Гусев_А
инфо
инструменты
Fakir
privalov
Реклама Google — средство выживания форумов :)
-
![[image]](https://www.balancer.ru/cache/sites/w/w/www.ganymed.ca/temp/128x128-crop/kpd_rakety.png)
Программа многоразового "Клипера" накрылась медным тазом???
Теги:
Полл>> У F-104 на законцовках крыльев не ракеты, а топливные баки. Полл> К Дмитрию.В. - а подвесного топливного бака для космической ступени не будет?
Д.В.> А зачем?
Как зачем? А вдруг Шатл получится.
Д.В.> А зачем?
Как зачем? А вдруг Шатл получится.
Д.В.> Блин, скока можно повторять, не в транспортных затратах собака зарылась. Нету у человечества сейчас таких задач, для решения которых потребуются АКС.
Нету возможностей - нету задач. Аксиома.
Д.В.> САС типовых телекоммуникационных спутников - 12-15 лет - уже вдвое превышает ресурс легкового автомобиля (для дотошных читателей уточню - ресурс до первого капремонта
).
А скока стоит - напомнить? А если при более дешёвом выводе менее долгоживущий спутник - скажем, лет на 5 - окажется существенно дешевле? А если при дешёвом выводе/межорб. транспорте окажется дешевле чинить?
Я не утверждаю, что будет непременно именно так. Но такую возможность исключать нельзя, вариантов-то много - нельзя говорить "оно только так".
Д.В.> Так что, процитирую себя, любимого (с Форума НК): "У меня лично, вообще складывается впечатление, что никакими усилиями существенно (на десятки %, в разы и т.п.)сократить стоимость запуска КА невозможно.
"Летательные аппараты тяжелее воздуха невозможны" (с) лорд Рэлей (или Кельвин???), 1896 год, ага
Д.В.> А, может быть, и не нужно на этом зацикливаться, а поставить задачу более высокого уровня: сокращение стоимости результатов космической деятельности (цена бита информации, стоимость терминальных устройств и т.д.).".
При таком подходе потолок очевиден, и довольно близок. При таком подходе вся космонавтика навсегда сведётся только и исключительно к трансферту информационных потоков - не энергетических, не материальных, а только информации.
Нету возможностей - нету задач. Аксиома.
Д.В.> САС типовых телекоммуникационных спутников - 12-15 лет - уже вдвое превышает ресурс легкового автомобиля (для дотошных читателей уточню - ресурс до первого капремонта
). А скока стоит - напомнить? А если при более дешёвом выводе менее долгоживущий спутник - скажем, лет на 5 - окажется существенно дешевле? А если при дешёвом выводе/межорб. транспорте окажется дешевле чинить?
Я не утверждаю, что будет непременно именно так. Но такую возможность исключать нельзя, вариантов-то много - нельзя говорить "оно только так".
Д.В.> Так что, процитирую себя, любимого (с Форума НК): "У меня лично, вообще складывается впечатление, что никакими усилиями существенно (на десятки %, в разы и т.п.)сократить стоимость запуска КА невозможно.
"Летательные аппараты тяжелее воздуха невозможны" (с) лорд Рэлей (или Кельвин???), 1896 год, ага
Д.В.> А, может быть, и не нужно на этом зацикливаться, а поставить задачу более высокого уровня: сокращение стоимости результатов космической деятельности (цена бита информации, стоимость терминальных устройств и т.д.).".
При таком подходе потолок очевиден, и довольно близок. При таком подходе вся космонавтика навсегда сведётся только и исключительно к трансферту информационных потоков - не энергетических, не материальных, а только информации.
Д.В.> Напомню, что еще 20 с лишним лет назад американцы установили, что необходимость в специальной теплозащите 1-й ступени отсутствует, если она отделяется при скорости не более М=3-3,5.
Да и леший с ним, пусть будет специальная теплозащита 1-й ступени - кель проблем-то?
Да и леший с ним, пусть будет специальная теплозащита 1-й ступени - кель проблем-то?
hcube>> Нисколько. Как только меня переубедят в том, что одноразовый двигатель можно сделать в 10 раз дешевле многоразового...
Старый> Вот я и говорю: непрофессиональные зрители постоянно чтото забывают. Например насколько возвращать из космоса многоразовый двигатель дороже чем не возвращать. Подозреваю что возвращение в бесконечное количество раз дорое чем его отсутствие. А вы о какихто 10 разах...
