Даешь $100/кг на LEO!

Nick_Crak>Fakas, то что Вы написали , с моей (не слишком профессиональной)
Nick_Crak>точки зрения абсолютно правильно. Полностью согласен(даже обидно ). НО. Как я уже писал, привлекла меня более всего простенькая формула - одна авария МОЖЕТ стоить всех НИОКР по новому изделию (опустим чисто движок)!

Во-первых, как я уже написал с авариями борятся не с помощью САС, а с помощью максимального пывышения надежности.
Во-вторых, как применпить САС для непилотирумой ПН ? Ведь один из элементов САС Союза (как и Аполлона впрочем) это штатная система мягкой посадки СА, с ее парашютами и ДУ. Это что ж получатеся, что придется к спутнику прикручивать парашют и тормозной РДТТ (потеря массы раз), ставить сам САС (потеря массы 2). Да еще и параметры движка гробим за счет открытой схемы (а открытая схема эффективна, по моей памяти, при Pк < 10МПа, современные ЖРД закрытой имеют этот параметр вдвое больший) — потеря массы 3.
Еще один момент. При срабатывании САС перегрузки не детские и не факт что спутник выдержит рывок при срабатывании САС и удар при посадке. Штатные перегрузки при выведении намного меньше. Т.о. я лично не вижу особой выгоды. А потери есть. Опять же повторюсь я не припомню случая катастрофы по причине отказа ЖРД (я имею в виду не отказ САУ или болт в тракте, а например пожар или прогар, т.е. конструктивный дефект, как например у SRB Челледжера).

Nick_Crak>Ну и кроме того:
Nick_Crak>К спору о "УВТ инжекцией в закритику" - как понять перепуск генераторного газа в закритическую часть сопла "с целью снижения потери Уи" ?

А так понять, что это газ не просто в окружающее пространство травится, а участвует в создании тяги (отдельно через сопло не полуцца, т.к. его давление при открытой схеме слишком мало для получения сверхзвуковой струи). Но добавка эта не слишком большая и если бы этот газ прошел через форсунки и сгорел, то толку от него было бы больше. Т.о. получаем закрытую схему . А с ней кстати уже можно использовать рулевые сопла, бо турбина там не давления, а расхода.

Nick_Crak>Ведь если это ТАК, то ЭТО уже готовая система управления вектором тяги - остается добавить только клапана(несколько КГ!) ПЕРЕКРЫВАЮЩИЕ инжекцию в нужный момент в нужном месте!

Ха, газ то горячий, не забыл ? Его не так просто регулировать и клапана там не десткие получатся. Видел я такие для РДТТ МБР, недетская штучка. Да и эффективность УВТ с вдувом меньше других способов (в смысле диапазона изменения вектора тяги). AFAIK на ЖРД он практически не применяется. Он, смотри на F-1, у него вдув был, а УВТ AFAIR рулевыми камерами (или движками, уж не обессудь, на лабах его не изучали ) осуществляется.

Nick_Crak>>Fakas, то что Вы написали , с моей (не слишком профессиональной)
Nick_Crak>>точки зрения абсолютно правильно. Полностью согласен(даже обидно ). НО. Как я уже писал, привлекла меня более всего простенькая формула - одна авария МОЖЕТ стоить всех НИОКР по новому изделию (опустим чисто движок)!

Fakas>Во-первых, как я уже написал с авариями борятся не с помощью САС, а с помощью максимального пывышения надежности.

Да я ж тоже не про САС А именно о НОВЫХ ИЗДЕЛИЯХ! ПОЛНОСТЬЮ новых. А что там во главу КОНЦЕПЦИИ (полность с Вами согласен насчет способов мышления конструкторов) - надежность, дешевизна самого изделия, максимальные характеристики и проч. - это уже не суть.

