Сравнение ракет

Цитата: ВЛ-68 от 24.12.2018 23:10:34И что интересно, первые версии Флакона вполне укладываются в общую статистику, а вот последние (выделено красным) - выпадают конкретно!
Прим.: последний столбик - отношение массы ПН к стартовой массе

Ракета-носитель	Страна	Масса РН, т	УИ(1ст), с	Масса ПН НОО, т
РН тяжелого класса  (10-100 т. ПН)
Falcon 1.1	USA	506	282	13,2	2,61%
CZ-7	CN	597	300	13,5	2.26%
Зенит-2	UA	459	337	13,7	2,98%
Зенит-3SL	UA	473	337	15	3,17%
Союз-5 (теория)	RU	520		17	3,27%
Ariane 5 G	EU	737		18	2.44%
Atlas V 5хх	USA	547		18,8	3.44%
Falcon FT	USA	549	282	22,8	4,15%
Протон-М	RU	705	288	23	3,26%
Ангара А5	RU	773	312	24,5	3,17%
CZ-5B	CN	837	300	25	2,99%
Delta IV H	USA	733		28,8	3.93%
Ariane 5ES	EU	777		21	2.70%
Falcon H	USA	1420	282	63.8	4.49%
РН сверхтяжелого класса  (св. 100 т. ПН)
Энергия	RU	2400	310	100	4,16%
Сатурн-5	USA	2965	263	140	4,72%

Кто имеет более точную информацию - уточняйте.

Цитата: ВЛ-68 от 24.12.2018 23:10:34

 

По-моему, эти 22.8 тонн "Фалкона FT" на НОО - чушь собачья. Он никогда не выводил больше 9.8 тонн.
И никогда, КМК, не поднимет. 
Почему - НАЛЕ сказал. 
Так что и эффективност в 4.15% - тоже чушь. 

• +0.03 / 3

Цитата: Аладдин от 25.12.2018 12:08:33По-моему, эти 22.8 тонн "Фалкона FT" на НОО - чушь собачья. Он никогда не выводил больше 9.8 тонн.
И никогда, КМК, не поднимет. 
Почему - НАЛЕ сказал. 
Так что и эффективност в 4.15% - тоже чушь.

Цитата: Аладдин от 25.12.2018 12:08:33

 

Так и я же о том

• +0.01 / 1

Цитата: ВЛ-68 от 25.12.2018 12:17:55Так и я же о том

Цитата: ВЛ-68 от 25.12.2018 12:17:55

 

На этом фоне еще одна ракета, к сожалению, выглядит странно.
Это Сатурн 5, на технологии 67 года, с первой керосин-кислородной ступенью, превосходящий почти на 1% чисто водородную Дельту 4 Н
Я понимаю, что чем тяжелее, тем меньше влияют всякие системы управления, но все равно.
Странно это.
Есть подозрения, что где то закрался не корректный рассчет, в связи с многократным включением 3й ступени и неверной оценкой ее веса.

• +0.07 / 5

Цитата: ЮрийР от 25.12.2018 13:09:00На этом фоне еще одна ракета, к сожалению, выглядит странно.
Это Сатурн 5, на технологии 67 года, с первой керосин-кислородной ступенью, превосходящий почти на 1% чисто водородную Дельту 4 Н
Я понимаю, что чем тяжелее, тем меньше влияют всякие системы управления, но все равно.
Странно это.
Есть подозрения, что где то закрался не корректный рассчет, в связи с многократным включением 3й ступени и неверной оценкой ее веса.

Цитата: ЮрийР от 25.12.2018 13:09:00

 

У Сатурн-5 вторая ступень водородная. И третья - тоже водородная. Двигатели J-2. А на первой от водорода пользы не так много. Так что всё сходится там, хорошо бьётся.

• +0.10 / 5

Цитата: basilevs от 25.12.2018 15:36:43У Сатурн-5 вторая ступень водородная. И третья - тоже водородная. Двигатели J-2. А на первой от водорода пользы не так много. Так что всё сходится там, хорошо бьётся.

Цитата: basilevs от 25.12.2018 15:36:43

 

А как же то, что вес вспомогательных систем тогда и сейчас должен быть сильно разным? Да и двигатели на Д-4 дают намного лучший УИ?

