Ещё один сверхтяжёлый носитель

Leonar> Что не верно в формуле?
Leonar> Что неверно в порядке?

В качестве примера смотри расчет, который я сделал.

Leonar> Мне не понятно. Фград. и интевал значений.
Если тебе не понятен, есть вариант прочесть документ. Если и после этого не понятно - есть Левантовский: ???????? ????????? ????????????. ???????? ???????????? ????? ? ???????????? ?????????. 1980 ?
Бери, читай.
Ты простых вещей не знаешь, берешся судить об сложном.

Leonar> Поэтому и спрашивал конкретную цифру. ты начинаешь учить.
"Приборы, Петька! 300, Василий Иваныч! Чего - 300?! А чего - "приборы"?!

Leonar> Я всего лишь предлагаю определиться с целесообразностью.
Целесообразности в сверхтяжелом носителе сегодня нет.
Тут и вопроса никакого нет, почитай того же Б.г. выше в теме.

Б.г.> Б.г.>> Нет. В том-то и дело, что, когда проектировали Ариан-5, считали, что они будут развиваться. А они не развиваются.
Не полный ответ, безусловно, но:

# Наименование ▲ Масса, кг × Дата пуска × Ракета-носитель × Космодром ×
1 Intelsat 21 5984 2012-08-19 Зенит 3SL Морской пуск
2 Intelsat 22 6249 2012-03-25 Протон-М с РБ «Бриз-М» Байконур
3 Intelsat 33e 6575 2016-08-25 Ариан 5 ECA Космодром Куру
4 Intelsat 35e 6761 2017-07-05 Фалькон 9 (вер 1.2) Мыс Канаверал

При этом надо учесть, что сейчас "Боинг" на эту платформу ставит электроракетные движки, то есть конечная масса на целевой орбите растет даже при той же стартовой.

Leonar>> Что не верно в формуле?
Leonar>> Что неверно в порядке?
Полл> Ещё один сверхтяжёлый носитель [Полл#01.03.19 07:14]
Полл> В качестве примера смотри расчет, который я сделал.
Никакого расчета целесообразности использования космокосмодрома у тебя нет.
Leonar>> Мне не понятно. Фград. и интевал значений.
Полл> Если тебе не понятен, есть вариант прочесть документ. Если и после этого не понятно - есть Левантовский: ???????? ????????? ????????????. ???????? ???????????? ????? ? ???????????? ?????????. 1980 ?
Полл> Бери, читай.
Вумничание и все.
Полл> Ты простых вещей не знаешь, берешся судить об сложном.
Опять 25.
Leonar>> Поэтому и спрашивал конкретную цифру. ты начинаешь учить.
Полл> "Приборы, Петька! 300, Василий Иваныч! Чего - 300?! А чего - "приборы"?!
У тебя 270 м/с я взял 300.
Допустим ошибся.
Ты упираешь на ошибку. и только. продолжаешь вумничать. на прямой вопрос не отвечаешь.

Leonar>> Я всего лишь предлагаю определиться с целесообразностью.
Полл> Целесообразности в сверхтяжелом носителе сегодня нет.
Где расчет?
Полл> Тут и вопроса никакого нет, почитай того же Б.г. выше в теме.
Б. Г. тоже на пробелы в твоих умозаключениях и "рсчетах целесообразности" "сомневается" и?
Так ты скажешь где ошибка в формуле?
И по потребным dV?
Сам то умеешь считать необходимую dV для перехода с орбиты на орбиту?
Обьяснишь что в руководстве по союзу написано то?

Leonar> Вумничание и все.
Попробуй все же заставить себя освоить основы области, которой интересуешся.

Leonar> У тебя 270 м/с я взял 300.
Leonar> Допустим ошибся.
Leonar> Ты упираешь на ошибку. и только. продолжаешь вумничать. на прямой вопрос не отвечаешь.
Тебе был дан документ, в котором все эти параметры расписаны.
Все, что тебе надо сделать - перестать верить в всезнающих гуру, победить собственную лень и взять информацию напрямую из источника.
Это, конечно, очень тяжелая работа. Но очень полезная.

Leonar> П. С. извиняюсь, понял... Атомы ты будешь разганять теплом извне, а не химической реакцией горения.

Именно. Соотношение азот/водород по массе будет 7/1. У Шаттлов, ЕМНИП, было 6/1 с кислородом. В общем близкие параметры, а с учётом отсутствия воды в продуктах разложения в данном случае - всё получается неплохо. Можно и до 500 сек дотянуть, если поднять температуру в камере прогрева.

