Российские ракетные двигатели против американских

m-dva> Если кто и имеет исключительное массовое совершенство, равному которого нет в мире, так это Протон.

В очередной раз бред несешь. Протон так же, как и остальные РН советской школы, имеет отличные двигатели и дешевый корпус. Так же, как и Зенит, он сделан из химически фрезерованного АМГ-6.

У Протона первый запуск был в 1965ом и с тех пор конструкция корпуса принципиально не менялась. Ну и первая ступень у него сборной сделана, чтоб по ж/д возить можно было. Откуда там какое-то особое массовое совершенство. Параметры Протона вытягивают превосходные гептиловые РД, лучшие в своем классе, равных которым ни американцы, ни европейцы, ни, тем более, китайцы так и не создали

U235> В очередной раз бред несешь. Протон так же, как и остальные РН советской школы, имеет отличные двигатели и дешевый корпус. Так же, как и Зенит, он сделан из химически фрезерованного АМГ-6.
U235> У Протона первый запуск был в 1965ом и с тех пор конструкция корпуса принципиально не менялась. Ну и первая ступень у него сборной сделана, чтоб по ж/д возить можно было. Откуда там какое-то особое массовое совершенство. Параметры Протона вытягивают превосходные гептиловые РД, лучшие в своем классе, равных которым ни американцы, ни европейцы, ни, тем более, китайцы так и не создали

Насчет бреда согласен. Впрочем, здесь ошибка достаточно распространённая. Дело в том, что гептильные ракеты всегда будут иметь лучшее массовое совершенство по сравнению с их керосиновыми ровесниками. Просто из-за параметров топлива. Смотрим.

Плотность керосина 834 кг/м³
Плотность гептила 880 кг/м³

Плотность жидкого кислорода 1140 кг/м³
Плотность азотной кислоты 1510 кг/м³

Видно, что высококипящие компоненты имеют большую плотность. Из-за чего, при равной массе занимают меньший объем, а значит им требуются меньших размеров баки (по сравнению со связкой керосин-кислород).
Кстати, соотношение компонентов усиливает этот разрыв. Окислителя всегда требуется куда больше, чем собственно топлива.
Также для баков окислителя не нужна особая теплоизоляция и т д.

U235> . Протон . Так же, как и Зенит, он сделан из химически фрезерованного АМГ-6.
U235> Откуда там какое-то особое массовое совершенство.
Массовое совершенство Протона, и массовое несовершенство Зенита заложены конструктивно и не зависят от используемых сплавов и технологий.
У Протона двигатели занимают 20% от сухой массы первой ступени, а у Зенита 33% ( МБР!?). Вот от этой чертовой дюжины - 13% и пляшут все недостатки Зенита.
Ему бы еще тонн 100 в первую ступень залить, тогда бы он заиграл...
Мог бы посоперничать с Ангарой-5 по выводимой, однако в нынешнем виде он сливает даже Фалкону с "паровозами".
Вот те и школа советского ракетостроения, хе-хе!

МБР!?). Вот от этой чертовой дюжины - 13% и пляшут все недостатки Зенита.

Все недостатки "Зенита" связаны с его недоведенностью по причине "ускорения и перестройки": появилась ракета поздновато, производилась неритмично, денег в доводку не вкладывали. Зато почти сразу захотели зарабатывать.
Что касается высокой доли двигателей в конечной массе блока 1-й ступени, то да, она обусловлена тяговооруженность. Но здесь надо отметить, что оптимальная тяговооруженность (если говорить о максимизации относительной массы полезного груза)составляет для 1-й ступени РН класса "Зенит" примерно 1,8-2,0. Поэтому тяговооруженность 11К77 близка, но не равна оптимальной. О совершенстве проектных параметров Зенита говорит и тот факт, что его располагаемая ХС менее 9000 м/с при выведении на НОО. Это значит, что потребная ХС не выше, в т.ч. благодаря тяговооруженностям, близким к оптимуму.

