламных проектах типа Кузнечика.
2. ЖРД с ресурсом каждого экземпляра в четыре-пять полетных без ремонта сделать можно. Больше того их в России уже создали. Тот же высотный 14Д23 без ГДТ легко работает пять полетных ресурсов. Средняя наработка по итогам наземной отработки 7-8 ресурсов. Другой вопрос, что для многоразового ЖРД такой запас по действующей НТД недостаточен. Так может стоит пересмотреть требования НТД по подтверждению заданных требований?

Всё- таки глубокое знание ограничивает ваш кругозор.

1. У Маска под боком окиян. Красивая посадка первой ступени на маршевых это конечно, крайне эффективное зрелище (любители фантастики будут рукоплескать), но Маску это не нужно. Достаточно торможения.
2. Пример SSME некорректен, вы почему-то забыли указать, что водород требует несколько другого отношения, чем керосин/кислород, ну а то что у него тяга в разы выше (со всеми втекающими и вытекающими), думаю понятно.


Ну и главное - Маск венчурный инвестор (ну это там где все говорят - "это сделать невозможно" и результат более 10% - это хорошо) - ну хочет человек тратить свои и привлеченные деньги - пусть тратит. Вдруг что-нибудь получится.

P.S. ИМХО думаю Маск реалист, и в голове держит цифру ~1015. Уж слишком высокая надежность труднодостижима и не даёт преимуществ с точки зрения обслуживания и развития (и даже поддержания) производства.

Цитата: dimi от 17.07.2013 23:02:01
Всё- таки глубокое знание ограничивает ваш кругозор.

Всё-таки безоговорочная вера во всепобеждающую мощь собственного интеллекта (при отсутствии минимальных знаний по обсуждаемой теме) неизбежно выливается в унылый набор заурядных банальностей.

Цитата
1. У Маска под боком окиян. Красивая посадка первой ступени на маршевых это конечно, крайне эффективное зрелище (любители фантастики будут рукоплескать), но Маску это не нужно. Достаточно торможения.

Торможения на маршевых? Надеюсь Вы так шутите. Или неуклюже пытаетесь тролить исходя из своего опыта (цинизма). Я не буду у Вас выпытывать какие мистические силы защищают сопло Мерлина от аэродинамического нагрева, как и за счет чего будет обеспечена сплошность КРТ на входе в двигатель после беспорядочного кувыркания и что помещает сверхзвуковой части сопла потерять устойчивость после воздействия случайной статической перегрузки в плоскости перпендикулярной оси тяги (про всякую мелочь типа импульсных трубопроводов я и не спрашиваю), как запускать двигатель в условиях повышенного давления в КС и т.д., лучше расскажите как Вы собираетесь защищать внутренние полости двигателя от попадания морской воды сразу при приземлении? А потом контролировать отсутствие МКК?

Цитата
2. Пример SSME некорректен, вы почему-то забыли указать, что водород требует несколько другого отношения, чем керосин/кислород, ну а то что у него тяга в разы выше (со всеми втекающими и вытекающими), думаю понятно.

Другого отношения требует как раз керосин. Для водорода (или метана) можно обойтись без дорогой и нудной процедуры очистки полостей горючего от компонента, а для керосина, увы, нет. Кстати, не понял у кого тяга выше и по сравнению с чем?

Цитата
Ну и главное - Маск венчурный инвестор (ну это там где все говорят - "это сделать невозможно" и результат более 10% - это хорошо) - ну хочет человек тратить свои и привлеченные деньги - пусть тратит. Вдруг что-нибудь получится.

Да кто против?

Цитата
P.S. ИМХО думаю Маск реалист, и в голове держит цифру ~1015. Уж слишком высокая надежность труднодостижима и не даёт преимуществ с точки зрения обслуживания и развития (и даже поддержания) производства.

Высокая надежность не дает преимуществ с точки зрения обслуживания, развития и поддержания производства. В анналы и на века. Сами то поняли чего сказали?

Цитата: НАлЕ от 17.07.2013 19:31:28
Еще забыли ТЭХ, удельный вес, надежность, ресурс

Вам же уже объяснили: законы химии никто не отменял, ЖРД находятся у предельного порога своего развития.

Почему вдруг?

Предыдущий пост собеседника был о том, что РД-175 будет шестикамерным, тогда как РД-170 является
четырехкамерным, отсюда я и сделал вывод, что общий диаметр и вес возрастут, а разве это не так?
PS Речь идет об общем весе и диаметре всего двигателя, а не о отдельной КС.

Цитата: перегрев от 17.07.2013 23:57:06
Всё-таки безоговорочная вера во всепобеждающую мощь собственного интеллекта (при отсутствии минимальных знаний по обсуждаемой теме) неизбежно выливается в унылый набор заурядных банальностей.

Не обижайтесь на кругозор, иногда нужно сделать не хорошо/правильно/надежно/как всегда, а по-другому.