Ник

Nick_Crak>>Заодно Вы "проехали иили затормозили" объяснение конструктора-практика Fakas-a, который с метана начинал свою трудовую деятельность , где он по полочкам объяснил, что между метаном и водородом (sik!) разница большая, чем ммежду метаном и керосином.

Старый> Разницу никто и не отрицал. Слава богу я вроде нигде не утверждал, что Т кипения и плотность у метана и водорода одинаковы. Но все недостатки имеют место, факас их не отрицает.

Факас вам по полочкам разложил в чем главные проблемы при разработке водородников. У метана их просто нету (как и у остальных топлив кроме водорода. Я не знаю другой сжимаемой жидкости кроме LH2, ну может гелий, но он вне рассматриваемой сферы.). Тк жидкого метана близка к Тк LOX, а кислород используется уже оооочень давно, так что это не недостаток, а так, особенность. Не заменять же ради этого у РН кислород вонючками ? Плотность же горючих всегда меньше плотности окислителя.
Исходя из вышесказанного какие недостатки водорода свойственны метану, а ? Не надо мне приписывать того, чего я не писал.

Nick_Crak>>P.S. Кстати, когда прочтете объясните мне зачем эти идиоты сбрасывают генераторный газ не в Вселенную, а в закритическую область сопла?

Старый> Вообще-то они сбрасывают вроде бы во вселенную, то есть предлагают открытую схему, а о сбросе в сопло только раз упоминают. Но это не важно, потому что практически одно и то же. Зачем сбрасывают? Для дешевизны! На Дельте-4 и всех Арианах тоже сбрасывают за борт.

Чтооооо !!!???? Для какой дешевизны, чего дешевизны ? Как может сбрасываться мятый газ в закрытой схеме ?! Вы можете объяснить мне чем отличаются открытая схема ЖРД, закрытая, с предкамерной турбиной и с дожиганием генераторного газа ? (Гусары молчать , я спрашиваю у конкретного человека).

Старый> А своим фетишем они сделали якобы безопасность. Мол метановые движки более безопасны, так как авария будет развиваться медленнее. При этом не привели НИ ОДНОГО аргумента, почему метановый движок должен взрываться медленнее керосинового. Не привели ни одного случая, когда бы керосин стал причиной аварии. Договорились до того, что Челенджер взорвался из-за быстрого взрыва двигателя. Вобщем когда аргументов нет, хоть безопасность притянуть за уши, что ли?

Вот тут согласен. Эх, были бы вы акуратнее в своих выражениях и утверждениях...

AP>P.S. Если я не ошибаюсь, рекорд по min. стоимости разработки принадлежит TRW, создавшей двигатель для Appolo-лунника за несколько месяцев и ~90 тысяч долларов. Впечатляет.
Хотя, все же, это ТЕ доллары (40-летней давности), которые минимум в 10 раз дороже нынешних. И двигатель взлетной ступени был прост, как пробка. Вакуум снаружи - низкое давление в камере - вытеснительная подача - старт в гравитационном поле, а не в невесомости - фиксированная тяга - самовоспламеняющееся высококипящее топливо - фактическое отсутствие УВТ (делалось двигателями ориентации) - небольшой, но и не слишком маленький размер. Все эти факторы облегчали конструкторам жизнь...

Саш, это ты ? Привет, тебя тут сильно не хватало . Полку двигателистов прибыло.

>>эта статья звучит как "назад в 60-е ради медленных переходных
>>процессов при отказах".

AP>Но на новом технологическом уровне
AP>Снижение запредельной стоимости двигателей - насущная необходимость. И одним из возможных вариантов действительно является возврат к "мягким" режимам с открытой схемой. К тому же сегодня технологии, которые можно применить для производства таких двигателей, доступны не только для Rocketdyne или Энергомаша.