• +0.01 / 1

Цитата: ЮрийР от 25.12.2018 13:09:00На этом фоне еще одна ракета, к сожалению, выглядит странно.
Это Сатурн 5, на технологии 67 года, с первой керосин-кислородной ступенью, превосходящий почти на 1% чисто водородную Дельту 4 Н
Я понимаю, что чем тяжелее, тем меньше влияют всякие системы управления, но все равно.
Странно это.

Цитата: ЮрийР от 25.12.2018 13:09:00

 

Ничего странного, на Дельте движок дохленький  в части удельного импульса.
И таки, масштабный коэффициент играет весьма существенную роль 

Цитата: ЮрийР от 25.12.2018 13:09:00Есть подозрения, что где то закрался не корректный рассчет, в связи с многократным включением 3й ступени и неверной оценкой ее веса.

Цитата: ЮрийР от 25.12.2018 13:09:00

 

Возможно, в эти 140 тонн входит и сама конструкция третьей ступени.

• +0.10 / 6

Цитата: НАлЕ от 25.12.2018 16:01:06Возможно, в эти 140 тонн входит и сама конструкция третьей ступени.

Цитата: НАлЕ от 25.12.2018 16:01:06

 

Вот да - те же мысли. 
Т.е. если пытаться Сатурн 5 поднять на орбиту что угодно, крома отправки Аполлона с обвеской к Луне, то немедленно все станет сильно хуже и коэффициент превратится в реальные 4%, а то и хуже.
Не даром США, после завершения программы Аполлон даже не пыталось на той же ракете отправить автобус с барахлом к Марсу и т.п., хотя даже готовые ракеты и двигатели были.
Казалось бы - делай адаптацию новой ПН да и пускай - деньги то уже на половину потрачены. 

• +0.04 / 2

Цитата: Аладдин от 25.12.2018 12:08:33По-моему, эти 22.8 тонн "Фалкона FT" на НОО - чушь собачья.

Цитата: Аладдин от 25.12.2018 12:08:33

 

Угу.

Цитата: Аладдин от 25.12.2018 12:08:33Он никогда не выводил больше 9.8 тонн.
И никогда, КМК, не поднимет. 
Почему - НАЛЕ сказал. 

Цитата: Аладдин от 25.12.2018 12:08:33

 

А вот тут торопиться не надо. Так понимаю, что 9,8 тонны - это Иридиумы-НEXT, а там орбита ССО, да еще высотой 750 км.
Тот же Зенит-2 выводит на эту высоту где-то около 8,2 тонны (причем не на ССО, а на наклонение , близкое к оптимальному для байконуровской широты старта). При этом на 200 км (классическая НОО)  - около 14 тонн.
Если взять такое же соотношение (на самом деле чуть больше), то получим  для Ф-9 около 17 тонн на НОО, что вполне правдоподобно.

Цитата: Аладдин от 25.12.2018 12:08:33Так что и эффективност в 4.15% - тоже чушь.

Цитата: Аладдин от 25.12.2018 12:08:33

 

Разумеется.

• +0.03 / 2

Цитата: НАлЕ от 25.12.2018 16:13:45Угу.

А вот тут торопиться не надо. Так понимаю, что 9,8 тонны - это Иридиумы-НEXT, а там орбита ССО, да еще высотой 750 км.
Тот же Зенит-2 выводит на эту высоту где-то около 8,2 тонны (причем не на ССО, а на наклонение , близкое к оптимальному для байконуровской широты старта). При этом на 200 км (классическая НОО)  - около 14 тонн.
Если взять такое же соотношение (на самом деле чуть больше), то получим  для Ф-9 около 17 тонн на НОО, что вполне правдоподобно.

Разумеется.

Цитата: НАлЕ от 25.12.2018 16:13:45

 

То есть стандартные ~3.1%.

• +0.05 / 4

Цитата: НАлЕ от 25.12.2018 16:13:45Угу.

А вот тут торопиться не надо. Так понимаю, что 9,8 тонны - это Иридиумы-НEXT, а там орбита ССО, да еще высотой 750 км.
Тот же Зенит-2 выводит на эту высоту где-то около 8,2 тонны (причем не на ССО, а на наклонение , близкое к оптимальному для байконуровской широты старта). При этом на 200 км (классическая НОО)  - около 14 тонн.
Если взять такое же соотношение (на самом деле чуть больше), то получим  для Ф-9 около 17 тонн на НОО, что вполне правдоподобно.