Цитата: перегрев от 17.07.2013 23:57:06
Торможения на маршевых? Надеюсь Вы так шутите.

Вроде все настолько очевидно и частично было описано выше, что я даже не потрудился расписывать этот вариант. Ну там парашюты, и на Х метров над землей медленно и печально запускаются двигатели, выключаются, и ракета медленно падает в окиян. Хотя возможно обойдутся и парашютами.
Аналогично сделано в Кобальте, только там изотопный датчик, срабатывающий на 0.7 метра и двигатели не совсем маршевые

Цитата: перегрев от 17.07.2013 23:57:06
Другого отношения требует как раз керосин. Для водорода (или метана) можно обойтись без дорогой и нудной процедуры очистки полостей горючего от компонента, а для керосина, увы, нет. Кстати, не понял у кого тяга выше и по сравнению с чем?

Мне почему то казалось, что водород (ну там -250 и т.д.) требует несколько других материалов подходов и т.д. Недаром отечественный производитель так и не решился делать РБ и не смог сделать аналог Шаттла.
А промывать после окиана и так нужно будет всё.

Цитата: перегрев от 17.07.2013 23:57:06
Высокая надежность не дает преимуществ с точки зрения обслуживания, развития и поддержания производства. В анналы и на века. Сами то поняли чего сказали?

???  И эти люди запрещают мне ковыряться пальцем в носу рассказывают о производстве? Ну даже не знаю что и сказать...
Ну там - инженерам всегда хочется придумать что-то новое, сборщикам нужно поддерживать свои навыки и т.д. и т.п.

Цитата: НАлЕ от 17.07.2013 19:14:42
К чему тогда была вот эта Ваша фраза:
"Буран, из описания, юзал свои движки со второго этапа (я на видеозаписи это видел), шатл их включает сразу ... "

Из описания бурана следует, что он свои движки может использовать при аварии во время работы 2 ступени, но на старте он их не использует. Шатл же включает их сразу. На видео это прекрасно видно (хотя я думаю мои объяснения похожи на заявления КО)

Цитата
И что это меняет? Тем более, что точно такая же схема принята и на Энергии

Меняет то, что шатл возвращается с маршевыми движками как бы первой ступени, союз не возвращает движки первой ступени, на буране нет маршевых движков. Думаю на этом достаточно толочь воду в ступе

Цитата
Я еже и говорил, видимо, Вы не обратили внимание: Ресурс для ЖРД давно не проблема. даже одноразовые ЖРД зачастую перекрывают потребный заданный в разы

Возможно, в разы это в 2 3 4 раза, просто хотел уточнить. Закладывать на одноразовую систему 4х кратный запас имхо перебор. Отвечаю после прочтения поста ув Перегрева и вашего. Чтож если всё так хорошо, то можно НИР запустить. Т.к. в дальнейшем (если делать базу на Луне) Многоразовая стартовая система позволит сильно ускорить процесс (один стартанул, второй на диагностике, третий на подготовке) ну и экономим на стоимости многоразовых элементов

Цитата
Как?

С помощью АСУ. Или вы имели ввиду алгоритм? Перегрев описал, только я считаю, что сначала нужно тормозить движками а не парашютами (заодно массу сжигаем и выходим на высоты, где парашют эффективен). Правда про осадить топливо это я упустил (наверное решил, что торможение об атмосферу уже создаст необходимую перегрузку).

Цитата
Но и не самолет. Хотя даже самолеты не всегда могут летать из-за погоды.

Вы предлагаете эту дуру самолетом вывозить или поездом или колесным тягочём? Хотя может её частично на месте разобрать и транспортировать кусками, но это гемор.

кстати, к вопросу о многоразовости- ув. перегрев, как Вы считаете, обоснованно ли мнение, что СПГ (ну фактически. сжиженный метан) в этом плане перспективнее, чем керосин (именно из-за того, что нет коксования метана в ГГ и рубашке и не надо промывать)? или это все же больше рекламное утверждение и попытки добавить "баллы" метану?

Цитата: DMAN от 18.07.2013 09:16:11
Предыдущий пост собеседника был о том, что РД-175 будет шестикамерным, тогда как РД-170 является
четырехкамерным, отсюда я и сделал вывод, что общий диаметр и вес возрастут, а разве это не так?
PS Речь идет об общем весе и диаметре всего двигателя, а не о отдельной КС.

А вы хотите увеличить тягу двигателя на 20 ... 30% и при этом сохранить вес двигателя неизменным?  
Так не бывает. Вес должен будет увеличиться. Но при этом, вполне возможно, что удельный вес такого двигателя станет меньше ...

Цитата: dimi от 18.07.2013 09:24:27
не смог сделать аналог Шаттла.

А причем здесь Шаттл?  
Центральный блок Энергии вполне себе летал на Н₂ + О₂.

