Skylon - про(ж)ект от Алана Бонда

Полл> Пока что РН дешевле всех имеющихся проектов АКС по доставке килограмма груза на орбиту.

дешевле чем что?
проекты как раз дешевле-их по этому и рисуют.

Полл> Это при том, что сделать частично многоразовую РН не такая уж тяжелая проблема. По сравнению с АКС.

гыгы. Это шатл чтоли? так у него не 10к, а 50к за кило.

Lamort>> Давайте я вам подсчитаю воздухозаборник из условия полного сгорания водорода, удельный импульс возьму 4000 секунд. Итак, двигателем с тягой 100 тонн .. = 1 тонна воздуха. ..
Lamort>> В другом расчёте у меня получился воздухозаборник около 50 квадратных метров
Rokot> У меня для плотности воздуха 0,01 получилось 30 м², что уже далеко не изначальные 100 ))
Rokot> И давайте прикинем конфигурацию основного тела, бака ЛА. Представим его как цилиндр длиной L и диаметром D.
Rokot> Беря что то похожее на очертания SR-71 "в теле" получаем для 300 тн водорода
Rokot> бак 4200 м³ ,
Rokot> D = 8,1 m
Rokot> L = 81 m
Rokot> площадь лобового сечения 50 м²
Rokot> площадь поверхности бака 2060 м²
Rokot> Конечно много, но не фантастика, всего 38% от общей площади. Ну что Вы хотите, такова специфика подобных аппаратов:
Между прочим, я специально завысил удельный импульс раза в полтора-два, тем более непонятно, как это у вас в аппарате массой 300 тонн с массой конструкции около 40% от взлётной массы 300 тонн водорода.

У меня сию минуту времени мало, так что я вам довольно просто сформулирую проблему, как я её вижу, и как получается по прикидкам.
Для того, чтобы воздухозаборник не было слишком огромным надо догонять скоростной напор до 7 тонн на квадратный метр, это приведёт к тому, что, исходя из условия достижения нормального лобового сопротивления, не получится сделать огромный аппарат-радиатор, который будет иметь низкую температуру обшивки, кроме того, увеличивая площадь "радиатора" вы снижаете температуру не пропорционально увеличению площади и общий тепловой поток через поверхность будет увеличиваться с падением температуры на поверхности.

Высокая температура обшивки в принципе хорошо, поскольку излучаемая мощность пропорциональна четвёртой степени температуры, есть единственная проблема, - из чего будет сделать этот самый аппарат.
Кроме пористого углерода вариантов как-то нет вообще, а углерод, к тому же, имеет довольно высокую теплопроводность, сравнительно, например, с шаттловской двуокисью кремния.

Следующее, - если ПН аппарата массой 300 тонн составит 10-20 тонн, а именно примерно 3-6%, то такие параметры достижимы для двухступенчатой системы использующей водородный ЖРД если масса конструкции первой ступени 20% от взлётной массы.
Как вы могли видеть масса Skylon-а заявлена вообще 15% от взлётной, и это со всеми навороченными ВРД.
Зачем, извините, "кое-что на уши натягивать" разгоняясь до 12M на ВРД?

Замечу ещё, коль скоро вы стали "системным интегратором идей", то все шишки должны лететь в вас, "работа такая".

iodaruk> проекты как раз дешевле-их по этому и рисуют.
Вот как проекты АКС переходят из стадии рисования в стадию считания, они оказываются дороже "классических РН" в цене доставки кг груза на орбиту.

iodaruk> гыгы. Это шатл чтоли? так у него не 10к, а 50к за кило.
Это возвращаемые и многоразовые разгонные бустеры "Ангары". Еще можно сделать управляемо возвращаемой первую ступень. Это позволит отказаться от аренды полей падения и сократит расходы на утилизацию.
И оптимизация стартового комплекса, включая конструкцию самой ракеты, для удешевления запусков. Плюс удешевление наземного компонента системы управления запуском.

iodaruk>> гыгы. Это шатл чтоли? так у него не 10к, а 50к за кило.
Полл> Это возвращаемые и многоразовые разгонные бустеры "Ангары". Еще можно сделать управляемо возвращаемой первую ступень.
Ну, до Ангары надо еще дожить, а вот у Маска многоразовая первая уже летает, хотя пока низэнько... Как бы он и в этом Ангару не обогнал...

