[image]

Новая ракета для большого космоса

 
1 2 3 4 5 6 7

Naib

опытный

Полл> Запуск в режиме САС всего пакета РДТТ сразу, в режиме апогейной ДУ - попарно, к примеру. Отсюда второй вопрос - как проще и надежней сделать отсечку тяги у одного-двух РДТТ в пакете? Если использовать химические ингибиторы горения, к примеру, сколько их потребуется и как сложно будет их вводить в канал работающего РДТТ?

Топлива такого типа гасят вакуумом. То есть резкий сброс давления приводит к быстрому самозатуханию. В РДТТ это даже реализовывалось конструктивно, типа некого бокового окна в камере сгорания. В вакууме они не поджигаются (по крайней мере, без специального мощного запальника). Можно, наверное, вводить бронировку заряда, но тогда он получается программируемого горения, без возможности произвольной отсечки по внешней команде.

В идеале, надо рассчитывать полёт на полное сгорание шашки и сброс пустого корпуса.
   62.0.3202.9462.0.3202.94

Naib

опытный

Полл> Коллоксин лаковый обезвоженный ВНВ - 140 руб/кг.
Полл> Коллоксин лаковый необезвоженный ВНВ - 110 руб/кг.

Второй безопаснее, но менее стоек при хранении. Хотя обычно он заспиртован. Алексинский похуже казанского, но вряд ли это критично.

Полл> Есть аммиачная селитра ГОСТ 2-2010, сгодится? Стоит от 15 руб/кг.

Пойдёт, только нужно будет сушить переплавкой. Селитра гигроскопична, в вода будет мешать. На всякий случай нужно проверить на наличие сульфатов, ими часто разбавляют селитру для снижения взрыво/пожароопасности.

UPD Гугль говорит, что 2-2010 - это карбамид. Мочевина. Это совсем не то. Аммиачка - например это

ГОСТ 2-2013. Селитра аммиачная. Технические условия

ГОСТ: Селитра аммиачная. Технические условия. ГОСТ 2-2013 //  www.internet-law.ru
 

Тип А. Впрочем, сушки и небольшого анализа это не отменяет.

Полл> Итого получается цена 1 кг топлива по сырью пока что в районе 140х0,3+15х0,6+200х0,1=71 руб/кг, с двухкратным запасом на потери - 150 руб/кг.
Полл> Для апогейной ДУ/САС цена сырья получается в 15 т.р.

Самый простой вариант - растворяем НЦ в ацетоне, добавляем остальные компоненты и послойно формируем шашку с промежуточной сушкой слоёв. Скажем, на некую основу наносим слой толщиной 2 мм и сушим его при нагревании градусов до 40, желательно в лёгком вакууме. Потом второй 2 мм слой и повторяем.

Метод так себе, но реализуется "влёт". Более сложные варианты - с заливом всей шашки в один приём я пока описать не могу.
   62.0.3202.9462.0.3202.94

Полл

литератор
★★★★★
Naib> РДТТ это даже реализовывалось конструктивно, типа некого бокового окна в камере сгорания.
Реализовывалось это несколько по иному - взрывом протяженного направленного заряда либо отрубалось сопло, либо пробивалось окно в верхнем днище РДТТ.
Методы, ИМХО, малоприменимые в любительском ракетостроении.

Naib> В идеале, надо рассчитывать полёт на полное сгорание шашки и сброс пустого корпуса.
Чем меньше исполнительных элементов (и узлов расстыковки) - тем система проще и надежней. Поэтому на сброс отработавших РДТТ закладываться не стоит. Хотелось бы иметь возможность корректировать модуль импульса апогейной ДУ, это сильно повысит точность выведения ПН.
Но если это заморочено, а любая система, которая будет управляемо разрушать корпус РДТТ - замороченная, то и фиг с этой точностью, какая получится, такая получится.

Naib> Пойдёт, только нужно будет сушить переплавкой.
Это как?

Naib> Потом второй 2 мм слой и повторяем.
Вот у нас шашка массой 10 кг, которая должна гореть около 4 секунд. Можешь оценить, сколько потребуется подобных циклов для нее и сколько времени это займет?

