Comments 55
Эх, еще бы чуть-чуть экономической информации: цена двигателя, цена межполетного обслуживания двигателя — чтоб понять, стоила ли овчинка выделки… (я имею ввиду именно спасение двигателей. потому как таскать на орбиту сам планер на мой взгляд дороговато).
С форума инфа
"Merlin 1D: some fraction of $1M, SpaceX internal cost. See: https://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=42923.0
RD-180: about $23 or $24M (used to be $10 million ~2005ish)
RS-25: around $50M
RL-10: around $25M
BE-4: $16M per pair or $8M each (that's the estimated ULA purchase price, Blue can build them internally for less)
RS-68: $10 to $20M each (old info ca. 2006) https://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=2623.0"
т.е. получается, что при стоимости межполетного обслуживания на уровне половины стоимости двигателя — на 3-4-й полет уже проявляется некий смысл многоразовости. (ч понимаю, что нужно считать болььшее количество факторов, но плюс-минус)
В теории во втором полёте ты уже экономишь 50%. Чтобы понять на каком полёте идёт экономия, нужно чётко понять сколько бы стоил такой же одноразовый двигатель, и можно ли было запихнуть что-то под макс ПН.
Тот же Протон активно летает со спутниками и поменьше чем выводил Фалькон-9 в многоразе. Т.е часто складывается ситуация когда потери ПН на возврат можно списать на 100%.
Ну, а цена многораза похоже очень низка. Так как RD-180 всю свою жизнь летает в одноразовых РН при этом являясь многоразовым двигателем. Если бы разница была бы большой, сделали бы одноразовый вариант двигателя.
Тот же Протон активно летает со спутниками и поменьше чем выводил Фалькон-9 в многоразе. Т.е часто складывается ситуация когда потери ПН на возврат можно списать на 100%.
Ну, а цена многораза похоже очень низка. Так как RD-180 всю свою жизнь летает в одноразовых РН при этом являясь многоразовым двигателем. Если бы разница была бы большой, сделали бы одноразовый вариант двигателя.
Сейчас все двигатели де факто двухразовые как минимум. Их все гоняют на заводе перед установкой на ракету.
Одноразовый двигатель один раз сделали. Первые версии НК-33 были такими.
Именно совсем одноразовыми. Двигатель никак нельзя было включить второй раз. Запустили, отработал и на помойку.
В итоге оказалось что брак в таком режиме выявлять невозможно. Тест каждого 6 двигателя из одной партии оказался не показательным. В итоге двигатели взрывались вместе с ракетой. Пришлось доработать до двухразовости (как минимум) и испытывать как и все остальные.
Одноразовый двигатель один раз сделали. Первые версии НК-33 были такими.
Именно совсем одноразовыми. Двигатель никак нельзя было включить второй раз. Запустили, отработал и на помойку.
В итоге оказалось что брак в таком режиме выявлять невозможно. Тест каждого 6 двигателя из одной партии оказался не показательным. В итоге двигатели взрывались вместе с ракетой. Пришлось доработать до двухразовости (как минимум) и испытывать как и все остальные.
Де факто да, большинство современных двигателей многоразовые, в отличии от ракетных двигателей прошлого.
в начале ракетной эры РД тестировались партиями, на примере Н1 это выглядело так: приходила партия из 4-6 РД НК-15, один случайно выбранный РД прожигался полностью, и в случае успеха, вся партия считалась заведомо исправной).
К сожалению в случае с Н1 это было ошибкой, Изза отказов двигателей и КОРД были утеряны четыре РН.
По результатам ЛКИ Н1 ОКБ Кузнецова разработало НК33который тестировался поголовно, т.е. каждый двигатель. 1-ое огневое испытание проводилось на заводе изготовителе, 2-ое при приемке заказчиком, 3-е в составе изделия. более того РД не должен был перебираться.
Более подробно читайте у Б.Е.Чертока «Люди и ракеты»
в начале ракетной эры РД тестировались партиями, на примере Н1 это выглядело так: приходила партия из 4-6 РД НК-15, один случайно выбранный РД прожигался полностью, и в случае успеха, вся партия считалась заведомо исправной).
К сожалению в случае с Н1 это было ошибкой, Изза отказов двигателей и КОРД были утеряны четыре РН.
По результатам ЛКИ Н1 ОКБ Кузнецова разработало НК33который тестировался поголовно, т.е. каждый двигатель. 1-ое огневое испытание проводилось на заводе изготовителе, 2-ое при приемке заказчиком, 3-е в составе изделия. более того РД не должен был перебираться.