Разумеется.

Цитата: НАлЕ от 25.12.2018 16:13:45

 

НАЛЕ, "Иридиумы" летают на ниской полярной орбите. 
https://en.wikipedia.org/wiki/…y_launches
https://en.wikipedia.org/wiki/…stellation

• +0.00 / 0

Цитата: Аладдин от 25.12.2018 19:13:10НАЛЕ, "Иридиумы" летают на ниской полярной орбите. 
https://en.wikipedia.org/wiki/…y_launches
https://en.wikipedia.org/wiki/…stellation

Цитата: Аладдин от 25.12.2018 19:13:10

 

И на какой все же высоте, а то я американского языка не знаю?
Ткните куда-нибудь конкретней, где искать?
Насколько знаю, их высота выведения 750 км или даже чуть поболее.
И русская Вики врет точно также подтверждает меня, называя высоту в 780 км.

• +0.02 / 1

Цитата: НАлЕ от 25.12.2018 19:18:07И на какой все же высоте, а то я американского языка не знаю?
Ткните куда-нибудь конкретней, где искать?

Насколько знаю, их высота выведения 750 км или даже чуть поболее.
И русская Вики врет точно также подтверждает меня, называя высоту в 780 км.

Цитата: НАлЕ от 25.12.2018 19:18:07

 

Да.

https://www.n2yo.com/satellite/?s=43249

Perigee: 783.5 km  
Apogee: 786.2 km 
Inclination: 86.4 ° 



https://heavens-abov…8&tz=RFTm3

• +0.07 / 4

Цитата: ВЛ-68 от 24.12.2018 23:10:34...
Кто имеет более точную информацию - уточняйте.

Цитата: ВЛ-68 от 24.12.2018 23:10:34

 

По "Сатурн-5" в википедии неточность, (хоть и с некоторых пор вставлено пояснение, но часто путают):
В эти 140 тонн на НОО включена масса третьей ступени.
То есть масса ее корпуса и двигателя, с помощью которых это всё на орбиту  как раз и выводилось.

И на всякий случай.

Об отношении к  спору о ПН (правда, на примере ГПО):

Цитата: normalized_ от 29.06.2018 20:23:37Рекомендация Кохрэйна:
Получая направление на анализ, подумайте, какими будут ваши действия в случае положительного результата и отрицательного. Если ответы совпадут, то надобность в анализе отпадает.

А если серьезно.
Ну, какой смысл в подтверждении для Маска? Он же не ББ забрасывает.
Для пользователей? (Это в общем-то их проблемы)
А для нас?
Есть заявление: на FT может вывести на ГПО 8 тонн.
1. Если это воспринимать как возможности противника, то эту возможность нужно учитывать (для адекватного восприятия реалий или для планирования развития отрасли).
2. Если воспринимать как дезу, то тогда нужно иметь способности опровергнуть это заявление. Для этого нужно найти противоречие в тяге, массе топлива, остатку топлива на возвращение ступени и массы выведенных спутников. "Верю - не верю" недостаточно и бессмысленно.
3. Если противоречия не установлено, то возвращаемся к пункту 1.

Цитата: normalized_ от 29.06.2018 20:23:37

 

С НаЛе мы тоже как-то обсуждали Фальконовские 23 тонны  (не могу сходу найти), насколько помню я там "технично"  завершил, что спорить о 4.12% или 4,15% бессмысленно, так как обоснование предельной цифры (по НаЛе) должным образом не имеется (оно основано на опыте по старым технологиям и конструкций). А значит, "возвращаемся к пункту 1"

• +0.11 / 8

Цитата: normalized_ от 25.12.2018 16:09:56 ... спорить о 4.12% или 4,15% бессмысленно, так как обоснование предельной цифры (по НаЛе) должным образом не имеется (оно основано на опыте по старым технологиям и конструкций). А значит, "возвращаемся к пункту 1"

Цитата: normalized_ от 25.12.2018 16:09:56

 

А какие такие новые технологии, которые вдруг сразу подняли весовое  совершенство  более чем на треть?
Движки дохлые и неэконмичные (но простые, надежные и легкие), СУ как бы не совершенствовали, больше трех- четырех сотен кг  выигрыша не даст (это по сравнению с советскими ракетами рубежа 70...80-х годов прошлого столетия), а это меньше одной десятой процента для ракеты массой в 550 тонн.
Остается корпус. Дык, там технологии 60-х годов (опять-таки умышленно). Вот только на алюминий-литиевые сплавы и приходится уповать.
Так что ...