О, вот тут мы с тобой поспорим . Я недаюсь ты прекрасно понимаешь, что понижение параметров ДУ приходится чем то компенсировать - или повышением массового совершенства всей РН или снижением массы ПН.
Давай глянем на покойную Beal BA-2 — это единственная РН постронеая именно по принципам удешевления (абляционная ТЗП КС, вытеснительная подача, этакий жидкостный РДТТ , именно то, о чем ты пишешь) и сравним ее размеры с близкими аналогами по массе ПН,а именно с Протоном и Зенит-2

ВА-2 — ПН на LEO 17 т, взлетный вес 970 т, длина 72 м Протон 8К82КМ — ПН на LEO 21 т, взлетный вес 712 т, длина 53 м
Зенит-2 — ПН на LEO 13,5 т, взлетный вес 459 т, длина 57 м.

Т.о. несмотря на то, что ВА-2 разрабатывался с композитными баками и по современным технологиям он выводит на 4 т меньше чем Протон, а весит на 258 т больше. Зенит-2 тоже выглядить намного привлекательнее. Вплоть до того, что его версию SL пускают с плавучей платформы . ВА-2 в такой роли я слабо представляю .
К чему я веду. Ведь стоимость пуска это не только стоимость РН, это и стоимость ее сборки, обслуживания и т.д. и т.п. И съэкономив на одном вполне вероятно поднять стоимость других операций и вывода 1 кг в целом. Да и не зря ВА-2 умерла. А остальные их коллеги по удешевлению тоже пока не видны.
Вообще показательна история с Шаттлом. Когда его пропогандировали, то приводили довод удешевления вывода за счет многоразовости. А вот не получилось — економия на одном привела к огромным расходам в другом — "было гладко на бумаге, да забыли рпо овраги" (впрочем цель создания Шаттла кажись была все таки не в удешевлении ).

Старый>> Вообще-то они сбрасывают вроде бы во вселенную, то есть предлагают открытую схему, а о сбросе в сопло только раз упоминают. Но это не важно, потому что практически одно и то же. Зачем сбрасывают? Для дешевизны! На Дельте-4 и всех Арианах тоже сбрасывают за борт.

Fakas>Чтооооо !!!???? Для какой дешевизны, чего дешевизны ? Как может сбрасываться мятый газ в закрытой схеме ?! Вы можете объяснить мне чем отличаются открытая схема ЖРД, закрытая, с предкамерной турбиной и с дожиганием генераторного газа ? (Гусары молчать , я спрашиваю у конкретного человека).

Такссс... Опять экзамен сдавать... Не дождётесь, уважаемый профессор. Это вы экзамен сдайте. По-вашему "Вулкан" и RS-68 ЗАКРЫТОЙ схемы? Давайте поспорим? На три щелбана? Не знаю, как лично вы различаете открытую и закрытую схемы, поэтому уточню: вы считаете, что в указаных двигателях генераторный газ после турбины НЕ выбрасывается за борт? И сделано это НЕ с целью удешевления двигателя?
Вернёмся к нашему метановому барану. Вот что о нём говорят авторы стаьи: "Указанная особенность ЖРД с восстановительным газогенератором, особенно в сочетании с применением ОТКРЫТОЙ схемы двигателя с ВЫБРОСОМ газогенераторного газа или перепуском его в сопло, является особенно важной для разработки новых носителей, ...
В табл. 2 показано, что с переходом к ОТКРЫТОЙ схеме ЖРД с уровнем давления в камере сгорания 140…150 кгс/см2 возникает возможность в 2…2,5 раза снизить давление за насосами и потребную мощность турбины по сравнению с параметрами двигателя РД-191 из семейства РД-170. Наиболее целесообразной схемой маршевого ЖРД для средств выведения нового поколения является ОТКРЫТАЯ, НЕЗАМКНУТАЯ схема с восстановительным генераторным газом (рис. 5). В сочетании с использованием криогенных компонентов топлива (жидкий кислород и жидкий метан), создающих условия для минимального межполетного обслуживания ЖРД, появляется возможность снижения ЗАТРАТ (по линии ДУ) на один полет в 20…30 раз (см. рис. 3) Для уменьшения потерь удельного импульса тяги целесообразно применить перепуск отработанного генераторного газа в сопло." (Конец цитаты, выделено мной).
То есть авторы прожекта предлагают открытую схему. И именно с целью дешевизны. Аж на 20-30 раз замахнулись! Так что вы в этом вопросе разберитесь, и будьте помягче в выражениях, хотя бы знаков вопроса и восклицания меньше ставьте.
Для Ник Крэка: скоко они там наэкономят УИ, вдувая газ в сопло, оставим на их совести. Геморою они на этом получат больше. По крайней мере в других движках открытой схемы (кроме Ф-1) у конструкторов таких дурных мыслей не возникло.

