SpaceX

Lamort>> Если мы выльем топливо из первой ступени, мы этот "лишний кусок бака" разгоняем до скорости разделения ступеней
zaitcev> Такой подход возможен, но без рассчетов вообще невозможно сказать, будет ли с него толк, ввиду того, что время работы 1-й ступени уменьшится и соответственно уменьшится достигнутая скорость, несмотря на уменьшение разгоняемой массы.

Согласен с вами, что корректно надо считать, но, исходя из того, что аж 8 тонн "железки" тащится на ГПО, а вклад первой ступени в ХС минимален, мне кажется очевидным, что за счёт РБ будет значительное увеличение ПН на ГСО, а вот сколько конкретно, это да, хорошо бы подсчитать.

Lamort>> Ну что вас всех заклинило выливать топливо из второй ступени, ухудшая таким образом её качественные показатели
Дем> Нет, имеется в виду - соответственно уменьшить и бак. Маск делает ракету под конкретный запуск, ему не трудно.
Дем> Это только для наших заводов такое непреодолимая технологическая трудность.

Так ещё лучше, но возможен простой вариант, - РБ делает вообще не SpaceX, который просто производит минимальные изменения в конфигурации конкретного старта и выводит на орбиту РБ заказчика и аппарат заказчика. Например, "напялить" Centaur на Falcon-9 для вывода какого-то большого аппарата на ГСО, или это вообще будет АМС.

Я забыл ещё одну проблему, - прочность второй ступени должна быть достаточна, чтобы выдерживать дополнительную массу РБ в конце работы первой ступени.

Lamort> Так ещё лучше, но возможен простой вариант, - РБ делает вообще не SpaceX
А зачем Маску отдавать деньги чужой фирме?
РБ он хоть на базе "Дракона" сделать может....

Lamort>> Так ещё лучше, но возможен простой вариант, - РБ делает вообще не SpaceX
Дем> А зачем Маску отдавать деньги чужой фирме?
Дем> РБ он хоть на базе "Дракона" сделать может....

Не отдавать, а получать, - они же запускают космические аппараты "Orbital-а проклятого", почему бы не запустить что-то вместе с Centaur-ом, если заказчик того пожелает.

Свой РБ, - для формирования выгодных цен и захвата рынка, но его ещё надо сделать, это затраты.

Lamort> Согласен с вами, что корректно надо считать, но, исходя из того, что аж 8 тонн "железки" тащится на ГПО, а вклад первой ступени в ХС минимален, мне кажется очевидным, что за счёт РБ будет значительное увеличение ПН на ГСО, а вот сколько конкретно, это да, хорошо бы подсчитать.

Примерно 6 т на ГПО с кислородно-керосиновым разгонником для F-9 v1.1

Lamort>> Согласен с вами, что корректно надо считать, но, исходя из того, что аж 8 тонн "железки" тащится на ГПО, а вклад первой ступени в ХС минимален, мне кажется очевидным, что за счёт РБ будет значительное увеличение ПН на ГСО, а вот сколько конкретно, это да, хорошо бы подсчитать.
Д.В.> Примерно 6 т на ГПО с кислородно-керосиновым разгонником для F-9 v1.1

Вы использовали программу Ратмана? Не можете посмотреть, меняется как-то форма начального участка траектории в результате недолива первой ступени?

Что касается топлива, - SpaceX активно работали с "вонючими" двигателями для вертикальной посадки Dragon-а, наверно их выбор для разгонного блока будет логичнее с экономической точки зрения.

Lamort> Вы использовали программу Ратмана? Не можете посмотреть, меняется как-то форма начального участка траектории в результате недолива первой ступени?

Нет, не Ратмана. Обычный расчет перелета по гомановской схеме. А зачем 1-ю ступень не доливать, в чем цель?

Lamort> Что касается топлива, - SpaceX активно работали с "вонючими" двигателями для вертикальной посадки Dragon-а, наверно их выбор для разгонного блока будет логичнее с экономической точки зрения.

Точно также он может взять за основу наработки по керосиновым ЖРД. Ну, хоть тот же вытеснительный Кестрел, или его насосную версию.