• +0.07 / 4

Цитата: НАлЕ от 25.12.2018 16:42:58А какие такие новые технологии, которые вдруг сразу подняли весовое  совершенство  более чем на треть?
Движки дохлые и неэконмичные (но простые, надежные и легкие), СУ как бы не совершенствовали, больше трех- четырех сотен кг  выигрыша не даст (это по сравнению с советскими ракетами рубежа 70...80-х годов прошлого столетия), а это меньше одной десятой процента для ракеты массой в 550 тонн.
Остается корпус. Дык, там технологии 60-х годов (опять-таки умышленно). Вот только на алюминий-литиевые сплавы и приходится уповать.
Так что ...

Цитата: НАлЕ от 25.12.2018 16:42:58

 

Ну, я не настолько фанат знаю Falcon 9, чтоб там копаться
На очень грубую вскидку:
- материалы, с баками что-то напридумывали.
  - переходный отсек,  вот на той  ступени которая недавно плюхнулась в воду,  с дырой. Явно не люминь, 

https://kenkremer.bl…-into.html

- переохлаждение топлива
- двигатели да, легкие (притом, что повторный запуск, но не супер экономичные)
- что-то на системе гидравлики сэкономили.
Потом еще  покапаюсь как-нибудь. (хотя и не собирался ;) )

• +0.09 / 6

Цитата: normalized_ от 25.12.2018 17:47:15Ну, я не настолько фанат знаю Falcon 9, чтоб там копаться
На очень грубую вскидку:
- материалы, с баками что-то напридумывали.
  - переходный отсек,  вот на той  ступени которая недавно плюхнулась в воду,  с дырой. Явно не люминь, 

https://kenkremer.bl…-into.html

- переохлаждение топлива
- двигатели да, легкие (притом, что повторный запуск, но не супер экономичные)
- что-то на системе гидравлики сэкономили.
Потом еще  покапаюсь как-нибудь. (хотя и не собирался ;) )

Цитата: normalized_ от 25.12.2018 17:47:15

 

Вес двигателей намного меньше веса топлива, тут рулит УИ, который там "не очень".

• +0.03 / 2

Цитата: Foxhound от 25.12.2018 17:52:30Вес двигателей намного меньше веса топлива, тут рулит УИ, который там "не очень".

Цитата: Foxhound от 25.12.2018 17:52:30

 

Да, это понятно.
Но если мы хотим взвесить "на весах-коромыслах" с точностью то десятых процента, то придется учесть всё, даже мелочи.

• +0.10 / 7

Цитата: normalized_ от 25.12.2018 17:59:00Да, это понятно.
Но если мы хотим взвесить "на весах-коромыслах" с точностью то десятых процента, то придется учесть всё, даже мелочи.

Цитата: normalized_ от 25.12.2018 17:59:00

 

Разница между 4++% и 3% это не десятые процента, это четверть.

• +0.06 / 5

Цитата: Foxhound от 25.12.2018 18:03:14Разница между 4++% и 3% это не десятые процента, это четверть.

Цитата: Foxhound от 25.12.2018 18:03:14

 

Разница 1% в отношении ПН / CМ
Чтоб этот процент (3 или 4) считать, на каждой чаше весов (сравниваем версии ракет) нужно  "взвешивать" СМ ракеты с точностью до процента, а не с точностью до четверти.
Закон вычисления погрешности отношения.

Ну, и в прошлом споре с НаЛе (заставили все-таки найти...)  мы спорили о десятых процентах:

ЦитатаЦитата: НАлЕ от 23.06.2017 23:07:41
Ну никак не может ракета такого класса (её стартовый вес где-то 550 тонн), на "О₂ + Керосин" выводить даже на НОО (не говоря уже о ГПО)  более 4% от своего стартового веса.