>>А остальные их коллеги по удешевлению тоже пока не видны.
AP>Как же, есть они (по крайней мере, среди двигателей) :
AP>MC-1, 30 тонн тяги, c насосной подачей, абляционным охлаждением намотанной камеры. X-43 умер, но двигатель уже успешно прожигался несколько раз. По сравнению с BA-2 выглядит намного изящнее.
AP>PLCE (кажется, Pintle injector Low Cost Engine), 300 тонн тяги, абляционное охлаждение, делает TRW (в рамках SLI). Тоже уже прожигался.

300 тонн -на одну КЗ? Или их там 4(2,3)? И, рлз, Вы бы не могли ссылочки -а то по "покойникам" трудно искать, они , типа, в рекламе не нуждаются

Ник

Nick_Crak>>>Заодно Вы "проехали иили затормозили" объяснение конструктора-практика Fakas-a, который с метана начинал свою трудовую деятельность , где он по полочкам объяснил, что между метаном и водородом (sik!) разница большая, чем ммежду метаном и керосином.
Старый>> Разницу никто и не отрицал. Слава богу я вроде нигде не утверждал, что Т кипения и плотность у метана и водорода одинаковы. Но все недостатки имеют место, факас их не отрицает.
Fakas>Факас вам по полочкам разложил в чем главные проблемы при разработке водородников. У метана их просто нету (как и у остальных топлив кроме водорода. Я не знаю другой сжимаемой жидкости кроме LH2, ну может гелий, но он вне рассматриваемой сферы.). Тк жидкого метана близка к Тк LOX, а кислород используется уже оооочень давно, так что это не недостаток, а так, особенность. Не заменять же ради этого у РН кислород вонючками ? Плотность же горючих всегда меньше плотности окислителя.

Обвиняют... Приходится реагировать.
Начну с конца. Не заменять же кислород вонючками? А я и не предлагаю заменять уже отработанный в эксплуатации кислород. Это сторонники метана предлагают заменять уже отработанный в эксплуатации керосин. Так что свой пафос адресуйте им. "Вонючки" имеют недостатки, поэтому их и заменяют кислородом. Какой недостаток керосина требует его замены метаном?
Если длительная эксплуатация кислорода превращает его недостатки в "так, особенности" (с чем я полностью согласен), то водород тоже эксплуатируется во всём мире десятилетиями, и его недостатки уже вроде бы и не недостатки. Так что если всё-таки связываться с криогенным горючим, то уж сразу с водородом, (что все нормальные люди и делают), и не морочить голову этим метаном.
Насчёт того, что у метана их нету. Низкая плотность есть? Недостаток это по сравнению с керосином? Характерен он и для водорода? Нужно увеличивать баки? Нужен двухступенчатый ТНА?
Криогенность есть? Недостаток это по сравнению с керосином? Характерен он для водорода? А при чём тут Ткип близкая к кислороду? Главное, что он кипит при обычной температуре. То есть нужны все прелести обращения с криогенной жидкостью. Керосин этого недостатка лишён. А что это значит? Значит он будет кипеть прямо в баках и подаваться в ТНА уже с пузырьками. А это кавитация. Конечно преодолеют, но опять расходы.
Взрывоопасность паров. В сочетании с криогенностью любая утечка образует взрывоопасную смесь. Солдатик или лейтенантик бросится подтянуть стык, ударит ключом по металлу, искра, и ракета взлетает вместе со стартовым комплексом. С керосином такое вряд ли случится.

