Электрические ракетные двигатели

avmich>У меня классная идея возникла . Специально, чтобы не ходили тут всякие "ниспровергатели", которым лень хотя бы предыдущие сообщения прочитать, зато гонору чрезмерно, предлагается выкладывать на какой-нибудь страничке часто используемые формулы, соотношения, цепочки вывода, картинки с графиками и т.п. По крайней мере, время сэкономит уж мне-то точно - сколько раз массовые соотношения и параметры орбит приходилось обсчитывать. Да и всегда носом ткнуть удобно будет.

avmich>На самом деле, есть книжки, где это более или менее собрано. Просто Авиабазе не повредит на Сети такой справочник иметь, я думаю.

Я за - отличная идея avmich>Вот, например, задача об оптимальном алгоритме поднятия круговой орбиты двигателями малой тяги... Интуиция подсказывает, что оптимум должен быть спиралью - чтобы угол между силой и скоростью был поменьше вдоль траектории...

Мне кажется, это зависит от того, по чему оптимизировать. Если по времени, то, действительно, спираль с малым шагом.

Можно еще оптимизировать дельта V. Тогда включать двигатель нужно только близко к перигею, а когда нужная высота апогея достигнута - близко к апогею (как гомановский переход). Но выигрыш по дельта V это дает не такой уж и большой, а времени занимает очень много. И потом, для ЭРД это совсем не имеет смысла, так как СБ зря работают почти все время.

Более сложные вопросы возникают, когда нужно менять наклонение орбиты. Опять же, если оптимизировать по дельта V, то понятно. А вот как по времени - не знаю. На след. неделе попробую посчитать численно...

> avmich>Вот, например, задача об оптимальном алгоритме поднятия круговой орбиты двигателями малой тяги... Интуиция подсказывает, что оптимум должен быть спиралью - чтобы угол между силой и скоростью был поменьше вдоль траектории...

> ratman>Мне кажется, это зависит от того, по чему оптимизировать. Если по времени, то, действительно, спираль с малым шагом.

Имеется в виду, что двигатель включен всегда. Конечно, это не совсем та задача, что в реальности стоит, но очень близкая.

Нам нужно уменьшать dV и t. Одновременно не получается, поэтому хорошо бы получить зависимость - при каком проигрыше dV сколько t выигрываем.

> ratman>для ЭРД это совсем не имеет смысла, так как СБ зря работают почти все время.

А вот уже вопрос по практике - а не реально запасать энергию на борту, скажем, всё время, а использовать только в выгодных точках? Или наоборот - питать движок всё время, а запасать энергию только на "солнечных" участках орбиты? Кто знает, как это делается и почему?

avmich>Имеется в виду, что двигатель включен всегда. Конечно, это не совсем та задача, что в реальности стоит, но очень близкая.

Это не всегда целесообразно. Будет уходить слишком много рабочего вещества впустую.

avmich>Нам нужно уменьшать dV и t. Одновременно не получается, поэтому хорошо бы получить зависимость - при каком проигрыше dV сколько t выигрываем. Да - неплохо бы получить Только не очень просто

avmich>А вот уже вопрос по практике - а не реально запасать энергию на борту, скажем, всё время, а использовать только в выгодных точках? Или наоборот - питать движок всё время, а запасать энергию только на "солнечных" участках орбиты? Кто знает, как это делается и почему?

Второе, имхо особого смысла не имеет... Первое имеет, но тоже далеко не всегда.

То есть другими словами: сколько будет весить аккумулятор, способный эффективно хранить кол-во энергии получаемое за виток ? С учетом того, что виток может быть до 24ч, это порядка 250 кВт*ч.

Мда, думаеться 250 кВт*ч - это многовато Вот смотри - самая большая батарейка конторы, где работает Алекс Пугачев.