Я, помнится, это даже специально "технично"  зафиксировал, и сделал вывод, что дальнейший спор о десятых процента становиться бессмысленным  ( нужно разбирать  всю конструкцию ракеты до деталей). 

• +0.10 / 6

Цитата: normalized_ от 25.12.2018 18:48:33Разница 1% в отношении ПН / CМ
Чтоб этот процент (3 или 4) считать, на каждой чаше весов (сравниваем версии ракет) нужно  "взвешивать" СМ ракеты с точностью до процента, а не с точностью до четверти.
Закон вычисления погрешности отношения.

Ну, и в прошлом споре с НаЛе (заставили все-таки найти...)  мы спорили о десятых процентах:


Я, помнится, это даже специально "технично"  зафиксировал, и сделал вывод, что дальнейший спор о десятых процента становиться бессмысленным  ( нужно разбирать  всю конструкцию ракеты до деталей).

Цитата: normalized_ от 25.12.2018 18:48:33

 

Не о десятых процента, а об увеличении  веса ПН более, чем на треть. С более-менее реальных 17 тонн до мифических 22,8 тонны. Что для стартового веса в 550 тонн составляет 3,1 и 4,15  процентов соответственно.

• +0.08 / 5

Цитата: НАлЕ от 25.12.2018 19:09:06Не о десятых процента, а об увеличении  веса ПН более, чем на треть. С более-менее реальных 17 тонн до мифических 22,8 тонны. Что для стартового веса в 550 тонн составляет 3,1 и 4,15  процентов соответственно.

Цитата: НАлЕ от 25.12.2018 19:09:06

 

Ну, хорошо. Я вас не так понял.
Но опять же ходим по кругу:

Цитата: normalized_ от 26.06.2017 03:55:29Ну, я так понял(предположил) из ваших слов, что дескать раз  "больше 4% не может", то если бы было заявлено 4% или меньше, то Вы бы и не спорили. Поэтому и задал уточняющий вопрос.

Есть несколько вариантов:

Вариант А:
- поднимать все технические характеристики, чем Falcon FT отличается от старых ракет, массы ступеней (какие материалы), сравнивать двигатели, их массы,  давления в КС и импульсы, насколько помогло охлаждение топлива.
- рассчитывать массы ПН НОО исходя из уже запущенных спутников на ГПО, по данным указанным выше по ссылке Liss .
и смотреть/предполагать сколько осталось топлива.

Вариант Б:
Обосновать Ваши 3% или чуть более.
Не исходя из прошлой практики, а более менее строго.

Вариант В:
Обновить список "Вот когда....,  тогда поговорим. (Вы находитесь здесь)"
Хотя сейчас (или в ближайшем будущем) вряд ли есть полезная нагрузка, которая прям впритык приближается к массе 22800 кг,
Поэтому нужно будет ждать пару или больше годиков (до упаковки миниспутников), кто прав а кто нет.

Я за четвертый вариант:
Забить на все это.
В смысле: какая нам разница сколько выводит какой-то там Falcon, я, например, пока не планирую пользоваться его услугами вывода на НОО в ближайшем будущем. А кто вдруг планирует воспользоваться, тот будет принимать решения исходя из полной и точной информации о возможностях РН.

Цитата: normalized_ от 26.06.2017 03:55:29

 

Тут под "не исходя из прошлой практики, а более менее строго"  имеется  в виду что с учетом новых материалов и технологий:
3.2% может?
3.3% может?
Иными словами: какова гарантированная оценка границы "невозможности" с учетом конструкции ракеты? ( с дальнейшем обоснованием должным образом).

Вы поймите, мне вот честно неинтересно (четвертый вариант) сколько точно и реально выводит Фалькон на НОО  теоретически (Вариант А:) и практически (Вариант В)
Но утверждение о невозможности делаете Вы, а не я.
Значит, для продолжения разговора нужно изучить конкретно: ракету (Вариант А1, А2), или другим способом (Вариант Б)
Вот это было бы интересно (за счет чего он увеличивал эффективность)
А доказывать Вам что Фалькон вот точно может выводить как минимум 22,8 тонны  я не собираюсь, и не собирался. Мне для этого придется делать Вашу работу.
Причем от этой работы практического выхлопа я не вижу (для себя). Как и от данного спора (ходим по кругу).