А как вы посчитаете стоимость возвращения двигателя? Расчёт - где?
hcube>> Только вот беда - даже в 2 раза движок дешевле не получается.
Старый> Вы ни бум-бкм в экономике. Если один и тот же завод выпустит в год 100 двигателей или 10 двигателей то во втором случае двигатель будет в 10 раз дороже. Даже если он совершенно одинаковый. Просто за счёт того что серийность в 10 раз меньше. Поэтому многоразовый двигатель будет в разы дороже одноразового только за счёт снижеия серийности. Не говоря уж о сложности, надёжности и пр. Так что получается движок в разы дороже и легко.
А доказать?
А то что с серийность дешевле - вроде и понятно из общих соображений.
Только вот НАСКОЛЬКО дешевле?
Формулки - иде?
А то вот для зависимости стоимости движка от тяги/массы - оценочные формулки есть. От многократности включений - есть. От многоразовости - вроде тоже есть. Даже от топливных пар, ЕМНИП, есть.
А от серийности? Покажете?
Старый> Ашкуб, стоимость производства одного изделия определяется стоимостью содержания завода делённой на количество выпущнных изделий. Если вы выпустите 10 двигателей вместо ста то они просто станут в 10 раз дороже.
О господи, а у нас завод выпускает одну-единственную продукцию?!
"А мужик-то не знают!"
А как насчёт всяких опытных производств при НИИ и КБ, которые всю жизнь делали самые разные изделия в лучшем случае микросериями, и сегодня - одно, завтра - совсем другое?
Старый> Неужели этого можно не понимать даже после стольких повторов?
Старый> И как можно "забывать" о стоимости возвращения двигателей из космоса для пвторного использования? Вы знаете во что обходится возвращение грузов из космоса?
Обходится при каких условиях?
Не, ну если движки многоразовой системы возвращать на шаттлах или "Союзах"... но это очень уж злая анаша.
Старый> Вот я и говорю: непрофессиональные зрители постоянно чтото забывают. Например насколько возвращать из космоса многоразовый двигатель дороже чем не возвращать. Подозреваю что возвращение в бесконечное количество раз дорое чем его отсутствие. А вы о какихто 10 разах...
А как вы посчитаете стоимость возвращения двигателя? Расчёт - где?
hcube>> Только вот беда - даже в 2 раза движок дешевле не получается
. Старый> Вы ни бум-бкм в экономике. Если один и тот же завод выпустит в год 100 двигателей или 10 двигателей то во втором случае двигатель будет в 10 раз дороже. Даже если он совершенно одинаковый. Просто за счёт того что серийность в 10 раз меньше. Поэтому многоразовый двигатель будет в разы дороже одноразового только за счёт снижеия серийности. Не говоря уж о сложности, надёжности и пр. Так что получается движок в разы дороже и легко.
А доказать?
А то что с серийность дешевле - вроде и понятно из общих соображений.
Только вот НАСКОЛЬКО дешевле?
Формулки - иде?
А то вот для зависимости стоимости движка от тяги/массы - оценочные формулки есть. От многократности включений - есть. От многоразовости - вроде тоже есть. Даже от топливных пар, ЕМНИП, есть.
А от серийности? Покажете?
Старый> Ашкуб, стоимость производства одного изделия определяется стоимостью содержания завода делённой на количество выпущнных изделий. Если вы выпустите 10 двигателей вместо ста то они просто станут в 10 раз дороже.
О господи, а у нас завод выпускает одну-единственную продукцию?!
"А мужик-то не знают!"
А как насчёт всяких опытных производств при НИИ и КБ, которые всю жизнь делали самые разные изделия в лучшем случае микросериями, и сегодня - одно, завтра - совсем другое?
Старый> Неужели этого можно не понимать даже после стольких повторов?
Старый> И как можно "забывать" о стоимости возвращения двигателей из космоса для пвторного использования? Вы знаете во что обходится возвращение грузов из космоса?
Обходится при каких условиях?
Не, ну если движки многоразовой системы возвращать на шаттлах или "Союзах"... но это очень уж злая анаша.
Д.В.> Если бы на ОК "Бурана" применили металлическую радиационную теплозащиту (ниобий там, никелевые сплавы и прочая экзотика) она имела бы массу 40 т.
Откуда дровишки, можно поинтересоваться?
Fakir>> Да даже при ДЛИТЕЛЬНОМ УСТАНОВИВШЕМСЯ полёте этих самолётов нагрев не есть некая неразрешимая проблема.
Fakir>> А при РАЗГОНЕ, к-й никак не часы длится -всё иначе.
