Союз-5 ("Иртыш"), он же Феникс/Сункар

Д.В.> Прикола ради: почти в точности 4 к 1 - соотношение масс ступеней (472,2 к 117,8) - у Зенит-3SLB, но его сложно в чистом виде отнести к двухступенчатым РН из-за наличия довыведения ДМом в течение почти 850 с (с орбиты -2112х191 км на орбиту 180х1553 км) - во всяком случае, в миссии W5A.

Зенит с разгонными блоками относится самое что ни на есть к двухступенчатым ракетам для которых РБ служит полезной нагрузкой. Причём с блоком ДМ Зенит по ХС вообще служит аналогом МБР.
И что самое важное - Феникс такой же как Зенит. Поэтому МБР в данном случае служат прямым аналогом.

Divergence> Ведь в случае вывода с многократным включением РД-191, импульс его тяги будет в 9-10 раз превосходить остаточный вес ступени.

Во первых многократного включения РД-191 не будет, он не допускает многократное включение как и РД-120 на Зените

Divergence> Фактически полезная нагрузка будет испытывать ускорения равносильные падению с 50 метровой высоты на бетон.

А во вторых РД-191 допускает дросселирование в три раза что позволяет на конечном участке выведения ограничить перегрузку по сути до любой приемлемой величины.

Divergence> Внимание вопрос: а скажи-ка Старый какие спутники выдержат такое испытание?

РД-191 допускает трёхкратное дросселирование что позволяет угодить любому спутнику.
А ты вот лучше скажи: какая перегрузка будет у нынешнего Феникса в конце работы первой ступени? Когда почти весь РЗТ первой ступени израсходован а РД-171 тянет на все свои 800?

Д.В.> Применение РД-191В - обеспечивает наихудшие характеристики.

Саныч, если ты решил мне доказать что применение РД-191 снизит массу ПН то не ломись в открытую дверь.
Читай что я написал в самом начале:

Повторяю для тебя так как вижу что ты не все мои сообщения читал и споришь не со мной а сам с собой:

Старый> Чисто ради объективности отмечу недостатки варианта с РД-191.
Старый> Главный недостаток - он слишком длинный. Для его размещения пришлось бы делать длинный переходный отсек что увеличило бы длину ракеты и сухую массу первой ступени. Но мне кажется по сравнению со всем перечисленными недостатками это не так уж страшно.
Старый> Второй недостаток - РД-191 невысотный. Удельный импульс в вакууме в районе 337 секунд, в дефорсированном варианте будет ещё меньше. Если установить высотное сопло то длина двигателя превысит все разумные пределы, разработка раздвижного насадка опять потребует времени и денег.
Старый> То есть по факту в случае применения РД-191 удельный импульс ступени будет на 20 секунд меньше чем с РД-0124.
Старый> То есть замена 2хРД-0124 на 1хРД-191 приведёт к росту сухой массы первой ступени и снижению на 20 секунд удельного импульса второй. Оба эти фактора снизят массу ПН. Разработчики ракеты очевидно держат это в уме. И что мы имеем в итоге? Мы имеем что опять выжимая максимальную ПН идёт погоня за высокими удельными характеристиками в ущерб дешевизне ракеты и времени на её разработку.

Что не так? С чем ты споришь?

Повторяю что по совокупности пфакторов:
1. Разработка нового двигателя - двухкамерного РД-0124 потребует времени и денег и отодвинет реализацию в бесконечность. Потребуется производство двигателей двух типов.
2. Масса ПН - 17 тонн всё равно недостаточна для замены Протона но с большим запасом превышает ПН Зенита и может быть без ущерба уменьшена.
3. При создании трёхблочного варианта нынешняя вторая ступень окажется заведомо недоразмеренной а ступень с РД-191 окажется самое какраз и будет допускать по сути любое увеличение массы топлива.

Так вот по совокупности этих параметров целесообразно сразу делать вторую ступень на РД-191. Пожертвовав одной-двумя тоннами ПН мы заведомо выиграем во всём остальном.