Д.В.> Все недостатки "Зенита" связаны с его недоведенностью по причине "ускорения и перестройки": появилась ракета поздновато,
Все недостатки Зенита заложены на этапе определения технического облика.
Никакая "доводка напильником" их не могла исправить в принципе.
Д.В.> О совершенстве проектных параметров Зенита говорит и тот факт, что его располагаемая ХС менее 9000 м/с при выведении на НОО. Это значит, что потребная ХС не выше, в т.ч. благодаря тяговооруженностям, близким к оптимуму.
Если в первую ступень залить еще 100 тонн топлива, то при той же второй ступени, сухой вес ракеты вырастет всего 10%, а выводимая на НОО почти на 30%,- до 17 тонн.
Да ещё и прибавка в 200 м/с по ХС набегает,- на компенсацию гравитационных потерь.
Вот и гадай, где у реального Зенита скрываются "совершенные проектные параметры", и по какому критерию у него "оптимум"?
Одно можно сказать совершенно точно: единственный критерий которым не заморачивались разработчики Зенита, так это масса выводимой ПН, хе-хе!

m-dva> Все остальные, хоть как то и в какой то мере стараются оперировать циферками.

Ну ты то к остальным не относишься. Ты циферками от балды бросаешься, ничем их не подтверждая, хоть уже и просили тебя это сделать не раз. Брать цифры с потолка - это не есть "оперировать цифрами". В общем - ccsr дубль два.

m-dva> Попробуйте на Прогрессе и по всем смежникам платить рабочим от 300 тыс руб в месяц,- и цена дешевого Союза вас собьёт наповал!

Помнится весь спор начинался с твоего утверждения, что одинаковые услуги во всем мире стоят одинаково, на что тебе ткнули под нос пример с Протоном, что запуски российскими РН обходятся дешевле. Ты полез спорить, что это не так, а теперь, получается, что слив засчитан?

Таки признаешь, что в разных странах - разный уровень внутренних цен и это серьезно сказывается и в мировой торговле: страны с меньшим уровнем внутренних цен, то есть с недооцененной валютой, могут за аналогичные услуги брать дешевле, чем страны с большим уровнем внутренних цен, вследствие чего у США большие проблемы с конкурентноспособностью даже в области высоких технологий?

m-dva> И таки да, он чуток дешевле Фалкона, который выпускается на вновь построеном за банковские кредиты заводе, где работают люди зарплата которых стартует от 1000$ в неделю...

Уже мелькали сообщения, что на Маска многие работают "задаром". Люди, руками и головой.

Не говоря о наработках, что ему достались совершенно бесплатно от НАСА.

m-dva> И таки да, он чуток дешевле Фалкона, который выпускается на вновь построеном за банковские кредиты заводе

Стоимость кредитов не хотите сравнить? В США, насколько я понимаю, проценты по кредитам чисто символические. Так что американские банковские кредиты - вполне себе аналог российских госдотаций

Д.В.> О совершенстве проектных параметров Зенита говорит и тот факт,
Может быть он и совершенен, но по каким-то очень секретным проектным параметрам, само существование которых скрывают от народа.
Гипотетический "несовершенныйЗенит" с той же стартовой массой в 460 тонн, с немного другим распределением топлива по двум ступеням и кардинально меньшей тягой двигателей (процентов на 25), мог бы вытянуть на ГПО ту же нагрузку что и реальный Зенит.
Вот только реальному, "совершенному" Зениту для этого понадобилось добавлять третью ступень,- аля "разгонный блок".
Ведь реальный "оптимизирован" по каким-то странным критериям, особенно как для ракеты-носителя...
Неудивительно, что Фалкон с "паровозами" уделал его по выводимой. Он просто оптимизирован на максимум ПН при заданой тяге двигателей.

m-dva> Неудивительно, что Фалкон с "паровозами" уделал его по выводимой.

Фалькон не уделал Зенит. Он ему уступает согласно опубликованным ТТХ. И обратное ты не доказал. Фалькон выводит меньше Зенита.