Более подробно читайте у Б.Е.Чертока «Люди и ракеты»
такой двигатель был только один — НК-15 — все остальные двигатели проходили огневые технические испытания («прожиг») до запуска.
да, кстати, у НК15 из партии в 6 штук прожигали 2. называлось «система Конрид». расшифровки или объяснения, почему так — я не нашел. Ни у Чертока (кстати, он говорил о том, что после аварий собирались ужесточить испытания — считать партией 8 двигателей, и прожигать половину), ни в других мемуарах.
да, кстати, у НК15 из партии в 6 штук прожигали 2. называлось «система Конрид». расшифровки или объяснения, почему так — я не нашел. Ни у Чертока (кстати, он говорил о том, что после аварий собирались ужесточить испытания — считать партией 8 двигателей, и прожигать половину), ни в других мемуарах.
На самом деле подобная система проверки даже повышала вероятность отказа — после прожига мы убираем из партии два исправных движка, вероятность того что неисправен один из оставшихся — в полтора раза выше.
это если мы точно знаем, что в партии есть неисправный.
Неисправные есть, иначе бы тестировать не надо было.
И вероятность при таком тестировании что они попадут на ракету в полтора раза выше (или в полтора в квадрате? не помню я эту математику) чем если бы ставили не проверяя.
И вероятность при таком тестировании что они попадут на ракету в полтора раза выше (или в полтора в квадрате? не помню я эту математику) чем если бы ставили не проверяя.
не факт. при указанной системе тестирования для 30 двигателей нужно было протестировать 8 партий, т.е. удачно «прожечь» 16 двигателей, чтоб получить 32. по вашей логике в оставшихся после удачного прожига двигателях партии должен быть брак. следовательно, при каждом пуске мы должны были наблюдать 7-8 отказавших двигателей…
Нет — есть некая вероятность того, что двигатель неисправен. Скорей всего — в некоторых партиях все двигатели исправны, в некоторых неисправен один — статистику по прожигу не помню чтобы публиковали.
Но после тестов — процент неисправных двигателей в полтора раза выше.
И две из четырёх аварий — именно по причине плохих движков.
Но после тестов — процент неисправных двигателей в полтора раза выше.
И две из четырёх аварий — именно по причине плохих движков.
т.е. надо было ставить на ракетту движки из тез партий, в которых отобранные двигатели не прошли испытаний? :-) по вашей логике, раз в партии мы выявили неисправный двигатель, значит остальные заведомо исправны…
И две из четырёх аварий — именно по причине плохих движков.безусловно. но п овашей логике неисправных должно быть 7-8, а отказывал 1-2
Проблема была в КОРДе, чтобы соблюсти устойчивость Н1 КОРД выключал неисправный двигатель, и противоположный исправный, форсируя оставшиеся. Второй запуск Н1 именно изза этого разрушил стартовый стол, что отключились двигатели Н1 при запуске.
Будь проверка полной, Н1 полетела быстрее
Будь проверка полной, Н1 полетела быстрее
проблема была совершенно не в КОРДе. (хотя, конечно, вина КОРДа при первом пуске очевидна, а авария на втором пуске с КОРДом не сязана — там был взрыв двигателя №8, и пожар).
вопрос к прежыдущему оратору был в том, что если — по его мнению — в партии обязательно был хотя бы один неисправный двигатель, то при пуске аварию терпели бы минимум 7 двигателей. а по факту — по одному.
вопрос к прежыдущему оратору был в том, что если — по его мнению — в партии обязательно был хотя бы один неисправный двигатель, то при пуске аварию терпели бы минимум 7 двигателей. а по факту — по одному.
Конечно вы правы, хотя КОРД и отключил двигатель номер 12, но виной его ложного срабатывания послужила высокочастотная помеха наложившаяся на срабатывание пиропатронов, в результате которой он и отключил двигатель из-за «разрушения ТНА».
А пожар на первой ступени был и на первом и на втором пуске Н1.
По поводу обязательно неисправного двигателя в партии, опять же процитирую Бориса Евсеевича
А теперь вопрос, сколько раз произошли нештатные ситуации с двигателем F-1 при полетах Сатурна-5?
В общем случае жизнь посложнее чем BARIS.