Опять тратить время и деньги для выжимания предельной ПН это тупиковый путь и мы получим то же что получили с Ангарой - дорогую РН уступающую Протону и без возможности улучшения.

Старый> Саныч, когда я это первый раз изложил ты начал мне возражать что никто так не делает - ступени и тяги двигателей различающиеся в 4 раза. Я тебе показал что все какраз именно так и делают.
Старый> Что ты теперь будешь говорить? "Нет, мы любой ценой должны выжимать максимальную МюПН"?

Никто так не делает для специально спроектированных РН, потому что в здравом уме никому не придет в голову ухудшать таким способом характеристики РН. И не делают. Нет ни одной современной двухступенчатой РН у которой бы тяга 2-й ступени была 1/4 от стартовой. И про любую цену я не говорил. Просто ни один проектант не станет сознательно портить ракету применением переразмеренного двигателя ничего не получая взамен: ни энергетики, ни экономии.
Старый> Причём "любая цена" это и есть коммерческая эффективность?

Коммерческая эффективность - это стоимость 1 кг ПГ. Применение РД-191В ухудшает этот параметр по сравнению с остальными вариантами ДУ на 2-й ступени: дороже и Мпг ощутимо падает. А вот теперь ты скажи: из каких рациональных соображений ты пытаешься навязать самый плохой вариант (РД-191В на второй ступени)?

Старый> Зенит с разгонными блоками относится самое что ни на есть к двухступенчатым ракетам для которых РБ служит полезной нагрузкой. Причём с блоком ДМ Зенит по ХС вообще служит аналогом МБР.
Старый> И что самое важное - Феникс такой же как Зенит. Поэтому МБР в данном случае служат прямым аналогом.

Да вот и хренушки! Твое допущение было бы верным, если бы РБ просто выводился прямо на опорную орбиту без расходования собственного топлива. Но у Зенита 3SL разгонник сам участвует в выведении. Причем заметь, в любом случае, проектные параметры исходного Зенита выбирались без учета довыведения. И 4 к 1 - чистая случайность.

Старый>> Главный недостаток - он слишком длинный.

Главный недостаток РД191 в качестве ДУ 2-й ступени Союза-5 - это то, что он:
- тяжелый
- дорогой
- снижает Мпг на 20%
Это самый худший вариант с точки зрения удельной стоимости выведения. Поэтому его и отвергли.

Старый>> Второй недостаток - ...

Отказ от РД-191 обусловлен стремлением снизить стоимость (как абсолютную, так и удельную) при одновременном повышении Мпг.

Старый> Что не так? С чем ты споришь?

Вот то и не так, что РД-191 на 2-й ступени ухудшает характеристики ракеты, ничего не давая взамен: ни упрощения, ни удешевления.

Старый> Повторяю что по совокупности пфакторов:
Старый> 1. Разработка нового двигателя - двухкамерного РД-0124 потребует времени и денег и отодвинет реализацию в бесконечность. Потребуется производство двигателей двух типов.

Двухкамерный РД0124 будет легче и дешевле в производстве 4-хкамерного. Надеюсь, с этим ты спорить не будешь? А стоимость разработки новой камеры - это не так уж и много по сравнению с сохранением ТНА. Хотя можно было просто перекомпоновать 2РД0124 или даже просто применять один.

Старый> 2. Масса ПН - 17 тонн всё равно недостаточна для замены Протона но с большим запасом превышает ПН Зенита и может быть без ущерба уменьшена.

Элементарно, Ватсон. В исходном виде Союз-5 сопоставим с Протоном Средним. А при использовании КВТК - сопоставим и с Протоном-М.

Старый> 3. При создании трёхблочного варианта нынешняя вторая ступень окажется заведомо недоразмеренной а ступень с РД-191 окажется самое какраз и будет допускать по сути любое увеличение массы топлива.

Трехблочный вариант превращает РН в трехступенчатый носитель, для которого оптимальная тяговооруженность 3-й ступени лежит в широком диапазоне значений: от 0,3 до 0,7. Так что может оказаться в самый раз.