Я не о приоритетах, а о путях удешевления вывода килограмма груза на орбиту.

Полл> Я не о приоритетах, а о путях удешевления вывода килограмма груза на орбиту.

цена она вот

iodaruk> цена она вот
Цена она в стоимости доставки килограмма груза на заданную орбиту.

Взгляни, взгляни в глаза мои суровые,
Взгляни, быть может, в последний раз.
Этап на Север

Я полагаю, что всё это обсуждение может быть полезно только для формирования у обсуждающих хорошего настроения Еще когда в уже в далёкой молодости я, будучи ученым секретарем Семинара ЦАГИ по аэродинамике и динамике полёта, выслушивал доклады по аэрокосмическому направлению, пришел к выводу, что тепловая проблема при разумном ограничении скорости полёта в атмосфере является чисто технологической, а не концептуальной, в отличие от трех других проблем (общая компоновка АКС, его аэродинамика и разгонный двигатель до зоны начала работы ГПВРД). Поэтому её надо предоставить специалистам в данном деле, которые тогда были. Общая концепция проблемы была сформирована около 4 десятилетий назад - металлическая теплозащита, охлаждение излучением подавляющей части поверхности и - жидким водородом через промежуточный теплоноситель наиболее теплонапряженных участков обшивки.

Обсуждение технологических проблем на форумах по определению не может дать результата. Поэтому, моё присутствие здесь совершенно не обязательно.

Кроме того, я получил сигнал, что среди тех, кто обладает здесь административными правами, остались те бессовестные люди, которые заправляли здесь и раньше. Не желая, чтобы "семя сигуранцы" или сикуритате определяло, что и как я могу здесь писать, я решаю этот вопрос сам и снова, спустя 5 лет, покидаю этот форум после кратковременного, как и было сразу обещано, пребывания здесь.

Streamflow> Обсуждение технологических проблем на форумах по определению не может дать результата.
ППКС. Редко увидишь такой трезвый взгляд на вещи. И тем не менее - есть многое друг Горацио, что и не снилось нашим мудрецам (с) чего не знает один человек, но, часто совершенно случайно, знает другой. Поэтому технологические проблемы озвучивать надо как раз на форумах - но, естественно, не пытаться их решать

Streamflow> Кроме того, я получил сигнал, что среди тех, кто обладает здесь административными правами, остались те бессовестные люди, которые заправляли здесь и раньше. Не желая, чтобы "семя сигуранцы" или сикуритате определяло...
Живо рисуется картина из бессмертного:

-- Сигуранца проклятая! — закричал Остап, поднимая босую ногу. — Паразиты!
Офицер медленно вытащил пистолет и оттянул назад ствол. Великий комбинатор понял, что интервью окончилось. Сгибаясь, он заковылял назад, к советскому берегу.

 

Streamflow> Я полагаю, что всё это обсуждение может быть полезно только для формирования у обсуждающих хорошего настроения

Скорее наоборот
Ибо по большому счёту все (ну или почти совсем все) участники должными компетенциями не обладают - в отличие от скверных характеров

Streamflow> охлаждение излучением подавляющей части поверхности и - жидким водородом через промежуточный теплоноситель наиболее теплонапряженных участков обшивки.

Кстати, могут возникнуть интересноссти, если доведут когда-нибудь керосиновый или хотя бы метановый ГПВРД.

Lamort> Между прочим, я специально завысил удельный импульс раза в полтора-два, тем более непонятно, как это у вас в аппарате массой 300 тонн с массой конструкции около 40% от взлётной массы 300 тонн водорода.

Не умно, не остроумно. Отвечу Вашим же:

Lamort> Как вы могли видеть масса Skylon-а заявлена вообще 15% от взлётной, и это со всеми навороченными ВРД.

У SR-71 все то же самое


Lamort> Для того, чтобы воздухозаборник не было слишком огромным надо догонять скоростной напор до 7 тонн на квадратный метр, это приведёт к тому, что, исходя из условия достижения нормального лобового сопротивления, не получится сделать огромный аппарат-радиатор, который будет иметь низкую температуру обшивки, кроме того, увеличивая площадь "радиатора" вы снижаете температуру не пропорционально увеличению площади и общий тепловой поток через поверхность будет увеличиваться с падением температуры на поверхности.