Напомню читателям, что для контроля работы всех двигателей блоков «А», «Б» и «В» в системе КОРД были задействованы четыре канала контроля: давления в камерах сгорания; пульсаций давления в газогенераторе; оборотов, то есть скорости вращения ТНА; температуры газогенератора. [180]
По каналам давления и температуры отклонений от нормальной работы не обнаружили. Канал контроля оборотов ТНА блока «А» был включен по команде «зажигание» и функционировал нормально до подачи команды «главная». А затем через 0,34 секунды после срабатывания контакта «подъем» двигатель № 12 был системой управления отключен по сигналу КОРДа. КОРД якобы отреагировал на резкое возрастание скорости вращения ТНА. Мы установили, что команда была ложной. Система управления ее исполнила и в соответствии с логикой выключила двигатель № 24.
Исследования, проведенные в лабораториях КОРДа и в НИИАПе, показали, что аппаратура КОРДа двигателя № 12 отреагировала на внешнюю помеху, возникшую в виде всплеска затухающих колебаний напряжения между шинами питания системы КОРД и корпусом в момент подрыва пиропатронов, открывающих клапаны подачи компонентов топлива в двигатели по команде «главная». Частота и амплитуда электрических колебаний, возникших при подрыве пиропатронов, имитировали аварийный режим — «разнос» турбонасосного агрегата. КОРД этого не стерпел.
Всплеск подобных затухающих колебаний обычно возникает в электрическом контуре, содержащем емкость, индуктивность и сопротивление, если по нему «ударить» резким изменением силы тока. Таким ударом был импульс включения десятков пиропатронов. Частота колебаний определялась емкостью и индуктивностью кабельной сети. Кабельная сеть, кроме выполнения своей основной задачи, имитировала своего рода «звенящий контур».
Но почему от этого «звона» выключился только двигатель № 12? На комплексном стенде в НИИАПе мы произвели эксперимент с реальной кабельной сетью и реальными приборами КОРДа.
Следственный эксперимент подтвердил догадку, что параметры длинных линий кабельной сети в районе двигателя № 12 оказались самыми критичными. Вина КОРДа в отключении двигателя № 12 по ложной команде была доказана однозначно.
По воле конструкторов раскладка, последующий монтаж и длины кабелей у других двигателей могли оказаться тоже «критическими». В этих «промысливаемых» случаях могли бы выключаться на первой же секунде столько двигателей, что ракета бы не взлетела. Разрушение старта в таком страшном варианте было бы неизбежным.
…
Скрупулезный анализ дал возможность доказать, что на 6-й секунде полета из-за повышенных вибраций оборвалась трубка датчика замера давления газа после турбины. На 25-й секунде оборвалась трубка замера давления горючего перед газогенератором. Вырвавшийся через порванную трубку «кислый» газ с температурой 340° С смешался с хлещущим из другой оборванной трубки керосином. Образовалось облако горючей смеси, которое вспыхнуло на 55-й секунде. Пожар охватил большой объем хвостовой части блока «А». На 68-й секунде бушевавшее в хвосте пламя прожгло изоляцию кабельной сети, в том числе силовых кабелей переменного тока частотой 1000 герц. Эти кабели и кабели чувствительных каналов КОРДа были связаны в общие жгуты.
Ток частотой 1000 герц системы питания исправного турбогенератора проник на чувствительные входы КОРДа, который принял его за возникновение недопустимых пульсаций в газогенераторах. Через поврежденную пожаром изоляцию помеха в 25 вольт (при максимально допустимых 15 вольтах) обошла все фильтры и выключила все двадцать восемь двигателей практически одновременно. Более того, эта помеха прошла и вверх, на приборы КОРДа блоков «Б» и «В».
Причины гибели первой летной ракеты Н1 были установлены однозначно.
«Следователи» аварийной комиссии тщательно собрали остатки разлетевшихся в радиусе километра от старта агрегатов двигателей. Турбонасосный агрегат двигателя № 8 по сравнению с другими двадцатью девятью, сохранившими внешние формы, был оплавлен и разворочен внутренним взрывом.
Уцелеть после такого взрыва ракета не могла. Были перебиты и повреждены коммуникации соседних двигателей. Вспыхнул пожар, лавинообразно разрушалась нижняя часть блока «А». Система КОРД на последнем издыхании успела зафиксировать выход за допустимые пределы по давлению и оборотам двигателей № 1, № 19, № 20, № 21 и выдать команды на их отключение. Как отключились остальные, телеметрия не зафиксировала. Двигатель № 18 среди всеобщего хаоса продолжал работать до самого падения, так по крайней мере доложили телеметристы.