Fakas>Исходя из вышесказанного какие недостатки водорода свойственны метану, а ? Не надо мне приписывать того, чего я не писал.

Вот такие недостатки. Низкая плотность, криогенность, взрывоопасность.

Nick_Crak>>>P.S. Кстати, когда прочтете объясните мне зачем эти идиоты сбрасывают генераторный газ не в Вселенную, а в закритическую область сопла?

Объясню ещё раз подоходчивее. Это они от большого ума придумали. То есть они считают, что ума у них больше, чем у всех остальных конструкторов всех остальных двигателей открытой схемы вместе взятых.

Старый> Такссс...

Авторов рекомендованной Вам мной статьи можно упрекнуть в чем угодно - в рекламном уклоне, в претенциозности, в черте чем...но не в НЕ В НЕКОМПЕТЕНТНОСТИ.
С самим подходом келдышевцев я не согласен -но данные там, согласитесь, интересные -например РАВНЫЙ Уи и тяга при вдвое-втрое меньших давлениях и расходных характеристиках

Ник

Nick_Crak>Авторов рекомендованной Вам мной статьи можно упрекнуть в чем угодно - в рекламном уклоне, в претенциозности, в черте чем...но не в НЕ В НЕКОМПЕТЕНТНОСТИ.
Nick_Crak>С самим подходом келдышевцев я не согласен -но данные там, согласитесь, интересные -например РАВНЫЙ Уи и тяга при вдвое-втрое меньших давлениях и расходных характеристиках :

Я их не знаю, но если они действительно специалисты, то тогда статья явно похожа на заказную. В наше время такое часто случается. А насчёт заявленых ими характеристик - я им на слово не верю, пересчитывать лень да и сложно, поэтому не оспариваю, но и не верю. Если они ни разу не упомянули о проблемах, связаных с метаном, значит могли и другие факты нужным образом подкорректировать. Да, видно всё-таки заказная статья, нельзя на неё опираться.
Воспользуясь случаем попробую всё-таки объяснить вам, чем так плох вдув в сопло. Смотрите: чтоб заставить газ вдуться, надо создать перепад даления на форсунках, через которые вдувают, да ещё преодолеть противодавление газа в самом сопле, которое в процессе вдува возрастёт за счёт возникновения скачка уплотнения. Одним словом вдуваемый газ должен изначально иметь приличное давление. А ведь это давление берётся с выхода турбины. Обычно при сбросе за борт давление за турбиной близко к нулю. Наличие противодавления существенно снижает её мощность. Чтоб сохранить мощность прийдётся увеличивать расход топлива в ГГ, то есть ещё большая часть топлива пойдёт за борт минуя КС и критическое сечение сопла. То есть в сумме УИ снизится. Вот такая взаимосвязь. Это не какие-то вымыслы Старого Ламера, это пишут во всех учебниках по двигателестроению, у меня в гараже их штук пять.

Старый> Воспользуясь случаем попробую всё-таки объяснить вам, чем так плох вдув в сопло. Смотрите: чтоб заставить газ вдуться, надо создать перепад даления на форсунках, через которые вдувают, да ещё преодолеть противодавление газа в самом сопле, которое в процессе вдува возрастёт за счёт возникновения скачка уплотнения. Одним словом вдуваемый газ должен изначально иметь приличное давление. А ведь это давление берётся с выхода турбины. Обычно при сбросе за борт давление за турбиной близко к нулю.

Т.е. вакуум, да ? Оооххх... Если следовать Вашим рассуждениям, то надо признать, что F-1 это мираж, фикция...
По поводу RS-68, кавитации, теплообмена, многоступенчатых насосов я Вам завтра напишу, сейчас просто времени нету.