бла-бла, которое бла-бла, на что могу ответить:

Lamort> Замечу ещё, коль скоро вы стали "системным интегратором идей", то все шишки должны лететь в вас,

что мне в отличие от Вас действительно интересно оценить идею, 5 лет занимаюсь скриннингом всевозмозжных способов вывода на LEO. Но шишок то от Вас нет никаких, в основном шелуха от семечек)) Моя же идея просто напросто ограничить поток слов, определить действительные границы проблемы.

Lamort> Кроме пористого углерода вариантов как-то нет вообще, а углерод, к тому же, имеет довольно высокую теплопроводность, сравнительно, например, с шаттловской двуокисью кремния.

ЗАЧЕМ?? Он горит в атмосфере, да будет Вам известно. Потом, "высокая теплопроводность, но пористость". То же нет смысла, связывать одно с другим. Это кстати постоянный Ваш способ подавать информацию не объясняя, что бы клиент сам догадывался о Вашей гениальности.

Lamort> Следующее, - если ПН аппарата массой 300 тонн составит 10-20 тонн, а именно примерно 3-6%, то такие параметры достижимы для двухступенчатой системы использующей водородный ЖРД если масса конструкции первой ступени 20% от взлётной массы.

Ой, как будто вы не читали и ничего непонимаете. Ваш ЖРД одноразовый, понятно?? В этом вся проблема стоимости.

Lamort> Зачем, извините, "кое-что на уши натягивать" разгоняясь до 12M на ВРД?

Циолковский рулит для второй ступени, стартовая масса в два раза больше. Ну соответственно и стартовый вес первой ступени тоже. Или это пустячок?

В общем ясно, что проблема видимо решаема, фантастика более менее убрана, конкретика немного причесана.

Rokot> Ой, как будто вы не читали и ничего непонимаете. Ваш ЖРД одноразовый, понятно?? В этом вся проблема стоимости.
Себестоимость РН в запуске, как помню, для наших ракет что—то в районе 15% от стоимости запуска. То есть если вы сделаете полностью "бесплатный" многоразовый носитель на современной инфраструктуре, то цена запуска уменьшится не более, чем на 15%.

iodaruk> во скока раз выше температуры торможения?

Блин, ниже! Всегда температура ниже температуры торможения!

iodaruk> в плюс? от Тторм.?

В минус. Минус.
См. картинку.

iodaruk> аа, чтоб обгорало с острогодо тупого... одноразовые кромки... ога.

А почему бы и нет?

Fakir>> Ну это сильно зависит от профиля полёта - как быстро и с какими скоростями забираетесь выше 25.
iodaruk> ну вот и до вас дошло вроде.

Я еще и таблицу умножения знаю.

iodaruk> если тяга позволяет-на напор и температуры вообще плевать.

Ясен пень. В этом и есть корень всех сложностей АКС - у ВРД (по ср. с ЖРД) просто волшебные удельные импульсы, но малая (по ср. с ЖРД же) тяговооружённость, посему вертикально взлетать и резко набирать высоту невозможно, и неизбежно приходится использовать подъёмную силу крыльев - и исходя из кучи требований оптимизировать траекторию. Откуда и.

Fakir>> Да и вариантов море - начиная просто с "выдува" воздуха наружу, как раз через щели Или через специальные поры. Это сработает даже не столько как охлаждение, сколько поменяет условия нагрева (сработает как "затупление" носка в каком-то смысле).
iodaruk> а мощность то где брать и столько воздуха, да ещё холодного? не проще его качать сразу в двигатель-там сжигать и не заморачиваться напором а тупо лезть на тяге вверх?

А хз. Смотреть надо, для каждого конкретного случая, компоновки, траектории и конкретного материала - сколько там вообще того воздуха понадобится. Может, к примеру, материал настолько теплостойкий, что его равновесную температуру надо всего на каких-нибудь 50-100 градусов понизить.
Я не настаиваю на том, что это прям отличная идея - но почему бы и не рассмотреть вариант, когда/если дойдёт до дела?

Может и дуть почти не надо - а, скажем, подать под кромку воду, сама закипит и наружу попрёт.
Что-то подобное проектировали голландцы для баллистического СА.
Опять-таки на "Борах" носок крыла дополнительно охлаждали (он был более напряжён по ср. с полноразмерным "Буранам" именно из-за недостаточно тупого крыла), чуть ли не набивая его мокрым асбоволокном.