Старый> Так вот по совокупности этих параметров целесообразно сразу делать вторую ступень на РД-191. Пожертвовав одной-двумя тоннами ПН мы заведомо выиграем во всём остальном.

Как минимум 2,5 т потери ПГ без какого-либо выигрыша в стоимости.

Старый> Опять тратить время и деньги для выжимания предельной ПН это тупиковый путь и мы получим то же что получили с Ангарой - дорогую РН уступающую Протону и без возможности улучшения.

Вот РД-191 - это тратить деньги, причем неэффективно.

Это истерика:
Д.В.> - снижает Мпг на 20%

Хорошо что не на 200%

Д.В.> Никто так не делает для специально спроектированных РН, потому что в здравом уме никому не придет в голову ухудшать таким способом характеристики РН. И не делают.

Все делают именно так. Как для специально спроектированных МБР так и для специально спроектированных РН (см например Ариану-1/4)

Д.В.> Нет ни одной современной двухступенчатой РН у которой бы тяга 2-й ступени была 1/4 от стартовой.

Это уже как у опровергателей американцев на Луне: "А дайте мне именно то чего нет!". Нет ни одной современной двухступенчатой РН специально спроектированной для выведения ПН на ЛЕО или суборбитальную траекторию. Все РН и МБР спроектированные для такого условия имели большую вторую ступень с большой тягой.

Д.В.> И про любую цену я не говорил. Просто ни один проектант не станет сознательно портить ракету применением переразмеренного двигателя ничего не получая взамен: ни энергетики, ни экономии.

Все проектанты для всех подобных ракет применяли тягу второй ступени равную 1/4 от стартовой. Толи сознательно толи неосознанно - сам определись.

Д.В.> Коммерческая эффективность - это стоимость 1 кг ПГ. Применение РД-191В ухудшает этот параметр по сравнению с остальными вариантами ДУ на 2-й ступени: дороже и Мпг ощутимо падает.

Как ты определил стоимость и узнал что РД-191 дороже чем два РД-0124?

Д.В.> А вот теперь ты скажи: из каких рациональных соображений ты пытаешься навязать самый плохой вариант (РД-191В на второй ступени)?

Из соображений минимизации времени и стоимости разработки а также обобщения мирового опыта.

Д.В.> Трехблочный вариант превращает РН в трехступенчатый носитель, для которого оптимальная тяговооруженность 3-й ступени лежит в широком диапазоне значений: от 0,3 до 0,7. Так что может оказаться в самый раз.

Может оказаться а может и не оказаться. Даже если применить дросселирование центрального блока (что само по себе весьма сомнительно) то получится в лучшем случае 2.5-ступенчатый носитель. А какая у него оптимальная тяговооружённость третей ступени - разработчики Союза, Протона, Арианы-1/4 знают? Или опять весь мир идёт не в ногу?

Д.В.> Как минимум 2,5 т потери ПГ без какого-либо выигрыша в стоимости.

Слава богу что уже не с увеличением стоимости.
А в стоимости и времени разработки выигрыша нет?

Да, а снижение гравитационных потерь ты учитывал?

Старый>> Опять тратить время и деньги для выжимания предельной ПН это тупиковый путь и мы получим то же что получили с Ангарой - дорогую РН уступающую Протону и без возможности улучшения.
Д.В.> Вот РД-191 - это тратить деньги, причем неэффективно.

Так же "неэффективно" как и на РД-171.
Однако отрадно что про время и стоимость разработки ты уже не вспоминаешь.

Д.В.>> Нет ни одной современной двухступенчатой РН у которой бы тяга 2-й ступени была 1/4 от стартовой.
Старый> Это уже как у опровергателей американцев на Луне
Вот это уже точно, как у опровергателей: Зенит и Фалкон-9 - неудобные факты, поэтому их не замечаем?

Старый> Все проектанты для всех подобных ракет применяли тягу второй ступени равную 1/4 от стартовой. Толи сознательно толи неосознанно - сам определись.

Ну и где, например, у Фалькона 1/4? Там 9 двигателей против одного. Масса топлива близка к 1/4, а тяга не близка.