Если бы был ЯРД - то надо брать аммиак. Но он стабилен и на его разложение надо ввалить весьма немало энергии и без реактора тяга будет полный пшик. Гидразин разлагается самостоятельно и после догрева даёт тягу в 50-70 кг. При площади СБ - как круг радиусом метров 12. В вакууме это можно позволить.

Если уменьшить размеры СБ, то для сохранения импульса нужно будет уменьшить расход топлива и увеличить время работы двигателя. Но это в любом случае будут десятки часов, а не месяцы.

Naib> Если уменьшить размеры СБ, то для сохранения импульса нужно будет уменьшить расход топлива и увеличить время работы двигателя. Но это в любом случае будут десятки часов, а не месяцы.
Для сокращения гравитационных потерь и максимального использования эффекта Обертона первый импульс, для поднятия апогея до целевой орбиты, лучше давать как можно ниже и как можно быстрее.

Если летим на движках малой тяги, то поднимаем перигей, практически скругляем орбиту, и потихоньку поднимаем ее высоту. Расход ХС огромный, зато УИ двигателя большой.

Не получится так, что в предложенном тобой двигателе тяга будет слишком мала, чтобы летать по оптимальной по расходу ХС траектории, как летают с классическими ЖРД, но при этом УИ слишком мал, чтобы выигрывать у электроракетных движков при выводе по траектории с малой тягой по выводимой массе?

Полл> Для сокращения гравитационных потерь и максимального использования эффекта Обертона первый импульс, для поднятия апогея до целевой орбиты, лучше давать как можно ниже и как можно быстрее.

Скорее всего первый импульс на несколько сотен м/с надо будет давать "химией". Чтобы как можно быстрее проскочить первый пояс Ван Аллена. Первый пояс, ЕМНИП - протонный. А это плохо как минимум ускоренной деградацией СБ и как на закуску - наведённой радиацией. Потом придётся дать второй импульс - для скругления орбиты. И дальше выбираться на двигателе малой тяги, поднимая высоту практически круговой орбиты.

Полл> Не получится так, что в предложенном тобой двигателе тяга будет слишком мала, чтобы летать по оптимальной по расходу ХС траектории, как летают с классическими ЖРД, но при этом УИ слишком мал, чтобы выигрывать у электроракетных движков при выводе по траектории с малой тягой по выводимой массе?

Скорее всего именно так и получится. У электроракетных импульс ещё больше, но тяга... Недели и месяцы болтаться в радиационных поясах. Здесь по крайней мере скорость выведения вполне велика. При расходе топлива в 100 г/сек тонна топлива срабатывается менее чем за 3 часа. При тяге в 47 кг (УИ - 470 сек)

В общем - это компромиссный вариант, по простоте реализации (а "двигатель" получается очень простым и с большим ресурсом), высокому импульсу (что позволяет получать отношение полной/пустой массы менее 3) и заметной тяге, что делает время выведения большой массы разумным для оперативной доставки.

Как вишенка в торт - баки с гидразином ничего не весят, так как он может быть твёрдым. Следовательно - стенка бака - тонкая фольга и масса бака - 0,05% от массы топлива в нём. В принципе - буксир тоже может получиться лёгким, большая часть массы которого будут СБ.

Leonar> Никакого расчета целесообразности использования космокосмодрома у тебя нет.

Пара моментов для оценки запуска на ГСО спутников.
1 Пустой (без топлива довыведения) спутник пусть весит 3 тонны (с учётом облегчённой конструкции, которой не требуется выдерживать заметные перегрузки - это даже с запасом на текущий момент) и их выводится на НОО 2 штуки за один пуск РН класса Союз (60 млн за запуск)
2 Топливо выводится "бочкой" в 30 тонн за 10 млн. На ту же НОО.
Топлива пусть хватает на 2 экспедиции буксира на ГСО, но тут уже выводим до ГСО целиком, без промежуточных орбит.

Итого за 70 млн мы получаем 2 тяжёлых ГСО спутника. Как минимум вдвое дешевле любых альтернатив и со 100% гарантией выведения. (так как строго говоря, двигателя малой тяги мы можем взять даже 2-3 штуки на случай отказа)

Если играть с фокусами досборки спутниковых платформ на космокосмодроме, то разница в стоимости выведения составит уже 4-6 раз, так как "истинная ПН" у спутников невелика, а большую массу составляют СБ, аккумуляторы, двигатели с запасом топлива, которые доставляются дешёвой "бочковой" грузовой ракетой. То есть "истинную ПН" спутника можно выводить Союзом по 5-6 штук в один запуск.

