а вы за свои слова отвечаете?

в каком году? Протон похоже уже фсё... (для комерческих заказов) а военные спутники будет наверно выводить...

Объявлена планируемая дата запуска Falcon Heavy - 6 февраля 2018.
Пусковое окно - 18:30-21:30 UTC, бэкапная дата - 7 февраля с таким же окном.

https://smoliarm.livejournal.c ...

еще раз говорю:"Протон походу уже ФСЁ (для комерческих заказов)"

вот блин...
в космосе у каждого свой интерес... у когото мкс, у кого-то спутники, у когото марсаходы...
у меня восновном - ракеты (вывод). так-что мне ионники не сильно интересны...

Если и полетят когда то на Марс, то только на новых принципах тяги. но сектантам это неинтересно.
---
да что вы говорите)))
новые принцыпы - ионники имеете ввиду? 1.000.000Ампер минимум для полета на марс... лет через 50 можетбыть...
может и на ем-драйв полетят может быть...
а пока летают на химии!

ну, после обсуждения операционок, пора вернуться к ракетам.

KLN-90B
Даже не заглядывая в ссылку, скажу что тяговооруженность РД-107/108 будет в два с лишним раза ниже. Можете проверить. То, что УИ у РД-107/108, РД-180, РД-171, и даже испытываемого сейчас РД-171МВ априори выше, не сомневаюсь.
===
Вы правы, поздно уже было, колонки в той табличке перепутал, решил, что тяговооруженность 78 - это мерлин. правда, совершенно непонятно, откуда там взята цифирь по Мерлину. Нет никаких официальных данных... тем не менее, народ штампует 180. Сами СпейсИкс говорят "более 150". Я сам думаю на уровне моря вряд ли выше 160.


Только от Вас опять ускользнул физический смысл цифр. Речь ведь об эффективности?
Тяговооруженность M1D не дает особых преимуществ, если не рассматривать ее без РН.
***
Право слово, не Вам беседовать о физическом смысле ))). Вот Вы пишите о тяговооруженности Мерлина: "По этому параметру он почти в два раза опережает РД-180, немного уступая ему по УИ." Он не "немного", а много уступает РД-180 по УИ. Как Вы не понимали, что такое УИ, так и не понимаете. И начинаете дальше бредить про эффективность РН. Объясняю (может и другим будет интересно).

Решаем задачу - выяснить влияние на конечную скорость (а конечная скорость при заданной массе ПН это главный параметр качества ракеты) удельного импульса I (сокращенно УИ выше и ниже) и массы мотора Мд. Это имеет смысл делать, только если масса топлива константа. все массы загоняем в одну конечную массу Мк. М0 - стартовая масса. Стартуем с формулы Циолковского

https://cdn3.savepice.ru/uploa ...

Полагаем, что изменение dМк складывается только из изменения массы двигателя dМд. После несложных дифференцирований получаем формулу в рамке. Она связывает относительное изменение УИ (dI/I), относительное изменение массы мотора dMд/Мд, и параметры ракеты, в частности отношение массы конструкции (туда всходит всё - масса ПН, второй ступени, конструкции первой ступени итд итп) к массе мотора Мд.

Берем и рисуем при dI/I=1 полученную зависимость для разных Мк/Мд и М0/Мк:

https://cdn1.savepice.ru/uploa ...

ракета класса FT дана штриховой черной кривой.

Из полученного результата наблюдаем, что для характерных для РН параметров Мк/Мд и М0/Мк изменение УИ на 1% по своему влиянию на конечную скорость эквивалентно снижению массы мотора на 9-15%. И наоборот тоже верно - снизили массу мотора на 10%, значит можно для сохранения Vк понизить УИ на 1%. Из графика видно что для РН с параметрами первой ступени FT 1% УИ эквивалентен 9.7% массы мотора. УИ уровня моря Мерлина 282, РД-180 312 (или больше мерлиновского на 10.6%). 10.6*9.7=102.8. Тяговооруженности моторов 77-78 и 150-160. Таким образом они эквивалентны. А вот для более тяжелой РН РД-180 будет выгоднее.

Поэтому Ваше высказывание "Как минимум, это еще и означает, что компания SpaceX должна была бы принять все меры к тому, чтобы 1-я и 2-я ступень РН Falcon-9 с двигателем Merlin, не оказались в руках конкурентов. И если такие меры в отношении 1-й ступени были приняты, то в отношении 2-й ступени не все так явно." - ересь глупца.


Нет оснований печатать "конструктивно хуже". Космонавтика вещь довольно сильно географическая.
Вот и не надо гнать ерунды..
---
В эпизодической гонке ерунды пока были замечены только Вы.
===
до-до... повторю - Вы ТЗ на Фалкон и другие ракеты видели? Что там написано по нагрузкам, транспортировке итд итп? Ни Вы, ни я не знаем. Вот и не мелите чушь. Вы эту чушь тут уже истерзали настолько, что ей больно.