Ты чего в упор не хочешь понять - масса самого двигателя важна на верхних ступенях. Она только сначла незаметна, а под конец работы очень даже влияет. Те 20% потерь, в коротые ты не хочешь верить, в физическом смысле возникают из-за того, что масса РД-191 ухудшает массовую отдачу ступени.

P.S. У Илона нашего Маска на Фалькон-5 вообще 2 Кестрела были запланированы на 2-й ступени. Вкрячить туда целый Мерлин удалось только после того как размерность ракеты увеличили до Фалькон-9.

zaitcev> Ну и где, например, у Фалькона 1/4? Там 9 двигателей против одного. Масса топлива близка к 1/4, а тяга не близка.

А самому догадаться слабо? Тем более что ты практически озвучил ответ.
1. Я специально подчёркиваю: данная закономерность характерна для ракет оптимизированный для вывода ПН на НИЗКУЮ ОКОЛОЗЕМНУЮ орбиту или СУБОРБИТАЛЬНУЮ траекторию. Флакон оптимизирован для выведения ПН на геопереходную орбиту. Поэтому вторая ступень у него должна быть лёгкой. Физически сухая масса ступени должна быть как можно меньше. Вторая ступень у Флакона выполняет роль разгонного блока, а у разгонных блоков тяговооружённость существенно ниже чем у ступеней предназначенных для вывода на низкую орбиту. Этот эффект хорошо виден на примере Атласа-5: у него в варианте оптимизированном для переходных орбит Центавр имеет один двигатель а в варианте оптимизированном для выведения максимальной ПН на ЛЕО Центавр имеет два двигателя. Заметь: тяговооружённость Центавра для ГПО и для ЛЕО различается в два раза. Неужели это млжн было не заметить? А теперь соотнеси это с Флаконом.
Для разгонных блоков это важно.
Но это не главное.
2. Обычно конструкторы стремятся унифицировать двигатели и применить на обоих ступенях одинаковые двигатели. Как правило соотношение 4 к 1 получается путём установки на первой ступени четырёх двигателей а на второй одного такого же. Унификация - очень мощный фактор. Естественно Маск тоже стремился унифицировать двигатели. Тем более что для РБ тяговооружённость оптимальна вдвое ниже чем для низкоорбитальной ступени. Вот так у него и получилось на первой ступени 9 двигателей а на второй - один. Два высотных Мерлина на вторую ступень не влезут, ставить невысотные нет смвысла - УИ падает, масса растёт, тяговооружённость избыточна.

Так что в случае Флакона орбита под которую оптимизирована ракета и соображения унификации диктуют вдвое меньшую тяговооружённость и один Мерлин.


zaitcev> Ты чего в упор не хочешь понять - масса самого двигателя важна на верхних ступенях. Она только сначла незаметна, а под конец работы очень даже влияет.

Я не просто это замечаю а постоянно об этом талдычу, постоянно это подчёркиваю. Постоянно подчёркиваю: ДЛЯ РАКЕТЫ ОПТИМИЗИРОВАННОЙ для ВЫВЕДЕНИЯ НА ЛЕО И СУБОРБИТУ. Я столько раз это повторил что уже даже слепоглухой бы заметил.
Но не я а ты не хочешь этого замечать. По моему даже слепоглухой знает что у Атласа-5 у Центавра для ЛЕО - 2 двигателя а у Центавра для ГПО - 1 двигатель. И после этого упрекать меня что я не заметил что у Флакона тяговооружённость вдвое меньше это просто вообще ничего не понимать в ракетах.

zaitcev> Те 20% потерь, в коротые ты не хочешь верить, в физическом смысле возникают из-за того, что масса РД-191 ухудшает массовую отдачу ступени.