Джентльмены, настало время покидать этот топик. Позвольте вам напоследок высказать мнение Старого Ламера по существу обсуждаемых проблем.
Если обобщить всё здесь сказанное, то наметилось два пути: удельный импульс любой ценой и низкие но дешёвые технологии. На самом деле оба эти пути ошибочны. Это какраз тот случай, когда решение лежит посредине. Самыми дешёвыми оказываются ракеты "средних" технологий.
Подача топлива должна быть турбонасосная. Никаких "самовытеснений" и вообще вытеснений. Схему с дожиганием применять только тогда, когда уже есть сравнительно дешёвые наработки.
Корпуса должны быть лёгкими, но не предельно. Поэтому никаких фрезеровок и суперсовременных материалов. Обычные гладкие алюминиевые или стальные листы соединённые сваркой. Никаких стеклопластиков и углепластиков.
Топливо должно быть простым, дешёвым и удобным в эксплуатации. Поэтому керосин и кислород. Применение сложных в эксплуатации топлив оправдано только когда это даёт существенный прирост УИ. Единственный пример - водород.
Рассуждая о способах снижения стоимости выведения нужно помнить, что современное ракетостроение уже дошло до предела. Конкретнее: Относительная масса конструкции в формуле Циолковского стоит под логарифмом, поэтому её дальнейшее снижение, даже существенное, мало что даёт. Трудно уже предложить химическое топливо с УИ существенно большим, чем у кислород/водорода.
На перспективу развитие средств выведения определяется исключительно повышением УИ. Никакие другие способы, типа запуска с самолёта-разгонщика не пойдут.
Снижение стоимости выведения на ближнюю перспективу определяется исключительно снижением стоимости изготовления и запуска. То есть простота технологий и массовость. Но, повторюсь, не путать простоту с примитивностью, "дешёвый некачественный товар" не подойдёт.
Вот таковы соображения Старого Ламера которые я обдумывал крайние 30 лет. Подумайте и сами над ними.
А я пойду. Пора уже отвечать за базар про Ангару/Диалог

Старый> Воспользуясь случаем ....
такая формулировка часто в УК встречается

Старый> Смотрите: чтоб заставить газ вдуться, надо создать перепад даления на форсунках...
Вы по моему чуть "кривовато"(то есть уходя от ОБЩЕЙ сути)рассуждаете.
1. Газ с определенными характеристиками -давлением и температурой у нас уже И ТАК И ТАК ЕСТЬ.
2. Мы ПО ЛЮБОМУ затрачиваем некоторое кол-во топлива и окислителя на его создание и работу ТНА.
3 НО. Если ТО, ЧТО ОСТАЕТСЯ подвести к тому месту закритического сечения сопла, где у основного потока реактивной струи ТЕ ЖЕ(или почти те же) характеристики -давление и температура - то...мы просто УВЕЛИЧИМ объем потока и соответственно НЕ УМЕНЬШАЯ УИ, увеличим ТЯГУ. Причем увеличим ее за счет УВЕЛИЧЕНИЯ КПД -ведь иначе, мы бы просто бесполезно бы его потеряли. А если бы мы потеряли бы ЭТУ ЭНЕРГИЮ - то упал бы и УИ.
Или не так? А Вы, мне кажется, сравниваете не две возможности в ОДНОЙ схеме, а два подхода в РАЗНЫХ схемах.Понятно, что в закрытой полнопоточной схеме пришлось бы уменьшать КПД (и соответственно и тягу, и Уи) за счет ОТБОРА газа из КЗ или ТНА(или терять на дополнительной массе рабочего тела для инжекции) -но, явно, не в случае ОТКРЫТОЙ схемы, где есть ТЕРЯЕМЫЙ газ.