З.Ы. Покурил я тему про охлаждение ЖРД третьим компонентом. Мне очень понравилось, что этот способ позволяет снизить требования к самому ЖРД и его обвязке. Интересно посмотреть "ракетный паровоз", в котором камера ЖРД выполняет роль "топки", и разогретый теплоноситель питает тепловую машину, от которой работают все насосы и остальные потребители энергии на борту ракеты, а затем поступает в охладитель, где охлаждается топливом. Или эта тепловая машина крутит генератор - а его электричество питает потребителей.
Соответственно первый вопрос - что будет теплоносителем? Для простоты хотелось бы обойтись без фазовых переходов и запредельных температур, а также токсичности и химической агрессивности. Теоретически теплоноситель не обязан выдерживать температуру того же жидкого кислорода - это усложнит теплообменник, но поскольку мы не собираемся заниматься многократным включением-выключением движка в полете, то не запредельно усложнит.

Я, может быть, не прав, что по прежнему смотрю на электричество как основной вид применяемой на борту энергии, при использовании тепловой машины как привода генератора - но мне так попросту привычней и удобней. Пока предлагаю на этом, в каком виде энергия будет применяться на борту ракеты, не заморачиваться.
   57.057.0
Это сообщение редактировалось 03.12.2017 в 14:48
+
+1
-
edit
 

Naib

опытный

Полл> Реализовывалось это несколько по иному - взрывом протяженного направленного заряда либо отрубалось сопло, либо пробивалось окно в верхнем днище РДТТ.
Полл> Методы, ИМХО, малоприменимые в любительском ракетостроении.

Это точно. Ну, в принципе можно и потушить заряд, скажем той же водой или спиртом, но это уже значит носить помимо ПН ещё и бесполезную нагрузку. Хотя тогда заряд можно в принципе заново зажечь.

Полл> Чем меньше исполнительных элементов (и узлов расстыковки) - тем система проще и надежней. Поэтому на сброс отработавших РДТТ закладываться не стоит. Хотелось бы иметь возможность корректировать модуль импульса апогейной ДУ, это сильно повысит точность выведения ПН.

Тогда - гибридник на схеме перекисной парогаз/твёрдое топливо. Там уже можно регулировать и тягу и даже выключать двигатель.

Naib>> Пойдёт, только нужно будет сушить переплавкой.
Полл> Это как?

Аккуратно :) Температура плавления - 170 градусов всего. Переплавка, потом остужение в закрытом эксикаторе (ну или просто кастрюле) и размол

Naib>> Потом второй 2 мм слой и повторяем.
Полл> Вот у нас шашка массой 10 кг, которая должна гореть около 4 секунд. Можешь оценить, сколько потребуется подобных циклов для нее и сколько времени это займет?

30-40 циклов, допустим 3-4 цикла в сутки. Порядка недели это займёт. Работы на самом деле немного, но высыхания ждать долго. Впрочем, может будет сохнуть и быстрее, это надо проверять. Скорость горения обычно 7-10 мм/сек, так что толщина шашки - до 4 см. 20-25 слоёв (с учётом усадки).

Предваряя возможный вопрос - практически я этого не проверял, хотя с НЦ работал
   62.0.3202.9462.0.3202.94
+
+1
-
edit
 

Naib

опытный

Полл> Соответственно первый вопрос - что будет теплоносителем? Для простоты хотелось бы обойтись без фазовых переходов и запредельных температур, а также токсичности и химической агрессивности. Теоретически теплоноситель не обязан выдерживать температуру того же жидкого кислорода - это усложнит теплообменник, но поскольку мы не собираемся заниматься многократным включением-выключением движка в полете, то не запредельно усложнит.

Я бы выбрал калий-натриевую эвтектику. Не кипит, имеет прекрасную теплопроводность и неплохую теплоёмкость, невысокую вязкость и главное - отработана в реакторах с ЖМТ. С неё снимать тепло в отдельном теплообменнике. Литий тоже хорош, но у него коррозионная активность выше.
   62.0.3202.9462.0.3202.94

Полл

литератор
★★★★★
Naib> Это точно. Ну, в принципе можно и потушить заряд, скажем той же водой или спиртом...
Ингибиторы горения вроде того же фреона работать не будут?
Сколько потребуется воды или спирта для тушения шашки стартовой массой в 10 кг?

Naib> ...гибридник на схеме перекисной парогаз/твёрдое топливо.
Это слишком сложно для цирка. Для апогейного импульса, имеется в виду.

Naib> Аккуратно :) Температура плавления - 170 градусов всего. Переплавка, потом остужение в закрытом эксикаторе (ну или просто кастрюле) и размол
Плавка тоже в обычной кастрюле и обычной печке?
А размол в чем?