И это без ЯРД, который обещает высокий импульс при высокой же тяге.

Naib> Скорее всего первый импульс на несколько сотен м/с надо будет давать "химией".
Несколько сотен метров в секунду вместе с отходом от космодрома тебе обеспечит орбитальный буксир, который доставляет на космодром модули с ПН.
Однако я сильно сомневаюсь, что твой двигатель получится дешевым: он, конечно, простой. Но материалы, которые для него потребуются, очень дороги.
При дешевой доставке топлива на космодром, ИМХО, дешевле будет использовать классические ЖРД, пусть даже для них потребуется доставить на орбиту большую массу.

Naib> 1 Пустой (без топлива довыведения) спутник пусть весит 3 тонны ... и их выводится на НОО 2 штуки за один пуск РН класса Союз (60 млн за запуск)
Naib> 2 Топливо выводится "бочкой" в 30 тонн за 10 млн.
Идея использовать два вида РН для логистики орбитального космодрома выглядит сомнительной.
У тебя стоимость вывода одного ИСЗ получается 35 млн.
Пусть мы заменяем "Союз" РН того же класса, но твоей стоимости. Тогда для вывода той же ПН потребуется 2-3 пуска по 10 млн - 20-30 млн на вывод одного ИСЗ.
Если начинать считать риски, то поставив на новую РН очень дорогую САС для ПН, за 5 млн, все равно будем в плюсе: у "Союза" тоже случаются отказы, и поскольку САС у него для вывода ИСЗ не используется, то одно падение на 20 пусков уже по расходам перекроет наши расходы на САС.
Плюс нам не потребуется держать стартовые комплексы и производство под два типа ракет.

Полл> Несколько сотен метров в секунду вместе с отходом от космодрома тебе обеспечит орбитальный буксир, который доставляет на космодром модули с ПН.

Тем лучше. Может БГ или Хаn поправят - но протонный пояс Ван Аллена КМК опасен для аппаратов и уж тем более для людей. Потому его надо проскочить как можно быстрее. На двигателях малой тяги этого не получится, так как ускорение в начале полёта они дают совсем маленькое.

Полл> Однако я сильно сомневаюсь, что твой двигатель получится дешевым: он, конечно, простой. Но материалы, которые для него потребуются, очень дороги.

Окись тория - порядка 200 уе/кг. Она трудная в работе, будет много брака в изготовлении. Но в целом цены на неё невысокие. "Двигатель", то есть нагревательный блок даже с учётом 90% брака будет стоить порядка сотен тысяч.

Полл> При дешевой доставке топлива на космодром, ИМХО, дешевле будет использовать классические ЖРД, пусть даже для них потребуется доставить на орбиту большую массу.

А тут близка ловушка от Леонара. Выведение на ГСО с НОО на гептиле потребует полноценный заправленный Бриз и это только в одну сторону. Разница цен нивелируется. Если выводить криогенным двигателем - итог будет лучше, но там сам буксир тяжелеет и теряет в надёжности.

Полл> Идея использовать два вида РН для логистики орбитального космодрома выглядит сомнительной.

Её надо запланировать заранее, так как нам ещё космонавтов надо будет доставлять. А так - ты прав. Логистика хуже. Правда появляется возможность использования альтернативных земных космодромов. Ну и реверанс в сторону Союза здесь только благодаря его надёжности.

Полл> Если начинать считать риски, то поставив на новую РН очень дорогую САС для ПН, за 5 млн, все равно будем в плюсе: у "Союза" тоже случаются отказы, и поскольку САС у него для вывода ИСЗ не используется, то одно падение на 20 пусков уже по расходам перекроет наши расходы на САС.

Или так.

Naib> Окись тория - порядка 200 уе/кг.
Пример деталей точного машиностроения из этого материала сможешь привести, с ценой?
И плюс пример насоса с сапфировой рабочей камерой.