Д.В.> Нет, не Ратмана. Обычный расчет перелета по гомановской схеме. А зачем 1-ю ступень не доливать, в чем цель?

На предмет сохранения тяговооруженности на старте, исходя из условия ухода со старта при одном отказавшем двигателе.

Д.В.> Точно также он может взять за основу наработки по керосиновым ЖРД. Ну, хоть тот же вытеснительный Кестрел, или его насосную версию.

Так у них уже "вонючие" двигатели есть на первой ступени, посадочные уже испытывали, так что выгоды в смысле требований по экологии не получится, если это, разумеется, имелось в виду.

Lamort> На предмет сохранения тяговооруженности на старте, исходя из условия ухода со старта при одном отказавшем двигателе.

Прибавка массы ПГ от применения РБ не настолько велика (порядка 1,5 тонны), чтобы эта проблема начала быть важной.

Lamort> Так у них уже "вонючие" двигатели есть на первой ступени, посадочные уже испытывали, так что выгоды в смысле требований по экологии не получится, если это, разумеется, имелось в виду.

Дело вовсе не в экологии, а в энергетике и ресурсе. Ресурс у вонючек не настолько велик, чтобы их можно было применять на РБ без доработок. Кестрел, который тоже есть, имеет УИ=317 с при давлении в КС всего лишь 9 атм. Он изначально рассчитан на длительную работу и двухкратное включение. Но, думаю, Маску без особых проблем удалось бы сделать и насосную керосинку с УИ порядка 340-350 с и тягой в 4-5 тс.

Д.В.> Прибавка массы ПГ от применения РБ не настолько велика (порядка 1,5 тонны), чтобы эта проблема начала быть важной.

Что-то больно мало, учитывая то, что сейчас на ГПО оказывается суммарная масса около 10-11 тонн. Хотя и эта прибавка может здорово увеличить количество потенциально возможных полезных нагрузок.

Д.В.> Дело вовсе не в экологии, а в энергетике и ресурсе. Ресурс у вонючек не настолько велик, чтобы их можно было применять на РБ без доработок.

Исходя из того, что ЖРД наверно должен быть многоразовым, я так думаю, что в одноразовом варианте у него ресурс должен быть достаточно большим. Таким образом потенциально может получиться "убиение двух зайцев", - и многоразовый посадочный двигатель, и двигатель для РБ.

Д.В.> Кестрел, который тоже есть, имеет УИ=317 с при давлении в КС всего лишь 9 атм. Он изначально рассчитан на длительную работу и двухкратное включение. Но, думаю, Маску без особых проблем удалось бы сделать и насосную керосинку с УИ порядка 340-350 с и тягой в 4-5 тс.

При чём тут давление в КС, это же вакуумный ЖРД, у него удельный импульс зависит только от степени расширения сопла и потерь.
Тягу, разумеется, за счёт давления можно увеличить, но для увеличения удельного импульса нужно увеличивать сопло, ну или форму КС переделать.

Lamort> Что-то больно мало, ...

+30% примерно, это не мало.

Lamort> Исходя из того, что ЖРД наверно должен быть многоразовым, я так думаю, что в одноразовом варианте у него ресурс должен быть достаточно большим.

Тут важно, чтобы двигатель мог долго работать непрерывно а СуперДрако заточен на режим работы, близкий к импульсному.

Lamort> При чём тут давление в КС, это же вакуумный ЖРД, у него удельный импульс зависит только от степени расширения сопла и потерь.

Чем меньше давление в КС, тем меньше оно в баке, и тем легче последний. Для РБ это важно.

Lamort> Тягу, разумеется, за счёт давления можно увеличить...

У СуперДрако как раз невысокий УИ и избыточная для РБ тяга.

Balancer> Ракета SpaceX Falcon-9 протестирует раскладные опоры для мягкой посадки / Хабрахабр "Ракета SpaceX Falcon-9 протестирует раскладные опоры для мягкой посадки"

А что такие изображения замшелые, если уже есть фотографии "живых" ног, смонтированных на летном изделии? Хабр разочаровал!

Пы.Сы. Вижу комментаторы дополнили под катом.