Fakir>> Жевали ведь уже, ну блин....
Старый> Вот именно что жевали. Нагрев определяется скоростью а не продолжительность.
Чушь & бред.
Старый> Если при 3М он приемлем то он приемлем и час и два.
Вовсе не обязательно.
Старый> А если при 4М неприемлем то неприемлем и одной минуты.
Тем более не обязательно.
Откуда дровишки, можно поинтересоваться?
Fakir>> Да даже при ДЛИТЕЛЬНОМ УСТАНОВИВШЕМСЯ полёте этих самолётов нагрев не есть некая неразрешимая проблема.
Fakir>> А при РАЗГОНЕ, к-й никак не часы длится -всё иначе.
Fakir>> Жевали ведь уже, ну блин....
Старый> Вот именно что жевали. Нагрев определяется скоростью а не продолжительность.
Чушь & бред.
Старый> Если при 3М он приемлем то он приемлем и час и два.
Вовсе не обязательно.
Старый> А если при 4М неприемлем то неприемлем и одной минуты.
Тем более не обязательно.
hcube> Во-вторых, сопротивление воздуха - это цена, которую мы платим за подьемную силу.
Да не так.
1. Чем выше УИ - тем лучше. Аксиома.
2.1. Часть траектории средства выведения неизбежно лежит в атмосфере. Аксиома.
2.2. Из химических двигателей наивысшим УИ обладают воздушно-реактивные. Аксиома.
Из 2.1 и 2.2 следует вывод - а может, здорово бы на определённом участке использовать именно ВРД с их суперским УИ? Всё равно ведь на атмосферный участок полёта приходится определённая ХС - так давайте набирать её с максимально возможным УИ.
В скобках замечу, что очень может статься, при расчёте оптимизации наивыгоднейший "атмосферный кусок" ХС для ВК-системы окажется заметно выше, чем для ракеты.
Но далее
3. ВРД имеют сравнительно малое отношение тяга/масса. Аксиома.
Следовательно, "ракетный" взлёт и разгон до нужных ХС как-то не складывается - тяговооружённости не хватает.
Следовательно, чтобы набрать высоту (попутно масса упадёт) да и вообще взлететь, необходимо крыло (вариант - несущий корпус, но это менее вероятно).
Попутно оказывается, что это крыло окажется весьма приятным и полезным бонусом при входе в атмосферу, торможении и посадке.
Примерно так.
Собственно, из приведенного хода рассуждений видно, что сочетание ЖРД с крылом (аэродинамическим качеством сиречь) при разгоне не только не полезно, но даже вредно.
Старый> Борьба заключается в том что самолёт расходует топливо не увеличивая при этом высоту и скорость. Вся энергия топлива расходуется только на борьбу с сопротивлением.
Оппаньки! А до крейсерской скорости и высоты он телепортируется, что ли?
Да не так.
1. Чем выше УИ - тем лучше. Аксиома.
2.1. Часть траектории средства выведения неизбежно лежит в атмосфере. Аксиома.
2.2. Из химических двигателей наивысшим УИ обладают воздушно-реактивные. Аксиома.
Из 2.1 и 2.2 следует вывод - а может, здорово бы на определённом участке использовать именно ВРД с их суперским УИ? Всё равно ведь на атмосферный участок полёта приходится определённая ХС - так давайте набирать её с максимально возможным УИ.
В скобках замечу, что очень может статься, при расчёте оптимизации наивыгоднейший "атмосферный кусок" ХС для ВК-системы окажется заметно выше, чем для ракеты.
Но далее
3. ВРД имеют сравнительно малое отношение тяга/масса. Аксиома.
Следовательно, "ракетный" взлёт и разгон до нужных ХС как-то не складывается - тяговооружённости не хватает.
Следовательно, чтобы набрать высоту (попутно масса упадёт) да и вообще взлететь, необходимо крыло (вариант - несущий корпус, но это менее вероятно).
Попутно оказывается, что это крыло окажется весьма приятным и полезным бонусом при входе в атмосферу, торможении и посадке.
Примерно так.
Собственно, из приведенного хода рассуждений видно, что сочетание ЖРД с крылом (аэродинамическим качеством сиречь) при разгоне не только не полезно, но даже вредно.
Старый> Борьба заключается в том что самолёт расходует топливо не увеличивая при этом высоту и скорость. Вся энергия топлива расходуется только на борьбу с сопротивлением.