Полл> Себестоимость РН в запуске, как помню, для наших ракет что—то в районе 15% от стоимости запуска.

Чегооо?!
Или ты хотел сказать - от цены для внешнего коммерческого рынка?

Fakir> В минус. Минус.

отож...

Fakir> См. картинку.

какую?

iodaruk>> аа, чтоб обгорало с острогодо тупого... одноразовые кромки... ога.
Fakir> А почему бы и нет?

у вас в полёте не будет права на ошибку. сесть с пн вы уже не сможете.

Fakir> Fakir>> Ну это сильно зависит от профиля полёта - как быстро и с какими скоростями забираетесь выше 25.
iodaruk>> ну вот и до вас дошло вроде.
Fakir> Я еще и таблицу умножения знаю.

судя по тому что я три поста выше объяснял про тяговооружёность и профиль полёта-сомневаюсь.

Fakir> Ясен пень. В этом и есть корень всех сложностей АКС - у ВРД (по ср. с ЖРД) просто волшебные удельные импульсы, но малая (по ср. с ЖРД же) тяговооружённость, посему вертикально взлетать и резко набирать высоту невозможно,

Это всё инерцЫя мЫшленья.

креативщики из первого поста смогли толко накачать дрозда водором как летаюший г..н-на большее им коксу не хватило.









если кис от миг-23 приделать-должно взлететь.

Fakir> Опять-таки на "Борах" носок крыла дополнительно охлаждали (он был более напряжён по ср. с полноразмерным "Буранам" именно из-за недостаточно тупого крыла), чуть ли не набивая его мокрым асбоволокном.

но этож каменный век прости господи...

Полл> Себестоимость РН в запуске, как помню, для наших ракет что—то в районе 15% от стоимости запуска. То есть если вы сделаете полностью "бесплатный" многоразовый носитель на современной инфраструктуре, то цена запуска уменьшится не более, чем на 15%.


Сразу скажу, что минус не мой, так как проблема дискуссионная. У Стримфлова на эту тему был спор с НК. Он утверждал себестоимость запуска для Протона 5000$/кг, НК 2000 $/кг, а особо рьяные адепты даже 1000$/кг.

Вы можете дать оценку, что именно съедает 85% ? Не думаю, что это так, иначе бы моментально нашлись бы способы минимизировать эти паркохозяйственные затраты. Уж больно расточительно получается, что стоит не железо, а забор с коммуникациями.

Он явно перепутал или себестоимость пуска с его коммерческой продажной ценой, или же стоимость РН со стоимостью её топлива. А может, всё по очереди

Fakir>> См. картинку.
iodaruk> какую?

Не прицепилась, повтор.
Картинка не есть абсолютная истина - но как ориентир. "Для масштаба".
Следует помнить, что это оценки для равномерного длительного полёта, и неизвестно какого коэффициента серости - так что в жизни может оказаться и лучше, и похуже.

iodaruk> у вас в полёте не будет права на ошибку. сесть с пн вы уже не сможете.

А откуда следует, что кромки изменяемой геометрии

Fakir>> Ясен пень. В этом и есть корень всех сложностей АКС - у ВРД (по ср. с ЖРД) просто волшебные удельные импульсы, но малая (по ср. с ЖРД же) тяговооружённость, посему вертикально взлетать и резко набирать высоту невозможно,
iodaruk> Это всё инерцЫя мЫшленья.

...а теперь задумайтесь в первую очередь о ХС девайсов на фото. Потом - о ХС АКС.

iodaruk> но этож каменный век прости господи...

Лишь бы работало.

Fakir> Картинка не есть абсолютная истина - но как ориентир. "Для масштаба".

ну и чо? нормально.


Fakir> А откуда следует, что кромки изменяемой геометрии

iodaruk> аа, чтоб обгорало с острогодо тупого... одноразовые кромки... ога.

А почему бы и нет?

 

изменяемая геометрия кромок-именно геометрия в смысле тупизна-а не угол установки-это ваша технрическая безграмотность. Это невозможно для обсуждаемой симистемы.

Fakir> ...а теперь задумайтесь в первую очередь о ХС девайсов на фото. Потом - о ХС АКС.


на последнем фото-мбр-у неё прямоточная ступень работала до м=5.5 и вопрос уи в контексте снижения массы был крайнеактуален. без прямоточной ступени чтото похожее начали рисовать 25 лет спустя.

iodaruk>> но этож каменный век прости господи...
Fakir> Лишь бы работало.