Цитата: kisur от 18.07.2013 15:34:52
Из описания бурана следует, что он свои движки может использовать при аварии во время работы 2 ступени, но на старте он их не использует. Шатл же включает их сразу. На видео это прекрасно видно (хотя я думаю мои объяснения похожи на заявления КО)

И Шаттл, и Буран имели двигатели ориентации и маневрирования на орбите (в том числе и для схода с орбиты). Кроме того, на Шаттле стояли маршевые даижки второй ступени (хотя они и начинали работать с Земли). Аналогичные движки на буране не устаналивались, они стояли на центральном блоке Энергии и с ним погибали. Плюс для Шаттла - спасение эих движков, плюс для Энергии/Бурана - это то, что Энергия оставалась самостоятельной РН и могла летать с другими нагрузками без Бурана (у Шаттла такой возможности не было)

ЦитатаМеняет то, что шатл возвращается с маршевыми движками как бы первой ступени, союз не возвращает движки первой ступени, на буране нет маршевых движков. Думаю на этом достаточно толочь воду в ступе

Вот именно, хватит толочь. И Шаттл, и Союз, и Энергия имеют аналогичную схему функционирования маршевых двигателей второй ступени: с запуском их еще на старте.

Цитата Возможно, в разы это в 2 3 4 раза, просто хотел уточнить. Закладывать на одноразовую систему 4х кратный запас имхо перебор.

Двигателистам виднее.

Цитата Отвечаю после прочтения поста ув Перегрева и вашего. Чтож если всё так хорошо, то можно НИР запустить. Т.к. в дальнейшем (если делать базу на Луне) Многоразовая стартовая система позволит сильно ускорить процесс (один стартанул, второй на диагностике, третий на подготовке) ну и экономим на стоимости многоразовых элементов

Пока что, на примере Шаттла, с эконмией как-то не срослось.

Цитата: dimi

Вы же сами потом и написали разницу.

Я уже совсем не понимаю, о чем Вы?

ЦитатаНу да, сделали хороший двигатель (хоть и меньшей мощности),

Это Вы о каком двигателе?

ЦитатаКстати про многоразовость,   У той же Энергии ускорители должны были быть с парашютами (ну как в шаттле), но только когда решили "делать как у американцев", забыли что у них океан, а у нас пустыня.

Вы лично присутствовали при выборе схемы спасения боковушек?
Прорабатывались очень разные варианты, вплоть до очень экзотических. Ни один не "понравился". ИМХО, если бы Энергия продолжала летать и дальше, то мы все равно могли бы и не дождаться о пуска, при котором осуществлялось бы спасение боковушек.

Цитата: dimi
Шаттл - 2 возвращаемых ускорителя, возвращаемый челнок с тремя двигателями, внешний бак.
Энергия/Буран - 4 ускорителя, ракета с четырьмя двигателями, непонятно зачем добавленный возвращаемый корабль.

Одна из главных фишек - многоразовый корабль, типа того, что у супостата есть, значит и нам нужно иметь

ЦитатаМне кажется это не одно и тоже.

Разница, конечно же есть. Но во многом в целом:
1. Американцы ускорители спасали, на Энергии это тоже планировалось (сделали бы или нет - это уже другой вопрос). И там, и там центральный блок одноразовый ...
2. Пакетная схема и там, и там.
3. "Параллельные" ступени и там, и там ...

Цитата: Ант от 18.07.2013 17:50:26
кстати, к вопросу о многоразовости- ув. перегрев, как Вы считаете, обоснованно ли мнение, что СПГ (ну фактически. сжиженный метан) в этом плане перспективнее, чем керосин (именно из-за того, что нет коксования метана в ГГ и рубашке и не надо промывать)? или это все же больше рекламное утверждение и попытки добавить "баллы" метану?

Ну, во-первых СПГ и метан это существенно разные вещи. СПГ это такой бюджетный вариант, удельная будет поменьше, зато стоит дешевле. Если коротко, то основные преимущества метана (СПГ) перед керосином следующие.
1. Существенно выше удельный импульс.
2. Компонент получается дешевле. Много пишут, что в стоимости ракеты компонент "весит" копейки, это так, но почему-то забывают про стоимость наземной отработки и испытаний при серийном изготовлении. На круг, для комплекса в целом, экономия получается очень приличная.
3.Метан, как криогенный компонент, является более эффективным охладителем.
4.Вроде бы метан, в отличие от керосина, позволяет реализовать высоконадежную схему с дожиганием восстановительного газа. Неприятной особенностью продуктов сгорания с малым избытком окислителя является то, что их температура очень плохо реагируют на изменение соотношения компонентов (в отличие от окислительного газа и водорода), т.е. такие двигатели очень сложно регулировать. С метаном в этом плане дело обстоит получше чем у керосина.
5. Метан, теоретически, позволяет реализовать заманчивую для больших тяг схему "газ-газ" без применения второго ГГ (с газификацией горючего в тракте охлаждения камеры).
6. Вы правильно отметили, что метан не требует сложных и дорогих систем очистки полости горючего что очень актуально для многоразовых систем.
Как-то так...