Ник

Nick_Crak>Или не так? А Вы, мне кажется, сравниваете не две возможности в ОДНОЙ схеме, а два подхода в РАЗНЫХ схемах.Понятно, что в закрытой полнопоточной схеме пришлось бы уменьшать КПД (и соответственно и тягу, и Уи) за счет ОТБОРА газа из КЗ или ТНА(или терять на дополнительной массе рабочего тела для инжекции) -но, явно, не в случае ОТКРЫТОЙ схемы, где есть ТЕРЯЕМЫЙ газ.

Блин, видно я никогда отсюда не уйду. Причём тут закорытая схема? В ОТКРЫТОЙ схеме выгоднее выпустить газ с турбины за борт, чем вдувать его в сопло. Вы прочитайте ещё раз аргументацию. Вы поймите, что в ОТКРЫТОЙ схеме расход газа на турбину это ПОТЕРИ. И чем меньше давление за турбиной, тем меньше эти потери. Поэтому в идеале надо стремиться, чтоб давление за турбиной было МЕНЬШЕ. Чтоб вдуть газ нужно чтоб не просто давление было равно, а чтоб был перепад, иначе газ не вдуется. Хрен ли ему перетекать, раз давление равное? Дак это полбеды, но там же сразу давление локально подымется, блин, по второму кругу пишу. Вобщем что, я счас должен по этому снегу переться в гараж, тащить учебники и их вам переписывать по 13 центов за мегабайт? Дудки! Это в основном я Факасу адресую. Значит считайте всех конструкторов лохами, им вдувать надо, а они за борт выкидывают, часто даже без расширяющегося насадка. Причём все, и кто для Союза движки делал, и для Циклона, и для Космоса, и Арианы, и Атласа, и Дельты, и Титана и что там ещё... Вобщем круглм одни лохи? Так по-вашему? Если вы желаете разобраться, то прочитайте ещё раз там, где я объяснял, а если желаете пребывать при своём заблуждении - ради бога!
Блин, прочитайте "Энциклопедия Космонавтика" стр 53.

Nick_Crak>3 НО. Если ТО, ЧТО ОСТАЕТСЯ подвести к тому месту закритического сечения сопла, где у основного потока реактивной струи ТЕ ЖЕ(или почти те же) характеристики -давление и температура - то...мы просто УВЕЛИЧИМ объем потока и соответственно НЕ УМЕНЬШАЯ УИ, увеличим ТЯГУ. Причем увеличим ее за счет УВЕЛИЧЕНИЯ КПД -ведь иначе, мы бы просто бесполезно бы его потеряли. А если бы мы потеряли бы ЭТУ ЭНЕРГИЮ - то упал бы и УИ.

Блин, попробую всё-таки объяснить. Если вы хотите использовать энергию, оставшуюся в турбинном газе, достаточно снабдить выходной патрубок расширяющимся насадком. Объёму потока ведь всё равно, через одно или два сопла он выходит. А вес расширяющегося насадка заведомо меньше, чем кольцевого патрубка и сопел для вдува. А вдувая вы впустую потратите энергию только на "пропихивание" газа в сопло да ещё и КПД турбины снизите и на этом потеряете.

Nick_Crak>Почему бы не сделать стальную конструкцию, на том же керосине+LOX (про метан я уже молчу - тут говорят Володя Старый где то бродит ) с самонаддувом порядка 1-2 Мпа, с той же абляционной камерой и т.д. и получить ДЕШЕВУЮ и ЭФФЕКТИВНУЮ конструкцию? И не было бы мучительно больно...

ВА-2 настолько нелепа, что её ругать - себя не уважать. А с самонаддувом ничего не выйдет. На вытеснительной подаче и давлении в камере порядка 10 атм вы хороших энергомассовых характеристик не получите. Корпус и газ наддува вес увеличат. Камера большая и тяжёлая получится с абляционным охлаждением. Вобщем ТНА поставить дешевле обойдётся. Что все и делают.