Оппаньки! А до крейсерской скорости и высоты он телепортируется, что ли?
Fakir> [b]3. ВРД имеют сравнительно малое отношение тяга/масса. Аксиома.
Разумеется - где-то на порядок хуже, чем у ЖРД. Но тяга всё равно в 5-6 раз больше собственной массы, так что вертикально взлететь можно.
а учитывая, что им не нужно будет вести с собой кислород, который составляет 2/3 массы ракеты - общая стартовая масса растёт не столь уж и радикально.
Разумеется - где-то на порядок хуже, чем у ЖРД. Но тяга всё равно в 5-6 раз больше собственной массы, так что вертикально взлететь можно.
а учитывая, что им не нужно будет вести с собой кислород, который составляет 2/3 массы ракеты - общая стартовая масса растёт не столь уж и радикально.
А если головой подумать, прежде чем писать?
В смысле?
Я лишь про техническую возможность данного варианта.
А не про то, что он будет лучше...
Я лишь про техническую возможность данного варианта.
А не про то, что он будет лучше...
Д.В.>> Если бы на ОК "Бурана" применили металлическую радиационную теплозащиту (ниобий там, никелевые сплавы и прочая экзотика) она имела бы массу 40 т.
Fakir> Откуда дровишки, можно поинтересоваться?
Через В.Лукашевича.
Fakir> Откуда дровишки, можно поинтересоваться?
Через В.Лукашевича.
Он так говорил, или какие-то доки нашёл?
Fakir> Он так говорил, или какие-то доки нашёл?
Насколько я понял, это результаты расчетом "Молнии" по вариантам ТЗП для "Бурана".
Насколько я понял, это результаты расчетом "Молнии" по вариантам ТЗП для "Бурана".
Эх, поглядеть бы чего по этому вопросу... потому как в американских доках по мет. ТЗП выглядит несколько не так, мягко говоря
То ли кто-то криво считал/считает, то ли рассматривались сильно разные решения.
То ли кто-то криво считал/считает, то ли рассматривались сильно разные решения.
Вообще-то на Спирали предполагалась металлическая. И там вроде такого не было, что ТЗП весила 40% от массы аппарата, да?
Кроме того, ТЗП челнока и ТЗП системы с несущим корпусом - таки несколько разные вещи. У последней нагрузка на площадь раза в 3-4 ниже. Как помните, имеющий почти орбитальную скорость бак Энергии приводнился одним кусочком, притом, что он был сделан из обычного дюраля, и никакое специальное ТЗП на нем не стояло. Интересно было бы посмотреть на такие же данные для ВТБ шаттлов - они горят или нет?
Кроме того, ТЗП челнока и ТЗП системы с несущим корпусом - таки несколько разные вещи. У последней нагрузка на площадь раза в 3-4 ниже. Как помните, имеющий почти орбитальную скорость бак Энергии приводнился одним кусочком, притом, что он был сделан из обычного дюраля, и никакое специальное ТЗП на нем не стояло. Интересно было бы посмотреть на такие же данные для ВТБ шаттлов - они горят или нет?
Это сообщение редактировалось 24.09.2008 в 20:31
То, что там на "Спирали" предполагалось, не факт что можно воспринимать 100% как достоверные оценки - один аллах знает, чего там и как считали.
Но 40 тонн - это очень уж сильно дофига.
Правда, может быть, если брать именно бурановскую конфигурацию один в один, и тупо менять плитку на металл... но даже и так всё равно дофига.
Но 40 тонн - это очень уж сильно дофига.
Правда, может быть, если брать именно бурановскую конфигурацию один в один, и тупо менять плитку на металл... но даже и так всё равно дофига.
Д.В.> Нету у человечества сейчас таких задач, для решения которых потребуются АКС.
Fakir> Нету возможностей - нету задач. Аксиома.
В данном случае возможности как раз есть - Шаттл.
Не хватило именно задач и платежеспособного спроса, способного окупить рассчетный грузопоток, который был необходим для рассчетного (обещанного) снижения себестоимости - на порядок.
Д.В.> Так что, процитирую себя, любимого (с Форума НК): "У меня лично, вообще складывается впечатление, что никакими усилиями существенно (на десятки %, в разы и т.п.)сократить стоимость запуска КА невозможно.
Falcon, пушечный старт... Многообещающих идей хватает. Дело за реализацией.
Fakir> 1. Чем выше УИ - тем лучше. Аксиома.