А пожар на первой ступени был и на первом и на втором пуске Н1.
По поводу обязательно неисправного двигателя в партии, опять же процитирую Бориса Евсеевича
Высокой надежности удалось достичь благодаря созданию мощной экспериментальной базы для наземных испытаний каждой ступени ракеты и всех модулей лунного корабля. При наземных испытаниях значительно облегчаются измерения, повышается их точность и имеется возможность тщательного исследования после испытаний. Принцип максимальной наземной отработки был продиктован также очень высокими затратами на летные испытания. Американцы поставили задачу свести к минимуму отработочные летные испытания.
Наша экономия расходов на наземную отработку подтвердила старую истину о том, что скупой платит дважды. Американцы не скупились на наземную отработку и проводили ее в невиданных до того масштабах.
Были созданы многочисленные стенды для огневой отработки не только одиночных двигателей, но всех полноразмерных ступеней ракеты. Каждый серийный двигатель штатно проходил огневые испытания до полета по меньшей мере три раза: два раза до поставки и третий — в составе соответствующей ракетной ступени. [57] Таким образом, одноразовые по программе полета двигатели были фактически многоразовыми. Надо иметь в виду, что для получения надежности и у нас, и у американцев имелись две основные категории испытаний: те, которые проводятся на единичном прототипе изделия (или на малом числе образцов), чтобы продемонстрировать, насколько надежно конструкция будет выполнять свои функции во всех условиях полета, в том числе определить фактический ресурс изделия; и те испытания, которые проводятся на каждом летном образце, чтобы гарантировать, что они не имеют случайных производственных дефектов или ошибок в технологии серийного производства. Первая категория испытаний включает отработочные испытания на стадии конструирования. Это так называемые конструкторско-доводочные отработочные (по американской терминологии — квалификационные) испытания, проводимые на испытательных образцах. Здесь мы с американцами, испытывая одиночные двигатели, действовали более-менее идентично. По второй категории, относящейся к приемочным испытаниям двигателей, ступеней ракеты и ряда других изделий, мы в части методики смогли догнать американцев только спустя 20 лет при создании ракеты «Энергия».
Огромная глубина и ширина спектра испытаний, не поддающихся никаким сокращениям в угоду срокам, были главным фактором, ведущим к высочайшей степени надежности ракеты «Сатурн-5» и космического корабля «Аполлон».
А теперь вопрос, сколько раз произошли нештатные ситуации с двигателем F-1 при полетах Сатурна-5?
В общем случае жизнь посложнее чем BARIS.
Вот на надо путать, вероятность необязательно равна единице.
На самом деле было все гораздо хуже, у всех других двигателей (первых ступеней), что у Глушко, что у Макеева, было три состояния: до старта (нулевая тяга), после старта (максимальная тяга), отсечка (двигатель заглушен, и не может быть запущен заново). На верхних ступенях использовались двигатели способные к повторному старту несколько раз.
И если, наверное надо сказать весьма вероятно, Королеву бы дали создать семейство РН Н(Наука) как он бы планировал от Н111 (класса Р7), до средней Н11 (класс Протон), и до оригинальной Н1 с полезной нагрузкой на НОО в 75тонн, то НК-15 бы полетели.Но в целях оптимизации сначала порезали н111 и н11, а потом форсировали еще не летавшие движки чтоб вывести 95 тонн. Что и привело к печальному итогу.
А про многоразовость двигателя Черток писал в 4-ой книге «Люди и Ракеты», на примере двигателя F1 Сатурна-5, который фактически был многоразовым, позволял выполнять несколько включений без перебора.
И если, наверное надо сказать весьма вероятно, Королеву бы дали создать семейство РН Н(Наука) как он бы планировал от Н111 (класса Р7), до средней Н11 (класс Протон), и до оригинальной Н1 с полезной нагрузкой на НОО в 75тонн, то НК-15 бы полетели.Но в целях оптимизации сначала порезали н111 и н11, а потом форсировали еще не летавшие движки чтоб вывести 95 тонн. Что и привело к печальному итогу.
А про многоразовость двигателя Черток писал в 4-ой книге «Люди и Ракеты», на примере двигателя F1 Сатурна-5, который фактически был многоразовым, позволял выполнять несколько включений без перебора.
во-первых, Макеев двигателями не занимался — тогда уж у Исаева.