Naib> А тут близка ловушка от Леонара. Выведение на ГСО с НОО на гептиле потребует полноценный заправленный Бриз и это только в одну сторону. Разница цен нивелируется. Если выводить криогенным двигателем - итог будет лучше, но там сам буксир тяжелеет и теряет в надёжности.
Ну так не надо попадать в "ловушку Леонара". Старт с низкоорбитального стартового комплекса, который выполняет и обеспечение запуска, и охлаждение криогенных компонентов топлива, возможно и стабилизацию - ориентацию до зажигания двигателя разгонного блока. Самостоятельно криогенный разгонный блок живет десяток минут. У него даже экранно-вакуумной теплоизоляции может не быть. То есть конечная масса, стоимость и сложность минимальна.
В апогее маневрирует уже полноценный разгонный блок на высококипящих компонентах, но благодаря малому потребному запасу ХС он легкий.
В 90 гг был такой проект двухступенчатого РБ, у которого первая ступень на основе "Блока Д", а вторая - на основе "Фрегата".
РБ должен быть одноразовым. Возвращение РБ с геостационара или от Луны очень затратно.

Leonar>> Вумничание и все.
Полл> Попробуй все же
Полл> Тебе был дан документ, в котором
Полл> Это, конечно, очень тяжелая работа.

На вопрос ответ я не услышу, да?
потребных dV с ноо экваториальной или с наклонения твоего космокосмодрома на высокоорбитальные ссо и 60 орбиты и гсо с изменением наклонения
Было в том документе?

Полл> РБ должен быть одноразовым. Возвращение РБ с геостационара или от Луны очень затратно.
А ваш буксир значит не затратно на космокосмодром возвращать?

Б.г.>> Б.г.>> Нет. В том-то и дело, что, когда проектировали Ариан-5, считали, что они будут развиваться. А они не развиваются.
Полл> Не полный ответ, безусловно, но:
Полл> Платформа аппарата. BSS-702MP

Правильно! Эта платформа была предложена Хьюзом (ещё даже не боингом) в 1995 году! То есть, 25 лет назад. Полетела первый раз в 1999, то есть, 20 лет назад.

Полл> 3 Intelsat 33e 6575 2016-08-25 Ариан 5 ECA Космодром Куру
Полл> 4 Intelsat 35e 6761 2017-07-05 Фалькон 9 (вер 1.2) Мыс Канаверал

Этот "рост" связан исключительно с растущим недобором скорости - с Куру спутник выводили на ГПО -1500 м/с, а Фалкон 9 выводил его на орбиту -1800 м/с

Полл> При этом надо учесть, что сейчас "Боинг" на эту платформу ставит электроракетные движки, то есть конечная масса на целевой орбите растет даже при той же стартовой.

Основной рост массы платформы (не топлива!) был связан с отказом от солнечных концентраторов, с которыми деградация солнечных батарей шла слишком быстро. Количество транспондеров с 2007 года больше не росло. Основное усовершенствование было связано с появлением варианта с раскладной 12-метровой параболической антенной для мобильной связи.
после установления в 2007 году рекорда по информационной ёмкости ничего нового не появлялось.
Электрические движки у этой платформы используются только для коррекции орбиты в точке стояния, для довывода - только в исключительных случаях.
Такие дела...
Между прочим, "Морской старт", основанный в 1995 году, был нужен Боингу именно для продвижения 702-й платформы. "Демо-сат", запущенный в марте 1999 года, был массогабаритным макетом 702-го спутника.

Naib>> Окись тория - порядка 200 уе/кг.
Полл> Пример деталей точного машиностроения из этого материала сможешь привести, с ценой?

Кроме калильных сеток и некоторых типов керамики он применяется очень редко. Слегка радиоактивен и это всех отпугивает. потому и дешёвый такой, что в отвалах от РЗЭ его полно.

Полл> И плюс пример насоса с сапфировой рабочей камерой.

Два таких насоса есть у меня на работе Это типовое оборудование ВЭЖХ, с рабочим давлением до 400 атм и ресурсом непрерывной работы в годы. Поршневая группа и клапана выточены из сапфира

Полл> РБ должен быть одноразовым. Возвращение РБ с геостационара или от Луны очень затратно.

Только если возврат не на ионниках. С ними хотя бы приемлемо.

Naib> Кроме калильных сеток и некоторых типов керамики он применяется очень редко. Слегка радиоактивен и это всех отпугивает. потому и дешёвый такой, что в отвалах от РЗЭ его полно.
Вести работы с ним предлагаешь на орбите? Интересно, 3D-печать по металлу (электронно-лучевое сплавление порошка) на нем реализуема?

Naib> Два таких насоса есть у меня на работе
Дык, стоимость?