Не всегда. Наивыший КПД достигается, если УИ ровно в два раза меньше ХС. Если УИ выше этого - КПД падает. Обратите внимание на Шаттл, первые две ступени ступени которого используют два разных топлива с возрастающим УИ (третья ступень, Orbiter, использует monomethylhydrazine/dinitrogen tetroxide с низким УИ, но зато большим сроком хранения, что необходимо для возвращения). Ту же самую картину мы наблюдаем на Ares V.
Впрочем, этот прикольный фактик не имеет большого значения. Стоимость ракеты определяет вовсе не КПД и не копеечные затраты топлива, а сухая масса конструкции, которую можно считать прямо пропорциональной трудоемкости (следствие - себестоимости) создания.
Fakir> Нету возможностей - нету задач. Аксиома.
В данном случае возможности как раз есть - Шаттл.
Не хватило именно задач и платежеспособного спроса, способного окупить рассчетный грузопоток, который был необходим для рассчетного (обещанного) снижения себестоимости - на порядок.
Д.В.> Так что, процитирую себя, любимого (с Форума НК): "У меня лично, вообще складывается впечатление, что никакими усилиями существенно (на десятки %, в разы и т.п.)сократить стоимость запуска КА невозможно.
Falcon, пушечный старт... Многообещающих идей хватает. Дело за реализацией.
Fakir> 1. Чем выше УИ - тем лучше. Аксиома.
Не всегда. Наивыший КПД достигается, если УИ ровно в два раза меньше ХС. Если УИ выше этого - КПД падает. Обратите внимание на Шаттл, первые две ступени ступени которого используют два разных топлива с возрастающим УИ (третья ступень, Orbiter, использует monomethylhydrazine/dinitrogen tetroxide с низким УИ, но зато большим сроком хранения, что необходимо для возвращения). Ту же самую картину мы наблюдаем на Ares V.
Впрочем, этот прикольный фактик не имеет большого значения. Стоимость ракеты определяет вовсе не КПД и не копеечные затраты топлива, а сухая масса конструкции, которую можно считать прямо пропорциональной трудоемкости (следствие - себестоимости) создания.
Fakir>> 1. Чем выше УИ - тем лучше. Аксиома.
privalov> Не всегда. Наивыший КПД достигается, если УИ ровно в два раза меньше ХС. Если УИ выше этого - КПД падает. Обратите внимание на Шаттл, первые две ступени ступени которого используют два разных топлива с возрастающим УИ (третья ступень, Orbiter, использует monomethylhydrazine/dinitrogen tetroxide с низким УИ, но зато большим сроком хранения, что необходимо для возвращения). Ту же самую картину мы наблюдаем на Ares V.
Что-то я не понял. Проиллюстрируйте расчетами, например, ПН в 40т должна набрать XС 8759,40м/с. УИ первой ступени 311, второй 349.
privalov> Не всегда. Наивыший КПД достигается, если УИ ровно в два раза меньше ХС. Если УИ выше этого - КПД падает. Обратите внимание на Шаттл, первые две ступени ступени которого используют два разных топлива с возрастающим УИ (третья ступень, Orbiter, использует monomethylhydrazine/dinitrogen tetroxide с низким УИ, но зато большим сроком хранения, что необходимо для возвращения). Ту же самую картину мы наблюдаем на Ares V.
Что-то я не понял. Проиллюстрируйте расчетами, например, ПН в 40т должна набрать XС 8759,40м/с. УИ первой ступени 311, второй 349.
privalov> Falcon, пушечный старт... Многообещающих идей хватает. Дело за реализацией.
Ой, вот про Фалькон не надо, ради Бога! Хорошо, если он залетает! А уж если будет дешевле существующих РН процентов на 5-10, то это вообще будет великое счастье. Вот только проблему удешевления доступа в космос никак не решит.
Ой, вот про Фалькон не надо, ради Бога! Хорошо, если он залетает! А уж если будет дешевле существующих РН процентов на 5-10, то это вообще будет великое счастье. Вот только проблему удешевления доступа в космос никак не решит.
Alexandrc> Что-то я не понял. Проиллюстрируйте расчетами
У меня выше была неточность. Наибольший КПД ракеты достигается в случае, если скорость истечения выхлопа (УИ) составляет 62.75004873% от характеристической скорости.
Доказательство:
График зависимости КПД ракеты от отношения скорости истечения выхлопа к характеристической скорости. Красным крестиком отмечен максимальный теоретически возможный КПД, 64.76%, который достигается при УИ, равном 62.75% от ХС (точное значение ХС не играет никакой роли, важно лишь отношение УИ к ХС).