Вера у тебя, у меня - знание. Флакон оптимизирован для выведения на ГПО, поэтому тяговооружённость второй ступени у него вдвое меньше чем у ракеты оптимизированной для вывода на ЛЕО. Смотри Атлас-5. В это надо не верить, это надо знать.
А если не знаешь то вежливо спрашивать а не лезть как ОИМ с разоблачениями: "Ну ихде??? Ты не хочешь понять!" Всё на месте и всё сходится. Уверяю тебя в ракетах нет ничего что знал бы ты но не знал я, и веришь это ты, а я - знаю.

zaitcev> P.S. У Илона нашего Маска на Фалькон-5 вообще 2 Кестрела были запланированы на 2-й ступени.

Флакон-5 был рассчитан на выведение на ГПО (замена Дельты-2) и ставить на разгонный блок Мерлин было бы перебором.

zaitcev> Вкрячить туда целый Мерлин удалось только после того как размерность ракеты увеличили до Фалькон-9.

Ну вот видишь! Поставить два высотных Мерлина просто физически невозможно, даже если потребуется оптимизировать Флакон под низкую орбиту. Может поэтому масса Драконов настолько ниже максимально заявленой для ЛЕО?

OlM> Вот это уже точно, как у опровергателей: Зенит и Фалкон-9 - неудобные факты, поэтому их не замечаем?

Я вижу с Флаконом-9 как и метаном ты сам разобраться не смог. Смотри сообщение выше, надеюсь я достаточно подробно разжевал. Так как я написал слишком много букофф то боюсь что ты ни асилишь, поэтому специально для тебя повторяю вкраце ещё раз: Флакон-9 оптимизирован для выведения ПН на геопереходные орбиты, его вторая ступень выполняет роль разгонного блока, поэтому её оптимальная тяговооружённость вдвое меньше чем у ракеты оптимизированной для вывода на низкую орбиту. Смотри одно и двухдвигательный Центавр у Атласа-5.
Если опять не понял то переспроси что не понял.
Флакон-9 и его вторая ступень это очень удобный факт идеально иллюстрирующий всю разницу между Флаконом и Фениксом. Если ты этого не смог понять то попробуй просто запомнить.

Теперь Зенит. Смотри сюда.
Масса второй ступени Зенита - 90 тонн. Это 20% стартовой массы ракеты, 1 к 4.
Суммарная тяга двигателей РД-120 и РД-8 - 93 тонны. Тяговооружённость 2 ступени равна 1. (помнишь как Саныч распинался что оптимально 0.3-0.7?) Надо же - и разработчики Зенита тоже сделали неоптимальную с его точки зрения тяговооружённость!

Откуда же у Зенита получилось такое большое соотношение тяги первой ступени ко второй? А оттуда что у Зенита нестандарно высокая стартовая тяговооружённость. Обычно у жидкостных ракет стартовая тяговооружённость составляет 1.1-1.25, у Флакона-9 она уже необычно высокая - 1.33, а у Зенита-2 аж целых 1.63! (если брать вакуумную тягу то тяговооружённость Зенита аж 1.77)
Если бы у Зенита была тяговооружённость 1.25 как у большинства ракет то его стартовая тяга была бы около 570 тонн и соотношение тяг примерно 1 к 6.
Откуда у Зенита такая тяговооружённость? Вовсе не из соображений оптимизации. Просто первая ступень Зенита это стартовый ускоритель Энергии. И чтобы работать в качестве стартового ускорителя он обязан иметь высокую тяговооружённость. Только и всего.
Избыточная тяговооружённость Зенита и позволила в частности при том же двигателе увеличить стартовую массу Феникса по отношению к Зениту.

Таким образом уникальные особенности именно этих ракет - Флакона-9 и Зенита определили их отклонение от стандарта. Ты же проигнорировав общие закономерности всех ракет данного класса выпятил единичные уникальные особенности единичных ракет и на этом строишь аргументацию.
Воспринимать частное, особенное как общее, закономерное - типичная методология дилетанта. Что и приводит его (дилетанта) к ошибочным выводам.

OlM> Вот это уже точно, как у опровергателей: Зенит и Фалкон-9 - неудобные факты, поэтому их не замечаем?

Да, это методология дилетанта - частные особенности отдельных одиночных ракет за некую закономерность якобы рушащую всю картину. Исключения которые какраз подтверждают правило воспринимать как опровержение правила.
Надеюсь я достаточно понятно объяснил?