Naib> Только если возврат не на ионниках. С ними хотя бы приемлемо.
Для электроракетных движителей нужен источник питания, нифига не маленький, не легкий и не дешевый. И время возврата на них очень велико, то есть одним подобным РБ на орбите уже не обойдешся.

Полл> Вести работы с ним предлагаешь на орбите? Интересно, 3D-печать по металлу (электронно-лучевое сплавление порошка) на нем реализуема?

Нет, спекать надо на Земле. Металл торий спекать лазером, конечно можно, но вот про оксид - не уверен.

Naib>> Два таких насоса есть у меня на работе
Полл> Дык, стоимость?

Они достались с Е-бая по сотне за штуку. От списанных приборов. В целом стоимость у них порядка десятков тысяч.

цен, правда, нет, но порядок цифр примерно такой

Полл> Для электроракетных движителей нужен источник питания, нифига не маленький, не легкий и не дешевый. И время возврата на них очень велико, то есть одним подобным РБ на орбите уже не обойдешся.

Моей гравицапе тоже источник питания нужен (СБ на сотню+ киловатт электрической мощности). Можно от него и ионники запитать. Время возврата - это да. Месяц как минимум. От Луны возвращать не нужно, нужно перерабатывать на месте.

Б.г.> Правильно! Эта платформа была предложена Хьюзом (ещё даже не боингом) в 1995 году! То есть, 25 лет назад. Полетела первый раз в 1999, то есть, 20 лет назад.
И на сегодня не похоже, чтобы она была в конце жизненного цикла.

Б.г.> Этот "рост" связан исключительно с растущим недобором скорости - с Куру спутник выводили на ГПО -1500 м/с, а Фалкон 9 выводил его на орбиту -1800 м/с
А про такую подборку ты что скажешь:
Наименование / год запуска / ракета-носитель / стартовая масса
Anik F2 / 18.07.2004 / Ariane-5G+ / 5950
Spaceway 2 / 16.11.2005 / Ariane-5ECA / 6116
ViaSat 2 / 01.06.2017 / Ariane-5ECA / 6418

Б.г.> Основной рост массы платформы (не топлива!) был связан с отказом от солнечных концентраторов, с которыми деградация солнечных батарей шла слишком быстро.
Какая разница, по какой конкретно причине шел рост массы КА в рамках данного обсуждения?
Для нас сейчас важно лишь то, что данный рост шел.

Б.г.> Основное усовершенствование было связано с появлением варианта с раскладной 12-метровой параболической антенной для мобильной связи.
Это усовершенствование было анонсировано в 1997г, одновременно с самой платформой, для "Турайи".

Б.г.> Электрические движки у этой платформы используются только для коррекции орбиты в точке стояния, для довывода - только в исключительных случаях.
С 2015 г в модификации BSS-702SP данная платформа предлагается в варианте с электроракетными движителями для довыведения.

Б.г.> Между прочим, "Морской старт", основанный в 1995 году, был нужен Боингу именно для продвижения 702-й платформы. "Демо-сат", запущенный в марте 1999 года, был массогабаритным макетом 702-го спутника.
А уже в декабре того же 1999 года полетел "Гэлекси 11" на этой платформе, на "Ариане" с Куру.

Б.г.>> Правильно! Эта платформа была предложена Хьюзом (ещё даже не боингом) в 1995 году! То есть, 25 лет назад. Полетела первый раз в 1999, то есть, 20 лет назад.
Полл> И на сегодня не похоже, чтобы она была в конце жизненного цикла.

Так это же я тебе доказываю, что нет прогресса! Не возникло потребности в новой платформе, с большими возможностями, наоборот, в 1999 году она была избыточна и невостребована, но была надежда, что скоро это будет нужно. А, на самом деле, потребовалось 20 лет, и то, пришлось придумать модификацию "медиум пауэр".

Б.г.>> Этот "рост" связан исключительно с растущим недобором скорости - с Куру спутник выводили на ГПО -1500 м/с, а Фалкон 9 выводил его на орбиту -1800 м/с
Полл> А про такую подборку ты что скажешь:
Полл> Наименование / год запуска / ракета-носитель / стартовая масса
Полл> Anik F2 / 18.07.2004 / Ariane-5G+ / 5950
Полл> Spaceway 2 / 16.11.2005 / Ariane-5ECA / 6116
Полл> ViaSat 2 / 01.06.2017 / Ariane-5ECA / 6418
Ну подборка тенденциозная, конечно давай по средней массе разных BSS702 считать.
Б.г.>> Основной рост массы платформы (не топлива!) был связан с отказом от солнечных концентраторов, с которыми деградация солнечных батарей шла слишком быстро.
Полл> Какая разница, по какой конкретно причине шел рост массы КА в рамках данного обсуждения?
Полл> Для нас сейчас важно лишь то, что данный рост шел.