Номинальное напряжение 40,5 В, номинальная емкость - 300 А*Ч, все вместе 12,15 кВт*ч, а Вес - 50 кг. Всего вес получиться - 1030 кг, причем это литивые батарейки, акумуляторы еще раза в 2 тяжелее будут.

Старый>И с этим носителем уже сейчас начать борьбу за заказы с Дельтой 4 и Арианой 5.

Гы, и вы ударились в романтику. Ладно-ладно.

Итак - вы что серьезно считаете что рынок выводов открытый? Впрочем ладно, это вы учитываете.

Старый>Далее, я бы заключил альянс с Решетнёвцами. Лучше как Астрим, но можно и как получится. Дал бы им денег, чтоб они под эту ракету сделали четырёхтонную платформу с полсотней 100-ватных ретрансляторов. Супостаты в две тонны укладываются, мы, я думаю, в четыре впишемся. Втянуть в альянс производителей электроники, чтоб сделали более-менее современный ретранслятор.

На это даже не найдейтесь, если с лампами у нас еще более-менее, то радхард твердотельная электроника - даже не начинали. А амы 15 лет уже работают. Т.е. именно на столько мы и отстали, какой-нить диод Ганна на 10 Вт/10 ГГц, радхард - вас в любом кб или заводе просто пошлют, как послали бы с проектом SSTO в Прогрессе или Салюте.

Старый>Деньги? Если РД-191 не финансировать, то может на создание современной ЛБВ хватит.

Это вполне возможно. Как раз где-то так стоить и будет. Однако не смотря на то что обычно говорят лишь про одну ЛБВ или еще один усилитель, 1 трансподер - это только 6 блоков, если блочно описывать И как минимум 2 усилителя, а обычно 3 или 4, плюс еще несколько наворотов. Вообщем что бы все сделать на современном уровне - надо отказаться от разработки двигла класса Р-170 и дать лет пять.

Старый>Итого: через 2-3 года мы бы имели ракету и спутник способные на равных конкурировать с лучшими зарубежными образцами.

Странный вывод пардон. С чего бы это? И 2-3 лет не хватит на то что бы современную платформу сделать (решетневцы уже сколько? года 2 наверное при деньгах, и обещают (учитвая что ПН покупное) 15 летний срок на орбите только лет через 5, сейчас вот у них 10, дальше на Экспресс-АМ2 (на память) 12.

А потом его конкурентность... Мммм, ну вот Сесат вполне конкурентен (дешевле 376HP платформы, а параметры лучше) по цене/качеству - где очередь то на него? Причем если вы вспомните кто заказывает в основном 702-ых монстров - это акажеться ПанАмСат, Интелсат или же те кому необходима высокая мощность по определению - всякие системы подвижной связи, цифровые радио. Первые - им можно, у них обороты миллиарды долларов, они могут позволить поработать на перспективу. Стоимость-то трансподера получиться ниже, а лет за 10 можно и 100 трансподеров забить (в теории). В связи с современным положением я думаю что даже американцам будет сложно продавать (американцем же) B702 или эту новую платформу Локхида.

Я лично считаю что весом ничего добиться не удасться - лучше широкополостностью, ну не может до бесконечности расти число DHTV. Да и инет через спутник как был убыточным предприятим, так и остаеться.

Вообщем что бы дальше заниматься подобным ничем не обоснованным словоблудием, давайте просто считать - удельную стоимость трансподера, это основное каество, все остальное не важно. Возможно продав равное количество трансподеров на 702 и на Диалоге прибыль с первого предприятия будет больше, однако и денег на эту 702 платформу надо вбухать дофига.

Старый>Как бы я рулил дальше? Дальше бы я сосредоточил все силы на создании нового тяжёлого носителя

Я вот думаю, что если мы все будет делать по подобию Дельты-4, разрабатывая все части заново, то и получиться она у нас стоимостью с Дельту-4, наши низкие зарплаты скомпенсируються нашей неорганизованностью и затягиванием разработок, в отсутсвие денег.