Старый> По поводу перетяжелённости РД-191.
Кстати, для РД-191 тоже нужен рулевой двигатель?

Старый> Ну и кому совсем уж претят 200 тонн тяги РД-191 - чёрт с вами, ставьте РД-151. Тяга 150 тонн.
Могу поиграться с параметрами РН под эти движки, посмотреть, что получится.
У РД-0124 УИ рекордный, для верхней ступени это важно.

Старый> По поводу перетяжелённости РД-191.
Старый> Масса РД-120 - 1120 кг, тяга - 85 тонн.
Старый> Масса РД-191 - 2200 кг, тяга 200 тонн.
но нужно то 30...60 (по условию дросселирования)

Старый> Масса РД-0124 - 460 кг при тяге 30 тонн. При тяге 180 тонн его масса будет 2800 кг, Удельная масса хуже чем у РД-191.
так 180тонн не надо

Старый> Ну и кому совсем уж претят 200 тонн тяги РД-191 - чёрт с вами, ставьте РД-151. Тяга 150 тонн.
претит конечено... как раз лишняя тонна летящая на орбиту взаместо ПН

а если опять же с Флаконом сравнить...
то Мерлин д в один момент дросселируется то тех же 30т - рд0124

к тому же РД191В так же нету и его так же по полной программе так же как и рд0124 модернизировать

Старый> ...
К сожалению крупицы "трезвых" мыслей отсеивать из поноса хамоватых фраз считаю делом неблагодарным.

За метан.
Просто озвучь своё точку зрения по Raptor SpaceX. Желательно конкретно без (твоим же салом по мусалам) "виляния филеем", как это было в 2005-м на форуме НК по теме "SpaceX Falcon 9".

За проектирование ракет.
Я в отличии от тебя честно признаю, что я не специалист по проектированию РН. Поэтому к мнению людей, которые профессионально этим занимаются отношусь с бОльшим доверием. И брать на веру, твоё "шариковское"

Да что тут предлагать?.. А то пишут, пишут... Конгресс, немцы какие-то... голова пухнет! Взять все, да и поделить...

 

(на четыре) не буду. Приведи хоть оду цитату (учебник, монография, методичка), где бы хотя бы намекалось об этом соотношении тяг двигателей 1:4. Скажи честно, а не "шоб да, так нет" - это всё таки лично твоё наблюдение, до сих никем из специалистов в области ракетно-космической техники не обнаруженное? Или они об этом знают, но нигде не озвучивают?

Старый> Поэтому если уж ктото решил заморочиться с криогенным горючим с низкой плотностью то он сразу берётся за водород, у того хоть УИ не на 3 а на 30% больше. Но загнанные пони этого не знают и не способны понять и только бегают по одному и тому же кругу с криками "Метан! Метан!"

Загнанный пони Илон Маск взялся сначала делать Raptor на водороде, но потом "дудачок" перескочил на метан.
А ну да, очередное исключение...
Старый если ты такой умный, то почему Илон Маск богатый?

Полл> Кстати, для РД-191 тоже нужен рулевой двигатель?

Нет. Камера двигателя отклоняется обеспечивая управление по двум осям а по крену управление соплами на генераторном газе. См. Ангара-1.

Полл> У РД-0124 УИ рекордный, для верхней ступени это важно.

Это конечно мощный фактор. Если не удлинять сопло РД-191 то мы потеряем 20 секунд удельного импульса.

Старый>> Ну и кому совсем уж претят 200 тонн тяги РД-191 - чёрт с вами, ставьте РД-151. Тяга 150 тонн.
Полл> Могу поиграться с параметрами РН под эти движки, посмотреть, что получится.

Точные параметры РД-151 неизвестны. То ли это просто дефорсированный РД-191 толи отдельный двигатель сделанный на основе РД-191.