Naib> 30-40 циклов, допустим 3-4 цикла в сутки. Порядка недели это займёт.
Можно будет данную шашку формировать прямо в корпусе движка из стеклопластиковой нити намоткой на эпоксидном связующем, или нужно какую-то промежуточную матрицу иметь?

Naib> Я бы выбрал калий-натриевую эвтектику.
Ок, почитаю об ней. Надо будет сделать расчет тепловой машины с параметрами: топливная пара кислород-керосин, тяга 8 тс, УИ где-то в районе 350 с. Сойдется она у нас по балансу, чтобы снималось энергии не меньше, чем тратилось на работу насосов. Когда смогу это сделать - пока не знаю.

И у нас остается один вопрос, который я уже где-то слышал: "Как продраться через атмосферу?" :)
   57.057.0

Полл

литератор
★★★★★
Naib> Я бы
Массовый расчет.
Если ты не путаешь, и на апогейной ДУ можно обеспечить УИ в 300 с, то потребный запас топлива в ней всего лишь 30 кг. Как понимаю - 5 шашек по 6 кг со временем горения 3 с. Из них одна - с системой отсечки тяги (тушения).
Нашелся возможный вариант на роль движка первой ступени: дефорсированный РД-107 с уменьшенным ресурсом. Никто не знает, как поступают с бракованной продукцией на НПО "Энергомаш"?

З.Ы. Эклектика все же специфическая вещь. Химически активное вещество.
Прикреплённые файлы:
 
   57.057.0
RU Полл #04.12.2017 14:09  @Полл#04.12.2017 14:06
+
-
edit
 

Полл

литератор
★★★★★
Полл> Массовый расчет.
Второй вариант, с УИ разгонной ступени пониже.
Прикреплённые файлы:
 
   57.057.0

Naib

опытный

Полл> Ингибиторы горения вроде того же фреона работать не будут?

Будут, но хуже. Они тяжелее по молмассе и их потребуется больше. В топливе уже есть окислитель, загнать в него ингибитор извне проблематично, если вообще возможно.

Полл> Сколько потребуется воды или спирта для тушения шашки стартовой массой в 10 кг?

Варбана бы...
Насколько я помню/понимаю - ниже определённой температуры пороха (а это топливо - разновидность НЦ пороха) просто не горят. Не начинается первичное разложение. Поэтому, нужно охладить ниже температуры устойчивого горения, допустим с 400 градусов до 200. Причём охладить лишь сравнительно тонкий поверхностный слой, так как теплопроводность материала невысока и основная масса шашки имеет комнатную температуру.

Отсюда - расход воды определяется площадью горения (помноженной на толщину слоя и его теплоёмкость). В целом, думаю что он сравнительно небольшой, порядка 100 г.

Полл> Плавка тоже в обычной кастрюле и обычной печке?

Эмалированная или алюминиевая и на обычной плитке. С контролем температуры, так как перегрев опасен.

Полл> А размол в чем?

Ступка, кофемолка. Главное - органики не добавлять, тогда это теоретически чревато. А так - селитра устойчива.

Полл> Можно будет данную шашку формировать прямо в корпусе движка из стеклопластиковой нити намоткой на эпоксидном связующем, или нужно какую-то промежуточную матрицу иметь?

Я бы наматывал на готовую шашку бронировку (например из вискозы или ПАН на парафине или эпоксидке), а потом на неё же корпус из стеклопластика. То есть на некоей основе (которая потом сформирует канал горения) изготавливаем эдакое "эскимо" из топлива, а потом покрываем его "глазурью" из теплозащиты и корпуса.
   62.0.3202.9462.0.3202.94
LT Bredonosec #04.12.2017 23:31  @Полл#17.11.2017 10:12
+
-
edit
 
Полл> Теперь размещаем ПН внутри центральной колонны и укутываем баками от аэродинамических нагрузок. Избавляется от сущности "сбрасываемый обтекатель", уменьшаем габариты несущей конструкции при той же нагрузке, сокращаем её вес.
только всё равно ведь что-то должно выполнять роль обтекателя.
Если не он сам, то бак. А если тяжелый бак с топливом или окислителем находится выше ПН - он должен соединяться прочной фермой с основанием под ПН, чтоб при перегрузке не раздавить.
И длинными трубами для прокачки топлива/окислителя.
В итоге обтекатель выходит дешевле.
А РН с бОльшим миделем всё-таки больше и сопротивление будет иметь на атмосферном участке. Выгоднее ли это? Не уверен.