У меня выше была неточность. Наибольший КПД ракеты достигается в случае, если скорость истечения выхлопа (УИ) составляет 62.75004873% от характеристической скорости.
Доказательство:
График зависимости КПД ракеты от отношения скорости истечения выхлопа к характеристической скорости. Красным крестиком отмечен максимальный теоретически возможный КПД, 64.76%, который достигается при УИ, равном 62.75% от ХС (точное значение ХС не играет никакой роли, важно лишь отношение УИ к ХС).
Это сообщение редактировалось 29.09.2008 в 03:39
А как, прошу прощения, оценивается КПД? Мне так казалось всегда, что КПД ракеты - это мюПН, а он от УИ монотонно растет - выше УИ - выше мюПН.
Alexandrc>> Что-то я не понял. Проиллюстрируйте расчетами
privalov> У меня выше была неточность. Наибольший КПД ракеты достигается в случае, если скорость истечения выхлопа (УИ) составляет 62.75004873% от характеристической скорости.
privalov> Доказательство:
privalov> http://www.ganymed.ca/temp/kpd_rakety.png
Вообще-то в формуле используется не "скорость выхлопа (истечения)", а удельный импульс тяги по топливу. К примеру, у ВРД скорость истечения вообще мизерная, а удельный импульс тяги по топливу - ого-го!
privalov> У меня выше была неточность. Наибольший КПД ракеты достигается в случае, если скорость истечения выхлопа (УИ) составляет 62.75004873% от характеристической скорости.
privalov> Доказательство:
privalov> http://www.ganymed.ca/temp/kpd_rakety.png
Вообще-то в формуле используется не "скорость выхлопа (истечения)", а удельный импульс тяги по топливу. К примеру, у ВРД скорость истечения вообще мизерная, а удельный импульс тяги по топливу - ого-го!
Это сообщение редактировалось 29.09.2008 в 17:27
Alexandrc>> Что-то я не понял. Проиллюстрируйте расчетами
privalov> У меня выше была неточность. Наибольший КПД ракеты достигается в случае, если скорость истечения выхлопа (УИ) составляет 62.75004873% от характеристической скорости.
privalov> Доказательство:
privalov> График зависимости КПД ракеты от отношения скорости истечения выхлопа к характеристической скорости. Красным крестиком отмечен максимальный теоретически возможный КПД, 64.76%, который достигается при УИ, равном 62.75% от ХС (точное значение ХС не играет никакой роли, важно лишь отношение УИ к ХС).
Ясно
privalov> У меня выше была неточность. Наибольший КПД ракеты достигается в случае, если скорость истечения выхлопа (УИ) составляет 62.75004873% от характеристической скорости.
privalov> Доказательство:
privalov> График зависимости КПД ракеты от отношения скорости истечения выхлопа к характеристической скорости. Красным крестиком отмечен максимальный теоретически возможный КПД, 64.76%, который достигается при УИ, равном 62.75% от ХС (точное значение ХС не играет никакой роли, важно лишь отношение УИ к ХС).
Ясно
Дык а по какому поводу грусть-печаль?
Что по какому-то сравнительно искусственному и совершенно бесполезному определению чего-то там получается?
Ну и что?
P.S. Дмитрий В., потрите, пожалуйста, оверквотинг. Право же, нет никакой необходимости дублировать текст и тем более рисунок непосредственно в следующем же посте.
Что по какому-то сравнительно искусственному и совершенно бесполезному определению чего-то там получается?
Ну и что?
P.S. Дмитрий В., потрите, пожалуйста, оверквотинг. Право же, нет никакой необходимости дублировать текст и тем более рисунок непосредственно в следующем же посте.
Реклама Google — средство выживания форумов :)
Fakir> Дык а по какому поводу грусть-печаль?
Fakir> Что по какому-то сравнительно искусственному и совершенно бесполезному определению чего-то там получается?
Fakir> Ну и что?
Просто если представить Мст двуступа, как функцию от соотношения ХС и УИ первой ступени, то минимум будет Только соотношение имеет другое значение 
Fakir> Что по какому-то сравнительно искусственному и совершенно бесполезному определению чего-то там получается?
Fakir> Ну и что?
Просто если представить Мст двуступа, как функцию от соотношения ХС и УИ первой ступени, то минимум будет
Только соотношение имеет другое значение
Copyright © Balancer 1997..2023
Создано 04.06.2008
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
Создано 04.06.2008
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
