А я слышал, что Шатлы на водороде летают, на орбите маневрируют и несколько (2) недель могут торчать и маневрировать, может быть супостаты научились водород в холодном космосе долго гранить, на Шатлах и научились?
Использование ССМЕ - ФИНИШЪ. Движки многоразовые, следовательно, дорогие. 5 штук за запуск улетают в трубу - спасения не предусмотрено. Итого только они мильонов двести в цену запуска добавят.
Раздельный старт в такой ситуации нафиг не сдался. Раз уж все одно громоздилку конструировать.
А уж зачем монстрячить еще один носитель 25-тонного класса при уже имеющихся тяжелых Дельте и Атласе - полная неврубамба. Тем более, что 1 ТТУ требует спецгеморроя для управления по крену.
Единственная для меня приемлемая версия - Гриффину неслабо забашляли Тиокол и Боинг за сохранение технологий Шаттла хоть тушкой, хоть чучелком. В общем, как кто-то выразился, это не просто попил, это еще и поел, пос..л и по...лся.
А криогеника длительного хранения в космосе и разрабатывалась (водородную ступень для Н-1 планировали хранить на орбите до 11 суток), и применялись (кислородные баки Бурана рассчитаны на месяц, да и блок Д для нашей лунной программы жил порядка недели)
Это как раз не криминал.
А что, может в том и есть причина падения ПН, ВИБРАЦИИ усугубляющие испарение водорода, как Вам идея?
Само собой, нашему автору хочется без помех и сполна пожать причитающийся ему набор восторженных охов-ахов от иракварской публики
Прохожий, а вы не знали, что канал управления по крену для носителя, строго говоря, не нужен?
Вообще, вся сxема становится понятнее, если учитывать её двойное назначение - орбита и Луна. Например, тот факт к которому Прохожий прицепился, что дескать зачем двухпусковая сxема и зачем для CEV носитель всего лишь на 25 тонн. А зачем еще, если на начальном этапе планируются только орбитальные полеты?
Прохожий, а вы не знали, что канал управления по крену для носителя, строго говоря, не нужен?
Управление по крену необходимо. Тем более - на пилотируемых системах. Причем не только для ТТУ, но и для ЖРД.
В принципе, можно предположить ... что кто-то позволит ускорителю вращаться по крену, как ему вздумается, а потом скомпенсировать вращение во время работы 2 ступени. Ходят слухи, что на некоторых МБР так и делают. Только есть опасение, что для экипажа понадобятся четыре БОЛЬШИХ рвотных пакета.
вы вот бросили мысль -
==Тем более, что 1 ТТУ требует спецгеморроя для управления по крену.==
А наш рэбэ 7-40 уже поковырял в носу и задал умный воппрос:
==Управление по крену... А оно вообще - является ли таким уж необходимым для вывода на орбиту?==
если хотите - сформулируйте ответ в по-своему. Я ему передам:)))
...Кстати, не напомнишь, как "Зенит" по крену управляется? И "Атлас-5"? Я вот не знаю, правда...
Как теперь Прохожему в одиночку доказывать недоказуемое? Он-то уже замахнулся на необходимость крена...
Только есть опасение, что для экипажа понадобятся четыре БОЛЬШИХ рвотных пакета.
Браво! Бис! занавес...Конечно, это не значит, что декларации действительно будут выполнены; может, всё и ограничится флаговтыкательской миссией (если вообще будет; хотя при любом раскладе план вполне флаговтыкательский).
...Кстати, не напомнишь, как "Зенит" по крену управляется? И "Атлас-5"? Я вот не знаю, правда...
Еще раз - если управление по крену не требуется, то как ты объяснишь тот факт, что 99% "пороховых" и 100% жидкостных ракет по крену управляются?
крайне ошибочное мнение. угловое вращение может достигать даже 2пи в секунду - если не компенсировать. Пример - печальная судьба третьего пуска Н-1
1969 Mar 3 - Apollo 9 Flight Crew: McDivitt, Schweickart, Scott, Spacecraft: Apollo CSM, Apollo LM. Payload: Apollo CSM 104 / Apollo LM 3 / Saturn S-IVB-504N. Mass: 36,511 kg. Nation: USA. Launch Site: Cape Canaveral . Launch Vehicle: Saturn V. Duration: 10.04 days. Perigee: 185 km. Apogee: 187 km. Inclination: 32.6 deg. Period: 88.6 min.
http://www.epizodsspace.narod.ru/bibl/raketostr3/4-2.html
Apollo 9
Apollo 9 This article needs additional citations for verification . Please help improve this article by adding citations to reliable sources
// www.answers.com
404 - File or directory not found.
CSM 26,801 kg;
LM 14,575 kg
Mass: 41.376
аФон+> 1969 Mar 3 - Apollo 9 Flight Crew: McDivitt, Schweickart, Scott, Spacecraft: Apollo CSM, Apollo LM. Payload: Apollo CSM 104 / Apollo LM 3 / Saturn S-IVB-504N. Mass: 36,511 kg. Nation: USA. Launch Site: Cape Canaveral . Launch Vehicle: Saturn V. Duration: 10.04 days. Perigee: 185 km. Apogee: 187 km. Inclination: 32.6 deg. Period: 88.6 min.
аФон+> http://www.epizodsspace.narod.ru/bibl/raketostr3/4-2.html
Apollo 9
Apollo 9 This article needs additional citations for verification . Please help improve this article by adding citations to reliable sources
// www.answers.com
аФон+> 404 - File or directory not found.
аФон+> CSM 26,801 kg;
аФон+> LM 14,575 kg
аФон+> Mass: 41.376
Цель полета — вывод на орбиту ИСЗ полезной нагрузки 135 т, комплексные испытания корабля Apollo на орбите ИСЗ, летные испытания лунного корабля, отработка встречи и стыковки лунного корабля с командным отсеком на орбите ИСЗ.
Выход на орбиту ожидания 190,50 7,77 134,0
Ну... Во-первых, у тебя ХС посадки на Луну 2100 м/с, тогда как в реальности она ок. 1650 м/с + потери + запас на висение. Запас на висение пусть 100 м/с (этого хватит на минуту), потери... потери зависят от времени операции, но при большой тяге может быть и 200 м/с, и меньше. Т. е. можно и в 2000 м/с уложиться.
Далее, у тебя тормозной импульс перехода на ИСЛ был 1000 м/с, тогда как в реальности он меньше 900 м/с...
Ещё раз: я-то знаю, зачем. Но вот твою версию было бы интересно услышать.
А при чём тут 3-й пуск Н1?! Там проблема возникла как раз из-за того, что струи множества двигателей создали непредусмотренный момент вращения. Причём управление по крену было. А какое к этому имеет отношение ракета с одним двигателем?!
Ну... Во-первых, у тебя ХС посадки на Луну 2100 м/с, тогда как в реальности она ок. 1650 м/с + потери + запас на висение. Запас на висение пусть 100 м/с (этого хватит на минуту), потери... потери зависят от времени операции, но при большой тяге может быть и 200 м/с, и меньше. Т. е. можно и в 2000 м/с уложиться.
п314159> Далее, у тебя тормозной импульс перехода на ИСЛ был 1000 м/с, тогда как в реальности он меньше 900 м/с...
Ещё раз: я-то знаю, зачем. Но вот твою версию было бы интересно услышать.
А при чём тут 3-й пуск Н1?! Там проблема возникла как раз из-за того, что струи множества двигателей создали непредусмотренный момент вращения. Причём управление по крену было. А какое к этому имеет отношение ракета с одним двигателем?!
Прохожий, а вы не знали, что канал управления по крену для носителя, строго говоря, не нужен?