>Для нижней ступени нужен отдельный движок, с маловысотным соплом, посредственным импульсом, относительно небольшим ресурсом, однократным зажиганием на стартовом столе - и максимальной тяговооруженностью при минимальной цене.
про цену понятно. По поводу одноразовости - нет. И по поводу посредственного импульса - тем более нет. Это ж автоматически надо раздувать баки, раздувать размер-тягу и стоимость движка. Не выгоднее поднять импульс?

Так же не понял, к чему экономия на спичках ака системе управления? Весит оно мало. А недавняя авария показала, что лучше более интеллектуальные системы, чтоб компенсировать отупение операторов.

>Можно попытаться этот пакет выполнить в виде секторов цилиндра, чтобы упаковать плотнее
баки наддутые. Жесткость держат за счет наддува. Если без него - надо утолщать стенки, ставить ребра и т.д. А наддув лучше всего держит колбаса, а не сектора. Увы.
   26.026.0

Полл

литератор
★★★★★
Naib> В целом, думаю что он сравнительно небольшой, порядка 100 г.
Килограмм или два дополнительного устройства для отсечки на финальный РДТТ, чтобы получить регулируемый на 60 м/с апогейный импульс, это очень хорошо.
   57.057.0

Naib

опытный

Полл>> Массовый расчет.
Полл> Второй вариант, с УИ разгонной ступени пониже.

Кажется, в расчёте высоты потерялась двойка (ячейка U60)
   62.0.3202.9462.0.3202.94

Полл

литератор
★★★★★
Naib> Кажется, в расчёте высоты потерялась двойка (ячейка U60)
Вернее, 0,5. Есть такое.
Где-то на 20 км высоты, получается, ракета должна будет отрабатывать тангаж и закручиваться для стабилизации на "высотном" участке работы первой ступени, где аэродинамические рули перестанут работать.
А где-то на 60 км высоты завершит работать первая ступень и начнет работать вторая.
Точный расчет траектории пока не имеет смысла делать, ИМХО.
   57.057.0
LT Bredonosec #05.12.2017 12:29  @Полл#03.12.2017 08:03
+
-
edit
 
Полл> Паковать шашки желательно в что-то в размере 10-кг, РДТТ такого размера в "любительском" исполнении у нас уже можно представить.
Полл> Запуск в режиме САС всего пакета РДТТ сразу, в режиме апогейной ДУ - попарно, к примеру. Отсюда второй вопрос - как проще и надежней сделать отсечку тяги у одного-двух РДТТ в пакете? Если использовать химические ингибиторы горения, к примеру, сколько их потребуется и как сложно будет их вводить в канал работающего РДТТ?

А как контролировать поверхность горения, меж шашками ведь воздуъ. Или каждой еще прочный корпус внутри общего корпуса лепить? Выйдет же а-приори нерационально по весу, да и обьему.
По поводу отсечки не понял задачу: надо делать паузы между импульсами? Или просто снижать импульс при меньшей нагрузке? Если второе - просто меньше топлива грузи. Если первое, то вообще в пределах одной шашки не представляю такого понятия как остановка горения. В смысле, конечно, бывают прослойки замедлителя, но их время горения жестко фиксированное и программой полета не изменить. Да и вес этого замедлителя надо из топлива отнимать. На круг выходит как-бы не дешевле просто разные ступени оставить, чотб догорела шашка - выкинул, догорела - выкинул..
   54.054.0

Xan

координатор

Полл> Реализовывалось это несколько по иному - взрывом протяженного направленного заряда либо отрубалось сопло, либо пробивалось окно в верхнем днище РДТТ.

Ну, ещё раз повторю:
По крайней мере на одной военной ракете двигатель не гасился, а ракета просто разворачивалась хвостом вперёд, чтоб не набрать лишнюю скорость.

Для этого, кроме "спидометра" и системы управления, нужен датчик остатка топлива в двигателе (например, какая-нибудь перегорающая проволочка в толще топлива.
Перегорание которой сигнализирует мозгам, что если лететь прямо, то ракета наберёт ещё столько-то м/с.
А мозги, глядя на спидометр и решив, что часть этой скорости лишняя, разворачивают ракету под углом к вектору скорости, чтоб прибавка получилась меньше.
"Умную" формулу с косинусом написать? :)

Со стабилизированной вращением такой фокус, конечно, не пройдёт! :D
   

Полл

литератор
★★★★★
Xan> По крайней мере на одной военной ракете двигатель не гасился, а ракета просто разворачивалась хвостом вперёд, чтоб не набрать лишнюю скорость.
Но тогда бы она гасила скорость, то есть тормозилась.
Видимо, имеется в виду перевод ракеты на полет с существенной процессией?