Да, подумайте еще над таким фактом - почему в мире всего 3 производителя ГСО и всего 5 производителей трансподеров для них? Может не просто так?

Старый>> Извиняюсь, никак не дойдут руки проанализировать ваш рассчёт. Надеюсь, скоро доберусь. ratman>Я бы на вашем месте сделал это ДО того, как спорить. И впредь, пока вы не научитесь читать и считать, я, извините, всякое общение с вами прекращаю. Предлагаю то же сделать остальным участникам форума (в целях прекращения бесполезной ругани)

ratman>P.S. И перестаньте коверкать ники. Не ратман а рэтмэн.Рэтмэну
Вот какой у меня расчёт:
исходная масса - 2000кг
добавка на ЭРД - 200кг
итого сухая масса - 2200кг
на стабилизацию получилось ровно 100кг
итого выводим на стационар - 2300кг
солнечные батареи - 8.5 кВт (так в НК для Интелсата 902)
на двигатели подаём 7.32 кВт
это позволяет питать 6хСПД-100
суммарной тягой 50.8г (граммы)
и расходом ксенона ровно 0.02 г/сек
хар. скорость - 4560 м/с
уи - 2500м/с
требуется ксенона 470 кг
начальная масса 2770кг
потребное время :
при расходе 0,02 г/с
470000г будут расходоваться
23500000секунд, или 390000минут, или 6500часов, или 272 дня
можно грубо проверить по другому:
тяга в 50.8 г придаёт массе (средняя) 2535000г
ускорение в ровно 2х10-5g, или 1,97м/с2
или 0,0118 м/с в мин, или 0.708 м/с в час, или 17 м/с в сутки, или 4620 м/с в 272 дня.
так считать неграмотно, но надо же, погрешность менее 1, 5 % получилась...

Теперь тень.
раньше у меня получалось около 40 дней (я об этом упоминал), но вы меня смутили.
у вас, на 131 сутки работы приходится 33 суток тени,
то есть тень составляет 25% от освещённого участка,
для 272 дней это составит 68 сут., в сумме 340 сут.
пришлось проверить и пересчитать ещё раз,
получается 38 суток и всё тут, вобщем 13%, в два раза меньше чем у вас.. Интересно ознакомиться с вашей методикой,
всё-таки она в мою пользу . Свою готов разьяснить
.
Итого получается 310 суток, или ровно 10 месяцев.
Много это или мало? В НК сообщалось, что заказчики бросали традиционных партнёров и заключали контракты с производителями, которые гарантировали запуск через 8-10 месяцев после подписания контракта. Так было когда заказывали кажется Тельстар 401R так вроде бы произошло со спутником Е-bird. Думаю никто не закажет спутник, который требует 10 месяцев только от запуска до ввода в строй. Именно по этому они и не летают, и не полетят.
И это мы ещё считали, что двигатель работает каждую секунду, которую спутник находится на свету, что он как лампочка - выключателем щёлкнул, и зажёгся. Там существует какая-то циклограмма запуска, в рассказе о Дип спэйс НК об этом сообщали. Первые два месяца полёта двигатель прийдётся включать - выключать каждые два часа. Привключении существают какие то потери удельного импульса на переходные процессы, какие-то ещё там неучтёные потери на катоде-компенсаторе существуют, по служебным нуждам за 10 месяцев прийдётся выключаться, вобщем и т.д. ит.п. 10 месяцев уже неприемлемо, а тут ещё всё вправо сползает.