на макете котрый пуляется протоном? эпоксидка и та работает. с неё весь уукм и начинался.

До кучи поцитирую Лукашевича о некоторых тонкостях теплового режима носка крыла на шаттле и "Буране".

Вадим Лукашевич:

---

За отрывом этих трех подряд плиток стоит очень интересное техническое решение. Конструкция носка крыла состоит из "углерод-углеродной" секции из материала "Гравимол", нагревающихся до температуры 1650 градусов, см. Типы теплозащиты

Эти секции через узлы крепления, выполняющих в т.ч. функции тепловых барьеров, крепятся к передней стенке. Проблема в том, что секции, нагреваясь, начинают излучать тепло как наружу, так и внутрь, нагревая внутренний объем между секцией и стенкой. Причем нагревая настолько, что саму стенку необходимо тоже защищать. Так вот, конструктивные решения по снижению температуры во внутреннем пространстве между секций и передней стенкой (лонжероном) на шаттле и "Буране" принципиально различны.

На шаттле передняя стенка никак особо не защищена, но имеет отверстия, благодаря которым раскаленный воздух просто поступает внутрь (!) полости крыла, охлаждаясь за счет внутренней теплоемкости крыла, т.е. за счет того, что объем внутренней полости в сотни, больше объема пространства перед стенкой. В результате этого простого решения внутренняя температура полости крыла успевает повысится на 5 градусов, но это требует послепосадочной вентиляции всей внеутренней полости крыла.

На "Буране" все кардинально иначе - передняя стенка не только не имеет никаках отверстий, но и закрыта такой же плиткой, как и вся нижняя наружняя поверхность фюзеляжа, см.

А образующийся на "углерод-углеродными" секциями раскаленный воздух движется над защищенной стенкой по размаху внутри крыла и сливается наружу между зазором между последней секцией и концевой нервюрой.

Преимуществом такого решия является то, что такое крыло не боится проникновения плазмы под передние "углерод-углеродные" секции крыла, в пространство перед передней стенкой. Другими словами, "Буран" в при разрушении одной передней секции имел солидные шансы на благополучный исход, а у "Колумбии" их не было в принципе.

Недостатком такого решения у "Бурана" было то, что по мере продвижения внутреннего потока от корня к концевому сечения (сливу) его скорость увеличивается, и это может привести к локальным прогарам. Что, собственно, и произошло, причем в масштабах, больше ожидаемых. Но ничего катастрофического, тем более "строить новый девайс" не произошло. По итогам первого полета было рекомендовано внести локальные конструктивные доработки (для исключения повторения этого в будущем), заменить прогоревшие элементы - и все.

---

Rokot> Вы можете дать оценку, что именно съедает 85%?
Разработка РН. Развертывание производства РН. Строительство и эксплуатация стартового комплекса. Развертывание и эксплуатация системы управления полетами. Аренда полей падения и утилизация упавших ступеней. Страхование экологических рисков.

iodaruk> ну и чо? нормально.

А я о чём всю дорогу талдычу?

iodaruk> изменяемая геометрия кромок-именно геометрия в смысле тупизна-а не угол установки-это ваша технрическая безграмотность. Это невозможно для обсуждаемой симистемы.

У вас неграмотность обыкновенная, дислексия которая - сказано же было, что даже выдув газа эквивалентен с точки зрения обтекания увеличению затупления.
Не говоря о том, что и обгорающие кромки - это тоже вариант, и он тоже рассматривался.
Не говоря о том, что сотовая металлическая теплозащита может выгибаться при нагреве, что тоже иногда может приводить к изменению геометрии.
И т.д.

iodaruk> на последнем фото-мбр-у неё прямоточная ступень работала до м=5.5

Послушайте, ну посмотрите же на суммарную ХС всего девайса и забрасываемую массу - а потом почитайте чего-нибудь хорошее про АКС и требования к ним.
Не вырисовывается бескрылый космический носитель с ВРД. Увы и увы.
Не думайте, что вы один из себя единственный д'Артаньян среди толпы дебилов, с 60-х гг считавших проекты АКС, вместо того, чтобы сделать простой баллистический носитель с ВРД.

Fakir> А я о чём всю дорогу талдычу?