Leonar> но нужно то 30...60 (по условию дросселирования)
Старый>> Масса РД-0124 - 460 кг при тяге 30 тонн. При тяге 180 тонн его масса будет 2800 кг, Удельная масса хуже чем у РД-191.
Leonar> так 180тонн не надо

Если делать нормальную ступень из соотношения 1 к 4 то нужно 120-150 тонн.

Leonar> претит конечено... как раз лишняя тонна летящая на орбиту взаместо ПН

Да, мы потеряем тонну ПН. Вместо 17 будет 16 тонн. Однако сэкономим на разработке нового двигателя и обеспечим унификацию с трёхмодульным вариантом.

Leonar> а если опять же с Флаконом сравнить...

То что получается? Ты уже сравнил по приведённому на третьей странице плакату?

Leonar> то Мерлин д в один момент дросселируется то тех же 30т - рд0124

В полёте Мерлин на второй ступени не дросселируется. Работает постоянно на максимальной тяге.

Leonar> к тому же РД191В так же нету и его так же по полной программе так же как и рд0124 модернизировать
Во первых поставить высотное сопло это не то что делать новую камеру сгорания. А во вторых я и не предлагаю ставить высотный РД-191. Это уж так, на потом, если потребуется.

Старый>> ...
OlM> К сожалению крупицы "трезвых" мыслей отсеивать из поноса хамоватых фраз считаю делом неблагодарным.

Научись разговаривать и будет тебе счастье.
А уж отсеивать крупицы тебя никто и не просит. Наоборот, сделаешь большое одолжение если не будешь путаться под ногами.

OlM> Я в отличии от тебя честно признаю, что я не специалист по проектированию РН. Поэтому к мнению людей, которые профессионально этим занимаются отношусь с бОльшим доверием.

Я тоже не специалист. Поэтому я ракеты не проектирую а изучаю опыт тех кто ракеты проектирует. Изучаю их мнение выраженное в их изделиях доведённых ими до серийного производства и эксплуатации. Я это уже говорил но ты с одного раза не смог погнять.

OlM> И брать на веру, твоё "шариковское"

Я ж тебе и говорю: ты тупое ниухонирыльное хамло появляющееся на форуме только для того чтобы похамить и покривляться. Самому взять и проверить все известные ракеты и сделать выводы тебе никак, поэтому всё что тебе остаётся это кривляться "Я умный а Старый - тупой Шариков".

OlM> (на четыре) не буду. Приведи хоть оду цитату (учебник, монография, методичка), где бы хотя бы намекалось об этом соотношении тяг двигателей 1:4.

Ещё раз: мнение конструкторов выражено не в учебниках, методичках и монографиях. Мнение конструкторов выражено В ИХ ИЗДЕЛИЯХ ДОВЕДЁННЫХ ИМИ ДО СЕРИЙНОГО ПРОИЗВОДСТВА И ЭКСПЛУАТАЦИИ. Что ты не смог понять? Скопипасти выделенное необходимое количество раз и читай пока не дойдёт даже до твоего шариковского ума.


OlM> Скажи честно, а не "шоб да, так нет" - это всё таки лично твоё наблюдение, до сих никем из специалистов в области ракетно-космической техники не обнаруженное? Или они об этом знают, но нигде не озвучивают?

Это "наблюдение" "обнаружено" всеми специалистами которые спроектировали все летавшие и летающие ракеты. Только безмозглые Шариковы продолжают упираться, мол все дураки и надо не так.

Заранее предвижу что ты начнёшь кривляться: "А как же мнение конструкторов Феникса?" Поэтому ещё раз специально для тебя повторяю жирными буквами: ДОВЕДЁННЫХ ДО СЕРИЙНОГО ПРОИЗВОДСТВА И ЭКСПЛУАТАЦИИ. Уверен что смысл этих слов до тебя опять не дойдёт.

Старый> Это истерика:

Это констатация.

Старый> Хорошо что не на 200%

А тебе хотелось бы на 200? Ну, ты близок к своей мечте: с обычным (невысотным) РД-191 на 2-й ступени Союз-5 не вытягивает и 12 тонн. То есть заведомо не обеспечивает выведения "Федерации", начальная масса которой 16 т.