Давайте попробуем уменьшить время как вы предлагаете, увеличив тягу двигателей и соответственно мощность СБ до 20 кВт. Сколько нынче весят СБ? У меня все данные по кремниевым, по арсенидгаллиевым трудно чего найти, НК этой темой не интересуется. Но в НК есть такие данные для МКС: Одно крыло весит 1070 кг, мощность 31 кВт, то есть 34 кг/кВт. Это только голая батарея, возможно с приводом-токосъёмником, но без всякой электроники. Батареи эти очень лёгкие, на ниточках висят, в ручную разварачиваются, в специальных укладках доставляются.. Да и вообще для станции наверно старались. У спутника батареи должны быть тяжелее. Ну пусть будет на 10% тяжеле: 38 кг/кВт
Увеличиваем мощность с 8.5 до 20 кВт то есть на 11.5 кВт.
Это дополнительно 440 кг. Ставим ещё 10 двигателей СПД-100 (35кг) и и блоки питания к ним - столько же. Вобщем с батареями всё вместе полтонны.
Сухая масса становится 2800 кг.
ксенон на стабилизацию - 120кг.
выводим на геостационар - 2920 кг.
ксенон на выведение - ровно 600 кг
начальная масса - 3520кг.
16 двигателей потребят19.5 кВт и 0.054г ксенона в секунду
то есть израсходуют 600кг равно за 11111111сек
или 129 сут.
тень добавит 13% или 17 сут.
итого 146 сут, грубо говоря 5 месяцев.
Уже лучше, но многовато. Будут ли заказчики ждать? Судя по всему не хотят.

Удельный импульс в 1500 сек даёт следующий результат:
Для варианта с 6 двигателями:
ксенон на стабилизацию - 160кг
на геостационаре - 2360 кг
стартовая - 3220кг.
ксенон на выведение - 860 кг
расход-0.034 г/сек
время работы- 25400000сек
или 294 суток
плюс 13%тень - 332 суток.
До года не дотягиваем. Естественно уменьшение у.и. не даёт ничего, кроме увеличения массы и времени. Но у вас другой результат: у вас время работы резко уменьшается. Вы уже этот расчёт приводили, я попросил повторить, чтобы избежать случайной ошибки. Так почему время уменьшилось? Дело в том, что у вас двигатель не увеличивая расхода энергии вдруг загадочным образом увеличил тягу. Вот ваши данные:
мощность на двигатели-8кВт
ксенон на переход-1100кг
время работы двигателей-124 сут,
у.и. - 1250сек.
величину тяги вы предусмотрительно умолчали, её прийдётся рассчитать:
чтобы выработать 1100 кг за 124 сут надо расходовать ровно 0,103 грамма в сутки.
что при у.и. 1250 сек даёт 128 г.
то есть цена тяги получается 62 Вт/г
у СПД-100 эта величина 150 Вт/г, и это практически наивысший показатель. Где вы взяли столь экономичный двигатель? На тех ссылках, что в начале топика я вроде такого не нашёл. Если у вас есть, дайте ссылку, потому что двигатель получается поистине уникальный. Чтоб понять это надо сначала обратиться к школьному курсу физики.
Если я его правильно помню, чтобы за секунду разогнать один ньютон до скорости 1м/с нужно иметь мощнось 1Вт.
Вы разгоняете ровно 0,001 ньютона до 12500000 метров в секунду,
расходуя мощность в 12, 5 кВт,
потребляя при этом от сети 8кВт.
то есть уникальность вашего мотора в том, что его КПД ровно 156% с четвертью.
Боюсь ошибиться, но по-моему это противоречит фундаментальному закону природы, именуемому "закон сохранения энергии".
Если вы сомневаетесь, правильно ли я считал КПД, давайте проверим на СПД-100:
тяга -8.4г
у.и.-2500с
расход соответственно-0,0034г/с
то есть0,000033н Х на 25000000м/с получаем 823 ватта,
что при электрической мощности 1220 Вт
соответствует КПД- 67%
что в точности соответствует заявленой величине.
Полученой таким образом цифрой в 130 суток вы с самого начала оперируете, и там вы упомянули тягу. Мне сразу бросилось в глаза, что она завышена. (сослаться не могу, я счас не в инете). Но всё времени не было.
Так как прикажете вас понимать? Так ведь можно что угодно доказать. Я абсолютно уверен, что вы преднамерено НЕ тасовали цифры в свою пользу, могу даже предположить где вы ошиблись. Однако, уважаемый Рэтмэн, когда получаете результат, противоречащий общепринятым представлениям, надо его сначала всё-таки проверить, а потом уже публиковать, я вам три дня об этом талдычу. А те, кто говорил, что я тасую цифры в свою пользу, что ж вы у Рэтмэна-то не заметили, а? Теперь ешьте свои шляпы.
Ну и возвращаясь к существу вопроса: как ни крутись, лучше полгода не получается, а это никому не приемлемо.
Жду ответов. Если будет время, я вам тут ещё про буксир насчитаю.