U235> Стоимость кредитов не хотите сравнить?
Как же я раньше не догадался...
Ваш конек,- ракетодинамика по Чубайсу!

m-dva> Как же я раньше не догадался...
m-dva> Ваш конек,- ракетодинамика по Чубайсу!

А твой - безосновательный и бездоказательный флейм. Типичный американский замполит. И ты, между прочим, первый к экономике апеллировать начал, когда тебя носом в стоимость Протона ткнули

m-dva> Вот только реальному, "совершенному" Зениту для этого понадобилось добавлять третью ступень,- аля "разгонный блок".

Разгонный блок - более толковое решение для вывода на высокие и сложные орбиты, чем вторая ступень. Двигатель разгонного блока ДМ-SL может включаться на орбите до 5 раз, что позволяет выводить спутники на любые орбиты с любыми наклонениями одним носителем. РБ довезет до любой орбиты. Как с этим у Фалькона? Насколько вторая ступень ограничена в орбитальных маневрах?

m-dva>> Вот только реальному, "совершенному" Зениту для этого понадобилось добавлять третью ступень,- аля "разгонный блок".
U235> Разгонный блок - более толковое решение для вывода на высокие и сложные орбиты, чем вторая ступень. Двигатель разгонного блока ДМ-SL может включаться на орбите до 5 раз,
Вторая ступень Зенита, тоже не пальцем делана.
Однако пришлось ставить разгонный блок, и не от хорошей жизни,- ведь о двух ступенях Зенит на ГПО и 4 тонны с трудом выводил.

m-dva> Однако пришлось ставить разгонный блок, и не от хорошей жизни

РБ там стоит не потому что "пришлось", а потому что школа такая. В СССР и РФ не было ни одной чисто двухступенчатой ракеты для вывода на высокие и сложные орбиты. В советской школе всегда разделялась вторая ступень, она являлась обязательной частью РН и была с не перезапускаемым двигателем, и разгонный блок, который применялся для маневров в космосе для выводов на сложные орбиты, ставился на РН только опционально, когда надо было на эти орбиты лететь, и имел многократно запускаемый на орбите двигатель и достаточно большой срок автономного существования. Двухступенчатыми РН в СССР/РФ пускали только на низкие орбиты, где не требовалось маневров с многократным включением двигателя.

Поэтому и твое замечание относительно двухступенчатого Зенита вообще мимо. С двумя ступенями Зенит на ГПО вообще ничего вывести не способен, т.к. у второй ступени двигатель не перезапускается. Она не предназначена для межорбитальных маневров. В двухступенчатой конфигурации Зенит, как и положено нормальной советско-российской РН, использовался только для вывода на низкие орбиты

U235> вторая ступень, она являлась обязательной частью РН и была с не перезапускаемым двигателем, и разгонный блок, который применялся для маневров в космосе для выводов на сложные орбиты,
А какие сложные орбитальные маневры должна была совершать вторая ступень Зенита, при пуске на ГПО с морской платформы на экваторе?

m-dva> А какие сложные орбитальные маневры должна была совершать вторая ступень Зенита, при пуске на ГПО с морской платформы на экваторе?

Остановить двигатель и через повторно его запустить через 40 минут в космическом пространстве и невесомости. Согласно циклограмме выведения SeaLaunch, ГПО Даже при старте с экватора формируется двумя включениями, с баллистической паузой 40 минут

Вот циклограмма вывода Intelast-9:

0:00:00
Старт

0:02:23
Отсечка двигателей первой ступени

0:02:25,2
Разделение ступеней. Высота 81,7 км.

Прим.: Первая ступень падает на расстоянии 853 км. от точки старта.

0:02:29
Включение маршевого двигателя 2-ой ступени

0:03:09,3
Сброс створок головного обтекателя. Высота 124,1 км.

Прим.: Створки обтекателя падают на расстоянии 986 км. от точки старта.

0:09:05
Отсечка двигателя второй ступени

0:09:05
Разделение ступеней. Высота 263 км.