Xan> Для этого, кроме "спидометра" и системы управления, нужен датчик остатка топлива в двигателе (например, какая-нибудь перегорающая проволочка в толще топлива.
Xan> Перегорание которой сигнализирует мозгам, что если лететь прямо, то ракета наберёт ещё столько-то м/с.
Xan> А мозги, глядя на спидометр и решив, что часть этой скорости лишняя, разворачивают ракету под углом к вектору скорости, чтоб прибавка получилась меньше.
Xan> "Умную" формулу с косинусом написать? :)
Напиши.
Я что-то не вкуриваю алгоритм. Как я понимаю, датчик уровня топлива заранее закладывается на минимально возможное время набора скорости - но зачем он вообще нужен? Если у нас запас ХС стабильно завязан на массу топлива - то последнюю мы в любой момент можем получить, зная ускорение ракеты и давление в двигателе. В пределе - просто от времени горения движка. Если запас ХС на массу топлива завязан нестабильно - то датчик уровня топлива нам остаток ХС, который ракета может набрать, так же даст с погрешностью.
В чем смысл данного датчика?
   57.057.0

Xan

координатор

Xan>> По крайней мере на одной военной ракете двигатель не гасился, а ракета просто разворачивалась хвостом вперёд, чтоб не набрать лишнюю скорость.
Полл> Но тогда бы она гасила скорость, то есть тормозилась.

Это были учебные стрельбы, надо было не до Америки, а только до Казахстана.
Не боевой режим.

Полл> Я что-то не вкуриваю алгоритм.

Завтра. :)
   

Xan

координатор

Xan> Завтра.

Если хочется получить точную орбиту, то надо особо заботиться о точности набранной скорости.
20 лишних метров в секунду превратит круговую орбиту в эллиптическую с апогеем на 70 км выше заданного.
Недобор 20 м/с уменьшит время жизни вдвое, за счёт торможения атмосферой.

Последняя ступень должна добавлять около 3000 м/с.
Надеяться, что это будет с точность, хотя бы, 1 процент я бы не стал.
А ошибка на 30 м/с уже недопустимо большая.

Поэтому имеет смысл датчик "остатка топлива", который срабатывает, например, когда двигателю осталось набрать 10% скорости — 300 м/с.
Если датчик срабатывает с ошибкой 1%, то это будет 3 м/с, что уже прилично.
   

Полл

литератор
★★★★★
Полл>> Надо будет в "Творческом Мальстреме" открыть космический раздел. :F
Naib> Пожалуй.
Метания вокруг "Феникса"/"Сункара"/"Союза-5".
Двухступенчатый носитель на базе движков РД-171 и РД-704.
Взлетный вес менее 400 т.

РЗТ первой ступени 161 т.
Масса первой ступени 186 т.

РЗТ второй ступени 166 т, из них 10 т жидкий водород.
Масса второй ступени 180,5 т.

ПН на НОО 25 т.
______________________________
На первую ступень напрашивается многоразовость, у нее ХС всего 1600 м/с.
На вторую ступень напрашиваются навесные баки керосина, по типу "Чебурашки".
Прикреплённые файлы:
 
   59.059.0

Naib

опытный

Полл> Двухступенчатый носитель на базе движков РД-171 и РД-704.
Полл> Взлетный вес менее 400 т.
Полл> РЗТ первой ступени 161 т.
Полл> Масса первой ступени 186 т.

В этом случае РД-171 кажется избыточным. Во-первых, большие перегрузки прямо от старта, во-вторых - топливо он израсходует примерно за минуту и отработает свой ресурс на 3-5% от теоретически заложенного. А ведь посадка не гарантирована.

Либо надо увеличивать массу ступени и РЗТ примерно на 100-120 тонн, либо ставить, например РД-264.

Полл> РЗТ второй ступени 166 т, из них 10 т жидкий водород.
Полл> Масса второй ступени 180,5 т.
Полл> ПН на НОО 25 т.