Старый>Договоритесь с прецессией

А нельзя ли сначала вывести спутник на круговую орбиту с периодом 1 сутки (кажется, она называется геосинхронной), чтобы прецессия нас больше не беспокоила, а затем заняться наклонением?

Старый>>Договоритесь с прецессией

V.B.>А нельзя ли сначала вывести спутник на круговую орбиту с периодом 1 сутки (кажется, она называется геосинхронной), чтобы прецессия нас больше не беспокоила, а затем заняться наклонением?

можно. но получается так сначала надо тратить характеристическую скорость на одно, потом на другое. Получаются гораздо большие затраты и скорости и времени. Оптимально сразу делать и то и другое одним импульсом. Потом, когда убирать наклонение, это можно будет делать только в короткие моменты пересечения экватора, которые в данном случае будут гораздо меньше 1/4 витка. таким образом суммарные затраты характеристической скорости и времени резко увеличиваются. Если вы про то, что и бог с ними, с затратами, лишь бы прецессия орбиты не развела, то это конечно вариант, но он всё равно неприемлем по времени.
мы вон рассматриваем ситуацию с экваториальным запуском, там вобще прецессия ни при чём, и то не получается.

CaRRibeaN>Вот этими данными и пользуйтесь.

CaRRibeaN>Можно еще вспомнить о пленочных СБ, УЖЕ есть, летают с 200 Вт/кг, планируються с 500 Вт/кг.

что-то тут не так... а где их испульзуют? может это реклама, а там есть какие-то скрытые проблемы, которые препятствуют реальному применению?

Старый>Если интересно про баллистику, вот посмотрите, как хруничевцы рассчитывали обойти: Выводят на переходную орбиту с наклонением 63 град. (при 63 гр прецессия равна нулю, поэтому и "Молнии" туда запускают) Чем выше орбита (фокальный параметр)тем прецессия тоже меньше. Поэтому апогей переходной орбиты делают суперсинхронный - 80000 км. Там и скорость меньше, можно дольше находиться и легче разворачивать. Пока наклонение недалеко от 63гр поднимают ещё перигей, скорость прецессии уменьшается не считал, ну раз в пять (по сравнению с обычной переходной орбитой 51 гр), и тогда поднимают перигей до 36000 и убирают наклонение. Большая полуось успеет уйти не 50 град, а может только на пять, это приемлемо. Ну и потом опускают апогей до 36000 и они на геостационаре!

Интересные подробности. А нет ли там (в ваших источниках) оценки, сколько времени уйдет на этот переход? Может, там даже говорится о времени каждого этапа?

И еще раз об этапах, для уточнения. Как я понял, их три:
1) Подъем перигея до некоторой (неназванной) величины при 63 град. При этом прецессия нулевая.
2) Дальнейший подъем перигея до 36000 с одновременным уменьшением наклонения до нуля.
3) Снижение апогея до 36000.

Правильно?

Рэтмэну.
что-то я уже сам ничего не пойму, я ж проверил по СПД-100 как же расчёт сошёлся? Случайно, чтоли? Пойду разбираться, к этому конкретному вопросу вернусь чуть попозже.