• +0.08 / 5

Цитата: normalized_ от 25.12.2018 20:13:08...
Но утверждение о невозможности делаете Вы, а не я.

Цитата: normalized_ от 25.12.2018 20:13:08

 

Но я опираюсь на цифры и формулу товарища Циолковского.

• +0.07 / 3

Цитата: НАлЕ от 25.12.2018 20:23:30Но я опираюсь на цифры и формулу товарища Циолковского.

Цитата: НАлЕ от 25.12.2018 20:23:30

 

Охотно верю.
"Но, черт возьми, как?" 
(Только предлагаю не сегодня, я уже не потяну никакие  формулы — вечер, "то да сё" и отвлекают. )

• +0.09 / 6

Цитата: normalized_ от 25.12.2018 20:35:29Охотно верю.
"Но, черт возьми, как?" 
(Только предлагаю не сегодня, я уже не потяну никакие  формулы — вечер, "то да сё" и отвлекают. )

Цитата: normalized_ от 25.12.2018 20:35:29

 

По отношению к российским ракетам тут предлагали методику - максимальный реальный груз, веденный на орбиту / на массу РН. Применим такое к Фалкону?

• +0.03 / 1

Цитата: Foxhound от 25.12.2018 21:35:46По отношению к российским ракетам тут предлагали методику - максимальный реальный груз, веденный на орбиту / на массу РН. Применим такое к Фалкону?

Цитата: Foxhound от 25.12.2018 21:35:46

 

"А смысл?"
Ведь это дает ответ на вопрос, сколько Фалькон выводил, а мы обсуждаем сколько он может/не может вывести.

• +0.08 / 5

Цитата: normalized_ от 25.12.2018 21:46:32"А смысл?"
Ведь это дает ответ на вопрос, сколько Фалькон выводил, а мы обсуждаем сколько он может/не может вывести.

Цитата: normalized_ от 25.12.2018 21:46:32

 

Реально подтвержденные характеристики? Строго говоря заявлять можно любую максимальную ПН.

• +0.04 / 2

Цитата: Foxhound от 25.12.2018 22:09:11Реально подтвержденные характеристики? Строго говоря заявлять можно любую максимальную ПН.

Цитата: Foxhound от 25.12.2018 22:09:11

 

(устало)  Я это уже обозначил Вариантом В ("вот тогда и поговорим")

Кроме того, не уверен, что для SpaceX есть к.л. смысл запустить  22 тонны бетона на НОО  для подтверждения характеристик таким образом. (специально для нас)

Цитата: Foxhound от 25.12.2018 22:09:11Строго говоря заявлять можно любую максимальную ПН.

Цитата: Foxhound от 25.12.2018 22:09:11

 

И даже если запустит что-то... Ведь всегда же можно написать "строго говоря заявлять можно любую ПН". Никто не запрещает. Так?
Вот запустил он, допустим, 7 тонный Telestar 19 на ГПО-2275.
Масса на 15% меньше чем 8300 кг, завяленная максималка на ГПО.
(Но при этом первая ступень совершила посадку).
У вас есть сомнения в заявленной массе?
Определитесь, для продолжения.
Кроме того, я не думаю, что он должен запускать на ГПО прям 8300 кг.
Уж так получилось, что мы не являемся субъектом, которому нужно подтверждать таким вот (специально для нас) образом.
Свои возможности он объявляет потенциальным заказчикам: "хотите что-то запустить - вот предложение и его ТТХ, характеристики двигателей и ступеней".
Поэтому для нас есть другие варианты  (по той же ссылке, A1, A2, Б) — обосновать сомнения невозможности, (или хотя бы оценить массу ПН).
- исходя из заявленных х-к  ракеты: двигателя, масс ступеней и т.д. (в допущении что они верны).
- исходя из уже запущенных спутников на ГПО (в допущение, что вы принимаете их, и что известна масса заправки)
- доказать невозможность заявленных х-к  ракеты по конструкции (что такой массы степени или тяги двигателя не может быть)
Для первого, вам (да и мне тоже) нужно вспомнить орбитальную механику, учесть сопротивление воздуха, вращение земли,  и т.д. 
Для второго тоже самое, но кмк проще.
(Договориться  только, что на второй ступени для разных спутников устанавливается тот или иной держатель спутника, имеющий ращличную массу)
Или четвертый вариант...(могу тоже повторить какой)