Lamort> У меня вдруг возник вопрос, почему-то раньше это мне не приходило в голову, - стартовать "ногастая ракета" будет как раньше, или будет стоять на ногах в момент старта?

Она не может стоять на ногах потому, что устройство удержания является значительной частью комплекса мероприятий по обеспечению надежности. Ну и, конечно, их прочность недостаточна, чтобы выдержать ракету со взлетной заправкой. Может быть со временем, в следующем поколении, но это вряд ли. К тому времени уже будут совсем другие ракеты, возможно на метане с движком от MCT. А "девятка" так и отлетает свое со старых пусковых комплексов.

Ну и, конечно, их прочность недостаточна, чтобы выдержать ракету со взлетной заправкой.
Взлетной мaссой(1ст, 2ст, пн) .
Может быть со временем, в следующем поколении, но это вряд ли. К тому времени уже будут совсем другие ракеты, возможно на метане с движком от MCT. А "девятка" так и отлетает свое со старых пусковых комплексов.
Ну и мехaниммы уборки "шaсси" .
Плюс ресурс "нaхождения в огне". итд.

Во-первых, я подчеркну, что думаю точно так же, как вы, zaitcev, однако "чем Маск не шутит".

По поводу аргументов, они вроде весомые, но "в общем-то и нет".

zaitcev> Она не может стоять на ногах потому, что устройство удержания является значительной частью комплекса мероприятий по обеспечению надежности.

А так "устройством удержания" будет сила тяготения, которая прижимает ракету на опорах к старту. Так как тяга и сила тяжести практически совпадают по направлению и находятся почти на одной прямой, если тяга будет меньше веса, ракета никуда не денется.

zaitcev> Ну и, конечно, их прочность недостаточна, чтобы выдержать ракету со взлетной заправкой.

Этих толстенных опор? Они пару тысяч тонн выдержат, если не больше.

zaitcev> Может быть со временем, в следующем поколении, но это вряд ли. К тому времени уже будут совсем другие ракеты, возможно на метане с движком от MCT.

На метане зачем, чтобы "подороже ракета получилась"? Можете объяснить на кой заменять двигатель на первой ступени на двигатель с менее отработанной технологией для незначительного увеличения удельного импульса?
Кстати, метан менее плотный и масса первой ступени увеличится за счёт величины баков.

zaitcev> А "девятка" так и отлетает свое со старых пусковых комплексов.

А вот это летало без всякого стартового комплекса, "и ничего", пока одна опора не соизволила не выйти, - замечу, что по этой причине я считаю, что опор должно быть 8.
Скажете, что у него масса только 20 тонн? Однако, конечное изделие должно было быть массой 458 тонн, ну прямо как Falcon-9.

zaitcev> По сообщению "Spaceflight Now", американские ВВС приняли решение засчитать пуск "Кассиопеи" как успешный в рамках соглашения по сертификации F9 для пусков ценных ПН для нац. безопасности. Соглашение предусматривает 3 успешных пуска как одно из условий сертификации.

Когдa менедмент влезaет в инженерные вопросы зaкaнчивaется обычно Челленджером.

m.G.> Когдa менедмент влезaет в инженерные вопросы зaкaнчивaется обычно Челленджером.
Все равно пускать на FH будет лучше, чем, например, на Титане. Так что я как налогоплательщик только приветствую это решение.

m.G.>> Когдa менедмент влезaет в инженерные вопросы зaкaнчивaется обычно Челленджером.
zaitcev> Все равно пускать на FH будет лучше, чем, например, на Титане. Так что я как налогоплательщик только приветствую это решение.

Стоимость нaгрузки в дaнном случaе вaжнее.

По плану подготовки к пуску CRS-3 КК "Dragon" к МКС в субботу провели огневой тест РН.

Пуск — 16 марта 08:41 GMT.

P.S.: 3 час 7 мин до восхода солнца. Ничего интересного визуально не будет видно.

// Falcon 9 v1.1 conducts Static Fire ahead of CRS-3 mission | NASASpaceFlight.com

Taras66> Пуск — 16 марта 08:41 GMT.

Перенесен на 30-е из-за проблем с дополнительной аппаратурой установленной в негерметичном грузовом отсеке КК.