V.B.>И еще раз об этапах, для уточнения. Как я понял, их три:
V.B.>1) Подъем перигея до некоторой (неназванной) величины при 63 град. При этом прецессия нулевая.
V.B.>2) Дальнейший подъем перигея до 36000 с одновременным уменьшением наклонения до нуля.
V.B.>3) Снижение апогея до 36000.
V.B.>Правильно?

Извиняюсь, но не зная вас лично и уровня вашей фактической подготовки я не могу точно определить цель ваших вопросов, желаете ли вы разобраться или пытаетесь загнать меня в угол, а соответственно не знаю, как отвечать. Поэтому отвечу в общих чертах. Если хотите разобраться - пишите, разьясню. Если хотите прищучить ответ таков: Во всех вариантах двигатель должен работать импульсами в двух точках эллипса, никакой плавной раскрутки по спирали с непрерывной работой ЭРД не получается. Это я имел в виду, когда в самом начале сказал, что обходных путей нет. Мы полемизируем об ЭРД, или ловим друг друга на слове?
Насчёт неназваной высоты не знаю, я слышал из уст, в опубликованной схеме полёта об этом вообще не упоминается. Может там и нет ничего. А это существенно?

V.B.>Желаю понять, почему вы решили "наехать" на "Диалог": только ли из-за нелюбви к хруничевским политикам, или же вы уверены, что 180 суток - нереальная цифра? Или вы в этом не уверены, но у вас есть основания так думать (которые вы здесь привели), и вы хотите, чтобы мы помогли вам разобраться, так это или нет?

V.B.>Чем точнее мы бы знали схему полета, предложенную хруничевцами, тем лучше мы могли бы ее смоделировать, чтобы ответить на вопрос, ошибаются они или нет.

Старый>>Они заявляют на всё 180 суток. По моим рассчётам двигатель должен непрерывно работать 90 суток. Сколько времени он будет отдыхать- не знаю, но думаю что больше 90 суток.

А с Диалогом, мне кажется, все просто. У них стоят СПД-100, у которого уи 2500 и точка. СПД-140 уже делается с возможностью понижения уи: 1600-2600. Видимо, сообразили Но его, я так понимаю, пока нет. Когда (если) будет они заменят СПД-100 на СПД-140 и вперед, к светлому будущему.

А пока Диалог имеет запас хар. скорости 2000 м/с. Для перехода ГТО-ГСО этого хватает, а больше - увы. Вот будет СПД-140, дельта V будет в районе 5000 при той же энерговооруженности. Ксенона, правда, придется добавить.




Мораль такова:
1. выведение на ГСО в помощью ЭРД вполне возможно уже в ближайшие годы
2. Хруничев, видимо, пытается это сделать (насколько позволяют финансы)
3. возможно, в свое время был допущена ошибка: перед Факелом поставили задачу получения только максимального уи, тогда как низкий уи тоже очень полезная штука

Старый>в экономике я не бум-бум, и даже слов таких не знаю, как вы говорите. Поэтому считаю чисто политически: нам необходимо любой ценой наверстать отставание в электронике. Не финансировать убыточную отрасль, а сделать её прибыльной.

Вот и советское правительство тоже считало чисто политически. С известным результатом. В экономике считать чисто политически - это все равно, что доказывать теоремы в математике чисто политически. Или в биологии, например - тоже пытались - чисто политически...

Деньги на это надо найти, а трудно. Вложить туда доходы от комерческих запусков один - из вариантов, можете предложить и другой.

А не ли лучше вкладывать деньги в то, что их приносит ? В первом приближении. А уже потом думать о долгосрочных инвестициях и, кстати, о рисках с ними связанных.

Старый> А в чем мы имеем преимущество? Нефть и алюминий?

Старый> Кстати, наше превосходство в ракетостроении, на мой, конечно, взгляд, катастрофически уменьшается, и после ввода в строй апгрейденой Арианы 5 и Дельты 4 может поменяет знак на минус. Реагировать нужно прямо сейчас, запаса времени уже не остаётся.