во-вторых, двигатели дросселируются. прямо в полете. снижают тягу. в том числе и перед отсечкой.
в третьих, они на режим выходят не сразу — например, РД-253 набирает сначала 40% тяги, держит такую тягу 2 секунды, и лишь потом выводится на 100%
в четвертых, двигатели РД-107, РД-108, РД-170 — до установки на РН проходили ОТИ, и без переборки устанавливались на РН. (про все гидразинки не скажу, но вроде как раз РД268 перед установкой на УР-100 тоже проходили ОТИ, только не на полной тяге и не на весь ресурс). А БлокиА еще и проходили ОТИ в составе пакета (правда это было позже).
во-вторых, двигатели дросселируются. прямо в полете. снижают тягу. в том числе и перед отсечкой.
в третьих, они на режим выходят не сразу — например, РД-253 набирает сначала 40% тяги, держит такую тягу 2 секунды, и лишь потом выводится на 100%
в четвертых, двигатели РД-107, РД-108, РД-170 — до установки на РН проходили ОТИ, и без переборки устанавливались на РН. (про все гидразинки не скажу, но вроде как раз РД268 перед установкой на УР-100 тоже проходили ОТИ, только не на полной тяге и не на весь ресурс). А БлокиА еще и проходили ОТИ в составе пакета (правда это было позже).
вы все-таки не путайте количество включений с количеством ресурсов (полетных циклов). даже в одноразовом варианте РД-170 должен был обеспечить не менее 9 ресурсов, и не менее 5 включений (это было условием, что он с требуемой вероятностью выдержит два включения — технологическое огневое испытание, и рабочее, и что выдержит цикл ОТИ и полетный цикл без разрушений ).
не, 50% на втором разе не получится — есть стоимость обслуживания, сам двигатель дороже.
РД-180, насколько знаю, на многразовость не сертифицировался (может, просто потому, что не предназначался), а вот его прародитель — РД-170 — предназначался. насколько помню, он должен был быть доведен до 27 ресурсов, что давало гарантировано 5 полетов при требуемом уровне надежности (вроде 99.97).
насколько дёшев РД-180? по табличке получается, что не очень. но если допустить, что его можно использовать максимум пятикратно, то получается на одном уровне с SSME,
РД-180, насколько знаю, на многразовость не сертифицировался (может, просто потому, что не предназначался), а вот его прародитель — РД-170 — предназначался. насколько помню, он должен был быть доведен до 27 ресурсов, что давало гарантировано 5 полетов при требуемом уровне надежности (вроде 99.97).
насколько дёшев РД-180? по табличке получается, что не очень. но если допустить, что его можно использовать максимум пятикратно, то получается на одном уровне с SSME,
Стоимость сама по себе не является показателем — тяга у каждого двигателя разная.
Вот пересчет стоимости одной тонны-силы (тс)
Merlin $11,834
BE-4 $33,333
RD-180 $60,052
RS-25 $268,817
RL-10 $2,272,727
Мерлин эффективнее в экономическом плане. Даже Безос в 3 раза проигрывает.
Молодцы! А какая полезная нагрузка у XSP?
например, пришлось искать способы быстро просушить двигатель.
Сразу вспомнил Интерстеллар (взлёт с планеты вблизи чёрной дыры)
просушить двигатель
Имеется в виду очистка внутренностей с последующей сушкой? Тоесть проливка и просушка?
Тут в оригиналах есть чуть подробнее http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/messages/forum13/topic13935/message1784335/#message1784335
Просто сушка. По словам менеджера Aerojet Джефа Хайнса (Jeff Haynes) после теста в двигателе остается много влаги, которую надо высушить перед новым огневым испытанием.
С программой космического челнока эта влажность также была проблемой, но высыхание должно было происходить только через несколько недель или месяцев. «Мы должны показать, что мы можем сделать это примерно через восемь часов, может быть, шесть часов».
То есть получается, что даже изначально Шатл не был расчитан для полетов с минимальными промежутками?
Шаттлы должны были летать не менее 28 раз в год, что бы быть экономически эффективными. Так как Шаттлов было 4 (одновременно 4, Индевор построили на замену Челленджеру), это давало от 7 полетов в год. Для этого требовалось обеспечить 52 дня между полетамистартами, что давало более месяца (в зависимости от длительности полета) на межполетное обслуживание. Причем на такой уровень почти удалось выйти — Атлантис слетал дважды за 54 дня. Но это было скорее «дотянулись в прыжке» а не «вышли на штатную скорость работы » и достигнуто было в авральном режиме. А через два месяца произошла катастрофа Челленждера, похоронив надежду на высокую частоту полетов.