Похоже на концепцию Ф-9 и даже с перебором. Большая вакуумная разгонная ступень, оптимизированная под НОО. Примерно так же я прожектировал монстрика. Пришлю файл на почту.

Полл> На вторую ступень напрашиваются навесные баки керосина, по типу "Чебурашки".
Большие перегрузки на стадии первой ступени. Нужна будет избыточная прочность/масса второй ступени.
   66.0.3359.13966.0.3359.139

Полл

литератор
★★★★★
Naib> В этом случае РД-171 кажется избыточным. Во-первых, большие перегрузки прямо от старта, во-вторых - топливо он израсходует примерно за минуту и отработает свой ресурс на 3-5% от теоретически заложенного. А ведь посадка не гарантирована.
Перегрузки примерно те же, что и у "Зенита" или "Феникса". Первая ступень легче, но вторая и ПН - намного тяжелее.
Почему посадка "далеко не гарантированна" - потому что Маск уже первую ступень посадил несколько десятков раз? :)

Naib> Большие перегрузки на стадии первой ступени.
Масса на этапе работы первой ступени не уменьшается ниже +200 тон.
   60.060.0

Naib

опытный

Полл> Перегрузки примерно те же, что и у "Зенита" или "Феникса". Первая ступень легче, но вторая и ПН - намного тяжелее.

Перегрузки - да. Просто время работы двигателя мало и его ресурс сильно избыточен для такой задачи.

Полл> Почему посадка "далеко не гарантированна" - потому что Маск уже первую ступень посадил несколько десятков раз? :)

С непонятным результатом вообще-то. Уже хотя бы порядок запуска вторичных ступеней показывает, что они требуют разного объёма ремонта, цена которого тоже неизвестна.
   66.0.3359.13966.0.3359.139

Полл

литератор
★★★★★
Naib> Перегрузки - да. Просто время работы двигателя мало и его ресурс сильно избыточен для такой задачи.
Зато это тот же двигатель, что используется в основном носителе для запуска КА на высокие орбиты и запуска на орбиту тяжелых КА - "Фениксе".
А если реализовать что-то подобное моему "кораблю снабжения ОС" - то и основной двигатель пилотируемых запусков в космос.
И сама ступень над этим двигателем - та же, отличается только длинной цилиндрических вставок в баках и размером шар-баллонов с вытеснительным газом.
И стартовый комплекс - тот же.
И поля падения - те же.
Собственно говоря, "возвращаемость ступени" в данном случае нужна в первую очередь ради совместимости по полям падения. :)

То есть основной носитель - "Феникс", 17 т на НОО, около 3-5 т на ГСО с РБ.
Его пилотируемая версия из одной ступени с увеличенной заправкой, завязанная на частично многоразовый корабль-спутник.
И "форсированная" версия с уменьшенной заправкой первой ступени и гибридной второй ступенью, вытягивающая на НОО в полтора раза больше, 25 т, для особо крупных моногрузов.

Преимущества подобной системы:
- существующие стартовые комплексы, причем один, "Морской старт", экваториальный, и как минимум один - на территории РФ,
- совместимость с существующей транспортной инфраструктурой,
- совместимость с существующими полями падения, уменьшение потребного количества полей падения и интенсивности их использования,
- общая технология изготовления первой ступени у всех вариантов носителя.
   59.059.0

RU Полл #18.06.2018 20:09  @Полл#21.05.2018 06:53
+
-
edit
 

Полл

литератор
★★★★★
Полл> То есть основной носитель - "Феникс", 17 т на НОО, около 3-5 т на ГСО с РБ.
По итогам обсуждения в теме "Союз-5".
Ускоритель "Ангара".
Компоновка "Блока Д".
Внешний диаметр - 3600 мм.
Высота - ~7000 мм.
Запас топлива - 30 т.
Двигатель - РД-0124.
Диаметр переходного отсека (или головного обтекателя) - 4100 мм.
Прикреплённые файлы:
 
   60.060.0
AD Реклама Google — средство выживания форумов :)
RU Полл #18.06.2018 20:44  @Полл#18.06.2018 20:09
+
-
edit
 

Полл

литератор
★★★★★
Полл> Ускоритель "Ангара".
И он же "в кругу семьи". :)
Прикреплённые файлы:
 
   60.060.0
1 2 3 4 5 6 7

в начало страницы | новое
 
Поиск
Настройки
Твиттер сайта
Статистика
Рейтинг@Mail.ru