Ну так Хруничев и реагирует - а вам не нравится. Они как раз и пытаются Ангарой перекрыть нижнюю и среднюю часть рынка запусков. А заодно разработать альтернативные средства доставки на ГСО. Догадываетесь к чему я клоню ? Зачем вам тяжелые Арианы и Дельты, если достаточно вывести на LEO 6 тонн ?

Старый>> И в целом ракету делать такого размера, чтоб даже с Плесецка она была значительно грузоподъёмнее Арианы 5 и Дельты 4.

ratman>Ну и зачем ? Может проще запускать с экватрориальных космодромов ?

Мы говорим о проекте "Ангара" конкретном проекте ракеты к которой предъявлено конткретное требование: заменить Протон при запуске на ГСО из Плесецка. То есть она должна с более северной широты вывести на ГСО такую же ПН, как Протон с Байконкра. Поэтому я излагаю, какой бы делал ракету именно под эту задачу. Я тоже считаю, что целесообразнее строить космодром южнее, где-нибудь в приморье, но тогда ракету прийдётся возить через полсвета, например по морю. Ну, так или иначе, если ракету создадим, площадку на юге легче будет построить.

Старый>> Тяжёлая ракета "моего изобретения" подозрительно похожа на Энергию-М.

ratman>А что, предвидится большое количество тяжелых грузов ? Или вывод с помощью тяжелых ракет пакетов с малыми и средними грузами дешевле и безопаснее ? Будут грузы - будут ракеты.

Прежде всего я имею в виду общую схему. Толстый водородный центральный блок и пара ускорителей. Я б сказал на Ариану5, но ускорители жидкостные. По поводу ПН: Необходимо чтобы она из Плесецка выводила на ГСО ПН хотя бы на четверть большую, чем самая мощная из зарубежных РН. Наша электроника вряд ли вскоре обгонит по весовым характеристикам импортную, и чтобы иметь аналогичный по характнристикам отечественный спутник, надо рассчитывать на больший вес. Если потребуется запускать более лёгкие спутники, то можно 2-3 штуки за раз. Да, запуск одной ракеты большой грузоподъёмности дешевле чем нескольких с такой же в сумме грузоподъёмностью. Надёжность запуска определяется надёжностью применяемых технических решений, а не размером. Если вы имеете в виду РАЗМЕР риска, то есть допустим при групповом запуске на большой РН погибнут сразу три аппарата, а при одиночном запуске на меньшей, только один, так ведь тогда и запусков надо в три раза больше, так что при одинаковой вероятности отказа общее количество потерянных спутников будет одинаково.

PS. Впрочем, чтоб превзойти упомянутые ракеты по ПН на ГСО, размеры нашей должны быть наверно не намного меньше, чем Энергия М. Пн на низкой орбите должна быть наверно не меньше 30т, а та кажется была на 50?.

А! вы тут! скажите, вы действительно в Нью-Йорке?

ratman>Ну так Хруничев и реагирует - а вам не нравится. Они как раз и пытаются Ангарой перекрыть нижнюю и среднюю часть рынка запусков. А заодно разработать альтернативные средства доставки на ГСО. Догадываетесь к чему я клоню ? Зачем вам тяжелые Арианы и Дельты, если достаточно вывести на LEO 6 тонн ?

Хруничевский проект плох тем, что полученная ракета не заменит по ПН даже Протона. Не подумайте, что я их конструкторов лохами считаю, это получилось по чисто политическим причинам. Кстати, а вы не могли бы привести расчёт характеристической скорости для Ангары5 в керосиновом варианте? Для вывода на ЛЕО.
По альтернативным средствам я ответил: повысьте удельную мощность в 4 раза, и тяжёлые ракеты нам не нужны!
А вообще, мне хочется, чтоб было как у них. У них есть, и мне хочется. Мне вобще хочется, чтоб у нас было как в америке. А вам?