Нормально если рассматривать одноразовую аб** защиту узких мест с Т=1500с и выше.

Fakir> Не говоря о том, что и обгорающие кромки - это тоже вариант, и он тоже рассматривался.

вы читать умеете?

у вас в полёте не будет права на ошибку. сесть с пн вы уже не сможете.

 

Fakir> Не говоря о том, что сотовая металлическая теплозащита может выгибаться при нагреве, что тоже иногда может приводить к изменению геометрии.



Fakir> И т.д.
как говорит один товарищь-не го воря уж о том что козлотур...

iodaruk>> на последнем фото-мбр-у неё прямоточная ступень работала до м=5.5
Fakir> Послушайте, ну посмотрите же на суммарную ХС всего девайса и забрасываемую массу - а потом почитайте чего-нибудь хорошее про АКС и требования к ним.

мсье. вы писали про тяговооружёность которой мало-я вам дал примеры устройств которые вертикально разгоняются.

у вас с абстрактным мЫшленьем туговато весьма.

Fakir> Не вырисовывается бескрылый космический носитель с ВРД. Увы и увы.

если рисовать гибрид дрозда и водородного г..на-то канечна.

Fakir> Не думайте, что вы один из себя единственный д'Артаньян среди толпы дебилов, с 60-х гг считавших проекты АКС, вместо того, чтобы сделать простой баллистический носитель с ВРД.

бугога.

iodaruk> Нормально если рассматривать одноразовую аб** защиту узких мест с Т=1500с и выше.

Ну а никто и не говорил, что всё прям совсем легко и просто. Но - не нерешаемо.
Гемору хватит, но он не мега-запредельный - особенно по сравнению с собственно ГПВРД.

Где охлаждение, где что-нибудь углеродное, где металл, с охлаждением или без... Да та же аб** в крайнем случае.
Вариантов немало - с той же металлической защитой разных систем, в т.ч. в опытном железе. Что она недоиспытана в полёте - ну так у тех же амов кучу проектов поназакрывали, хотя вполне могли бы на небольших девайсах и потестить.

Еще поцитирую Лукашевича:

перед отъездом я был на совещании по вопросам металлической ТЗП в ВИАМе, встречался с ведущими спецами, в т.ч. и приглашенным на встречу из НИИ "Графит". Последних специально спрашивал "в лоб" - существует ли теплозащита на основе "углерод-углерод", работающая при температуре выше 2000 градусов? Ответ был однозначный - нет. Второй мой вопрос был такой - существует ли многоразовая теплозащита "на основе углерода", работающая при температуре свыше 2000 градусов? Ответ был отрицательный.
Что же касательно металлической теплозащиты, то совещание было посвящено как раз ее недостаточной прочности. Проблема в том, что она хорошо работает на плоских поверхностях (на уровне опытных образцов), но все проблемы начинаются на кривых и сложных поверхностях - на сегодняшний день не удается обеспечить (технологией крепления) требуемую прочность для сохранения аэродинамических обводов.

 

Хотя с температурными пределами для металлических теплозащит и особенностями требований к их применению мне пока дофига чего непонятно.

iodaruk> у вас в полёте не будет права на ошибку. сесть с пн вы уже не сможете.

А кто сказал, что с притупившейся кромкой вы никак сесть не сможете? Это ж априори более чем неочевидно.

Fakir>> Не говоря о том, что сотовая металлическая теплозащита может выгибаться при нагреве, что тоже иногда может приводить к изменению геометрии.
iodaruk>

Мне чего - рыть документацию по Х-33, SHARP и пр. и дёргать оттуда картинки вам под нос?


iodaruk> мсье. вы писали про тяговооружёность которой мало-я вам дал примеры устройств которые вертикально разгоняются.

"у ВРД (по ср. с ЖРД) просто волшебные удельные импульсы, но малая (по ср. с ЖРД же)" (с) я

Разбор предложения делать? Или просто раза три перечитаете выделенное, и подумаете?

iodaruk> если рисовать гибрид дрозда и водородного г..на-то канечна.

Ну нарисуйте, раз вы такой умный (один на свете, межпрочим) - нарисуйте (с цифирью) вертикально стартующий (и не слишком полого разгоняющийся) бескрылый носитель с ВРД. Причём где бы от этого ВРД был толк.
На памятник вам готов скинуться. В смысле прижизненный.

.