Откуда у вас о 28 полетах в год для выхода на экономическую эффективность?
да сами буржуи нечто такое считали, еще на этапе ТЭО. там натяжек море, конечно, но хоть что-то.
Ну вот тут, к примеру, приведена таблица с анализом, причем сам анализ еще от 69 года.
https://history.nasa.gov/SP-4221/ch6.htm.
Если что, сравнение идет только с Титаном потому, что тогда кроме него из ракет сравнимой грузоподъемности в США были только Сатурны 1B и V, которые стоили еще дороже, а новые конкуренты по грузоподъемности (из доступных на международном рынке) появились только в девяностые.
https://history.nasa.gov/SP-4221/ch6.htm.
Если что, сравнение идет только с Титаном потому, что тогда кроме него из ракет сравнимой грузоподъемности в США были только Сатурны 1B и V, которые стоили еще дороже, а новые конкуренты по грузоподъемности (из доступных на международном рынке) появились только в девяностые.
Все же интересно, где могла быть быть вода опасной для запуска. Из того, что придумывается — отсечные клапана и форсунки могут замерзнуть. Уплотнения на ТНА. Все пожалуй.
Я почему задумался — не помню на схемах наших ЖРД, чтобы какие были приспособления для прогрева/продува после заморозки (а при резком охлаждении воздуха лед на металле выпадет стопудово)
Я почему задумался — не помню на схемах наших ЖРД, чтобы какие были приспособления для прогрева/продува после заморозки (а при резком охлаждении воздуха лед на металле выпадет стопудово)
а зачем прогрев? если двигатель захолаживается сухим азотом — то все, что внутри — сухое, а влага снаружи некритична
Вот и я не понимаю в чем им так критична влага внутри. Просто рассуждаю
влага внутри — это примерзание тарелок клапанов, например.
Уплотнения ТНА критичнее пожалуй. Если при прокручивании лед начнет гонять по лабиринтным уплотнениям — чревато.
это зависит от количества льда. имхо, лед в лабиринтах растает достаточно быстро. а вот тонкая ледяная пленка, хорошо адгезированная к металлу, на больших площадях подогнанных поверхностей — может потребовать больших усилий на отрыв (по крайней мере, значительно бОльше предусмотреных)
но это все-таки нужно у двигателистов уточнять.
но это все-таки нужно у двигателистов уточнять.
От шаттлов осталось шестнадцать двигателей SSME. Этого хватит на четыре полета сверхтяжелой ракеты SLS (на второй ступени стоят четыре двигателя),
Эти двигатели стоят на первой ступени. А если они стоят на второй — то что за супер двигатели стоят на первой?
первой ступенью в данном случае считаются стартовые ускорители (бустеры). твердотопливные.
Кем? В американской практике это первая ступень, центральный блок. И SLS пока двухступенчатая РН. В российской тоже.
в американской практике «боковушки» Союза (блоки Б, В, Г, Д) считаются «бустерами», у нас — первой ступенью. аналогично у Энергии блоки А считались первой ступенью, а у американцев у шаттла — бустерами. тут вопрос больше терминологии, чем сути
Эх, терминология. Если учесть, что боковушки Шаттла это бустеры а не ступень, полезная нагрузка (в нашем случае сам орбитер) ступенью не считается, даже если имеет двигатели (скиф-дм не считался же верхней ступенью Энергии, к примеру), а внешний бак это половинка ступени, то можно зажмурится и объявить что Шаттл превзошел любые мечты о SSTO, обеспечив аж полуступенчатый выход на орбиту.
Не туда
Те компоненты шаттла, которые могли служить десятки полетов, устарели. В начале нулевых NASA пришлось искать по чуть ли не помойкам процессоры 8086.
Строго говоря, насколько я помню, 8086 использовался не в шаттле, а в какой-то из наземных систем, заправочной, кажется. Да и не чуть ли с помоек, а партии «в масле», т.к. не распакованные неиспользованные оригинальные коробки. Я точно помню, они просили не обращаться с предложениями в стиле «ради вас распаяю свой старый Поиск».
В отличие от шаттла, двигатели SLS будут меньше поворачиваться в полете, что позволяет упростить конструкцию.
Нет ли здесь неточности в переводе?
Sign up to leave a comment.
Жизнь двигателя после смерти ракеты