• +0.17 / 10

Цитата: normalized_ от 26.12.2018 17:16:55(устало)  Я это уже обозначил Вариантом В ("вот тогда и поговорим")

Кроме того, не уверен, что для SpaceX есть к.л. смысл запустить  22 тонны бетона на НОО  для подтверждения характеристик таким образом. (специально для нас)



И даже если запустит что-то... Ведь всегда же можно написать "строго говоря заявлять можно любую ПН". Никто не запрещает. Так?
Вот запустил он, допустим, 7 тонный Telestar 19 на ГПО-2275.
Масса на 15% меньше чем 8300 кг, завяленная максималка на ГПО.
(Но при этом первая ступень совершила посадку).
У вас есть сомнения в заявленной массе?
Определитесь, для продолжения.
Кроме того, я не думаю, что он должен запускать на ГПО прям 8300 кг.
Уж так получилось, что мы не являемся субъектом, которому нужно подтверждать таким вот (специально для нас) образом.
Свои возможности он объявляет потенциальным заказчикам: "хотите что-то запустить - вот предложение и его ТТХ, характеристики двигателей и ступеней".
Поэтому для нас есть другие варианты  (по той же ссылке, A1, A2, Б) — обосновать сомнения невозможности, (или хотя бы оценить массу ПН).
- исходя из заявленных х-к  ракеты: двигателя, масс ступеней и т.д. (в допущении что они верны).
- исходя из уже запущенных спутников на ГПО (в допущение, что вы принимаете их, и что известна масса заправки)
- доказать невозможность заявленных х-к  ракеты по конструкции (что такой массы степени или тяги двигателя не может быть)
Для первого, вам (да и мне тоже) нужно вспомнить орбитальную механику, учесть сопротивление воздуха, вращение земли,  и т.д. 
Для второго тоже самое, но кмк проще.
(Договориться  только, что на второй ступени для разных спутников устанавливается тот или иной держатель спутника, имеющий ращличную массу)
Или четвертый вариант...(могу тоже повторить какой)

Цитата: normalized_ от 26.12.2018 17:16:55

 

Ну это не совсем верное срвнение, 8300 то заявлялось на стандартную ГПО-1800, а иначе это не имеет смысла. Однако если посчитать что вес ступени после отделения спутника 5т, что очень хороший результат т.к. начальный вес ступени более 100т то для вывода 7т Телестара на ГПО-2275 надо примерно 9.5т топлива, которое в этом случае можно считать полезной нагрузкой, оно же выведено не низкую орбиту, тогда получается что полезная нагрузка 16.5т и при этом посадили первую ступень, так что Фалкон не сомненно поднимает на низкую орбиту более 17т. Максимальный вес на ГПО пожалуй Intelsat-35 6.7т на ГПО-1860, судя по описанию полная заправка обеих ступеней, на низкой орбите спутник + топливо до ГПО примерно 19т. 5т вес ступени после отделения выглядит правдоподобно, т.е. Фалкон может реально вывести на низкую орбиту порядка 20т. У Союза-5-го кстати предполагаемый вес пустой второй ступени 6.5т при заправке 60т, у Фалкона заправка 2-й ступени более 100т не забываем.

Можно посмотреть по запуску Intelsata-35
http://spaceflight10…elsat-35e/
The delta-v provided by the second burn was around 2.49km/s
Достаточно подробное описаение так что можно не сомневаться 19-20т Фалкон на низкую орбиту может вывести.

• +0.01 / 4

Цитата: Foxhound от 25.12.2018 17:52:30Вес двигателей намного меньше веса топлива, тут рулит УИ, который там "не очень".

Цитата: Foxhound от 25.12.2018 17:52:30

 

Я как-то попытался сравнить Мерлин и РД170 (180, 190...)
И если отмасштабировать 170 до тяги 9-и Мерлинов (там где-то к=1,1 по памяти), то потери на массе движка - неск. тонн, а экономия топлива - десятки.
Если кому надо - могу поискать этот расчет.

• +0.06 / 4