Прим.: Вторая ступень и средний переходник РБ ДМ-SL падают на расстоянии 4938 км. от точки старта.

0:09:14,6
Первое включение маршевого двигателя РБ ДМ-SL

0:13:19,9
Первое выключение маршевого двигателя РБ ДМ-SL. Высота 213,1 км.

0:53:57,4
Второе включение маршевого двигателя РБ ДМ-SL

0:59:13,8
Второе выключение маршевого двигателя РБ ДМ-SL. Высота 2106,2 км.

1:09:54
Отделение спутника от блока ДМ-SL.

3:50:00
Перевод РБ ДМ-SL на орбиту захоронения

m-dva> Любая попытка разобраться в достижениях лучшей ракетостроительной конструкторской школы в мире, ожидаемо заканчивается обвинениями шпионаже в пользу Амэрикэ.

Причем тут шпионаж? Ты просто профан, не владеющий вопросом, но пытающийся доказать свою точку зрения не гнушаясь даже заведомой ложью. То есть - типичный замполит, только американский.

U235> Ты просто профан, не владеющий вопросом,
Прикинь какая выходит шняга.
Профан не владеющий вопросом, считает что Зенит, это эпический про@б всего советского ракетостроения, и даже объясняет почему так получилось,- отчего оказия'с вышла.
А "владеющиевопросом" поют Зениту дефирамбы, считают его совершенством, оптимальной "няшечкой", да и вообще по их мнению он кроет всех как "бык овцу!".
Только вот с Фалконом нескладуха вышла.
Ну не укладывается у них в голове, что на "паровозах" можно уделать великолепие советской школы ракетостроения,- не верят и всё тут, хоть кол на голове теши...
Вот я и тешу, хе-хе!

m-dva> Профан не владеющий вопросом, считает что Зенит, это эпический про@б всего советского ракетостроения, и даже объясняет почему так получилось,- отчего оказия'с вышла.

Личное мнение профана даже не знающего, что в СССР\РФ двумя ступенями на ГПО никогда не пускали, ничего не стоит. А доказать фактами ты ничего не смог.

m-dva> Ну не укладывается у них в голове, что на "паровозах" можно уделать великолепие советской школы ракетостроения,- не верят и всё тут, хоть кол на голове теши...

А никто и не уделал. Сам факт, что тебе приходится сравнивать простую и технологичную советскую дюралевую ракету 80ых годов с использующим композиты и алюминиево-литиевые сплавы Фальконом - это уже диагноз. И при это Зенит все равно смотрится ничем не хуже, а по выводимой нагрузке - и лучше. Попытка же дотянуть характеристики Фалькона до уровня Зенита-3SL приводит к тому, что история Фалькона становится похожей на кашу из топора: Фалькон из ракеты с дорогим корпусом и дешевыми двигателями, что вроде как изначально обещало невысокую стоимость запуска, превращается в ракету и с дорогим корпусом и с дорогими двигателями: чтоб дотянуться до параметров Зенита, Маску пришлось повышать УИ своих двигателей за счет повышения параметров в камере сгорания, а это резко подымает их цену. Тот запуск с пятью тоннами на ГПО, которым ты хвалишься, еще не состоялся и состоится он с помощью новой, дорогой, версии Фалькона, где будут стоять новые недешевые высокоимпульсные двигатели.

U235> Остановить двигатель и через повторно его запустить через 40 минут в космическом пространстве и невесомости.
Еще при проектировании Зенита, вояки настаивали на возможности повторных запусков второй ступени.
Но увы,-"не шмогла..."
Что как бы добавляет эпичности к эпик фейлу.

m-dva> Еще при проектировании Зенита, вояки настаивали на возможности повторных запусков второй ступени.

Ссылочку не приведешь? Или опять на ходу придумал? В СССР никогда не было принято делать перезапускаемые двигатели на второй ступени. Если использовался непрямой вывод, с межорбитальными маневрами и многократными запусками, то в СССР для этого использовалась специальная орбитальная ступень: РБ