Как это - какая разница?
У стационарной орбиты есть ресурс в градусах и ресурс в мегагерцах. Он вот сейчас, уже сейчас, близок к исчерпанию. Потому что никакие предсказания 90-х не сбылись - ни оптики, ни диапазона Ka, ни других новшеств внедрено не было, во всяком случае, на регулярной основе, так, экспериментальные сети заводят.

Поэтому и нет нужды в более новых и более тяжёлых платформах, чем BSS702.

Naib> Снижение цены запуска я вижу в следующем:
Naib> 1 Сверхсерийная атмосферная ступень. Одноразовая. Необслуживаемая на старте.
Naib> 2 Минимальное количество двигателей на разгонной вакуумной ступени. В идеале - один мощный разгонный ЖРД + достаточно большой запас топлива.
Naib> 3 Морской старт. И экватор и эколухов всяких топить в охранном периметре. И снятие ограничений на размеры ступени по транспортировке.
Naib> 4 многоразовый орбитальный буксир для подхвата ступени и доставки к космопорту.
Naib> 5 строго типовой запуск, оптимизированный ровно под одну орбиту и массу ПН.

Ощутимое снижение цены запуска будет только при увеличении грузопотока до десятков тысяч тонн в год, ЕМНИП, где-то в районе 50 тысяч тонн. При использовании имеющихся химических технологий не придется отстреливать эколухов - вымрут вместе с остальной биосферой Поэтому орбитальный лифт, петля Лофстрома и т.п. извращения либо срочно изобретать антигравитацию с телепортацией

Б.г.> Так это же я тебе доказываю, что нет прогресса! Не возникло потребности в новой платформе, с большими возможностями, наоборот, в 1999 году она была избыточна и невостребована, но была надежда, что скоро это будет нужно. А, на самом деле, потребовалось 20 лет, и то, пришлось придумать модификацию "медиум пауэр".
Мы смотрим на одно и то же, но видим разное.
Да, прошло 20 лет, и перспективная тяжелая платформа стала востребованной. На основе нее сделано несколько модификаций, в том числе полегче и подешевле. И масса тяжелых КА на этой платформе выросла.

Б.г.> Ну подборка тенденциозная, конечно давай по средней массе разных BSS702 считать.
Разных - это включая более легкие платформы на базе BSS702?

Б.г.> Как это - какая разница?
Прямая. Вот ты - производитель средств выведения.
Год 1999. Самый тяжелый КА - менее 5 т.
Год 2019. Самый тяжелый КА - почти 6,5 т (мы говорим только об выводимых "Арианом").
За 20 лет рост массы КА - полторы тонны.
Объективная реальность.

Б.г.> Поэтому и нет нужды в более новых и более тяжёлых платформах, чем BSS702.
На сейчас и еще лет пятнадцать - да, нет нужды. Мы пришли к этапу развития, на котором срок смены поколений техники приблизился к полувеку.
Это не означает остановку развития.

Alexandrc> Ощутимое снижение цены запуска
Попрошу не путать понятия "цена запуска" и "себестоимость запуска". Если вложить сумму, которую хотят на супертяж, в субсидии на государственное софинансирование запусков, "Роскосмос" завтра сможет поставить цену пуска раз в десять ниже, чем сейчас.

Полл> Год 1999. Самый тяжелый КА - менее 5 т.
Полл> Год 2019. Самый тяжелый КА - почти 6,5 т (мы говорим только об выводимых "Арианом").
Полл> За 20 лет рост массы КА - полторы тонны.
Полл> Объективная реальность.

падаждите. а как же

почти 7 тонн, 10 лет назад.

Kuznets> почти 7 тонн, 10 лет назад.
Смутный спутник, поэтому не стал его приводить.
Его брат-близнец, EchoStar 21 (ex EchoStar T2 ex TerreStar 2), при стартовой массе 6871 kg выводился "Протоном-М" с "Бризом-М". А эта связка на стандартную ГПО выводит пять с половиной тонн.
То есть на нестандартную орбиту, ниже обычной, так что масса топлива в спутнике должна быть больше.