Из последнего - про визуальную наблюдаемость 50-градусной орбиты КА с любой точки (в контексте обсуждаемого, конечно).
===
не с любой точки, а из Северного полушария. В частности с территории Европы и нашей страны. На технические средства соотв. служб ваша любимая тень Земли не влияет. Остатки Зумы уже просолились, а УСАФ отмазали Спейсов, следовательно сейчас виновники - НГ.



Ну и про единственный каталог тоже неплохо сморозили. "Плоскоземелец"?:)
===
Дык, это... укажите еще один с официальными данными, окромя НОРАДовского и вопрос закрыт. А так напукали в лужу, как обычно.


Мы ж за объективность?:)
===
Мы - да, а Вы не знаю.

Навели порядок в технике безопасности за последние двадцать лет. Когда я пришел, честно предупредили, что взрываемся каждый год. А при мне - только один пожар, достойный национальных новостей.

Смертные случаи были, но по чистому собственному "дарвиновскому" долбое...зму.

Просто при подозрении на описаные Вами штуки человек увольняется мгновенно. Типа утром на планерке нач. ночной смены: в 2.10 ам такой то отэскортирован за пределы завода.

Ну как минимум долгие лицензионные отношения про Xenix. Но мир тогда был маленький, все всех знали. Просто за эти годы столько всего произошло, старое из головы вылетает...

А в интернете все забито свежими ссылками. Вот вчера хотел найти доклад Билла на линукс- конференции в 1996м про его личную юникс- историю, сам его тогда читал. Не нашел за пять минут.

Вот и превратился в старикана: в мое время...

Остатки Зумы уже просолились, а УСАФ отмазали Спейсов, следовательно сейчас виновники - НГ.

---
а они безропотно согласились?

2 BLASIUS
я не в курсе про олигарха (если Маск имеется ввиду), не слежу за его доходами. А вот то, что сама затея СпейсИкс государственная, и государство там руку держит на пульсе весьма пристально - понимаю чётко. Не Маск, был бы еще кто-нибудь. Просто США решили таким образом диверсифицировать космос. И влили в СпейсИкс оплаченного налогоплательщиком интеллекта и самих денег. А Маск так... медийная фигура.
---
конечно, держит! и будет трого сертифицировать Блок-5 и Дрэгон-2!
а медийных фигур у них там много, включая Д.Трампа...

ах, да... это в РФ вливают в ЫЫО, а в USA инвестируют в СпэйсИкс.
есть некоторая разница.

да Вы молитесь, молитесь... ))))

Основатель компаний Tesla и SpaceX Илон Маск официально объявил о скором выходе в продажу безопасных огнеметов нового поколения. Стоимость устройства составит 500 долларов за штуку. Об этом предприниматель сообщил в Twitter, разместив ссылку на сайт boringcompany.com, где можно сделать предзаказ.

«Огнемет The Boring Company гарантировано оживит любую вечеринку», — написал Маск. «Когда наступит зомби-апокалипсис, вы будете рады, что приобрели его. Сработает против полчищ мертвецов или мы вернем деньги!» — добавил он в следующем посте.

пацтулом!!:))

BLASIUS
Вы правы, поздно уже было, колонки в той табличке перепутал, решил, что тяговооруженность 78 - это мерлин. правда, совершенно непонятно, откуда там взята цифирь по Мерлину. Нет никаких официальных данных... тем не менее, народ штампует 180. Сами СпейсИкс говорят "более 150". Я сам думаю на уровне моря вряд ли выше 160.
***
Пока наслаждался "утренней свежестью", - возможностью, любезно организованной престарелым лицом с "пониженной социальной ответственностью", оказалось, что Вы обнаружили свою ошибку. Правда, не преминули ввернуть: "народ штампует".Ну, во первых это утверждает целый ряд аэрокосмических инженеров, в т.ч. таких как Karthik Venkatesh ( Rocket and Space Propulsion Engineer) и Thomas Mueller, (Loyola Marymount University). Во вторых, это легко высчитывается по известной массы M1D = 470 кг и по уже устаревшим данным по тяге в 190 000 фунтов (845 кН, в последней версии 914 кН (ее в расчет пока не берем)). И удельный импульс УИ на уровне моря 282 с. Отсюда тяговооруженность (thrust-to-weight ratio): 180, что в физическом смысле означает, - M1D способен закинуть на орбиту массу в 180 раз превышающую собственную.
Это означает, что для создания той же тяги как один двигатель РД-171М массой в 9750 кг (тяга 740 тс/ 6 583 кН, УИ=337, 2 с, тяговооруженность 86, 66), понадобится 7, 8 двигателей M1D общей массой всего в 3660 кг, чтобы поднять одинаковые по стартовой массе РН. Нет смысла сравнивать РД-180 (РД-170 это его половинка, используемая в РН Зенит) с M1D напрямую, т.к. они предназначены для разного класса РН. Но, РН F-9 использует 9 двигателей M1D, масса которых в 4230 кг, более чем в два раза ниже, а УИ ниже всего в 1.2 раза. При этом, как мы знаем, УИ двигателей РН Зенит , так и РН F-9 развивают достаточную характеристическую скорость, чтобы выводить ПН на орбиту.

Вы хотели сказать - Вы пишите, пишите?)))

BLASIUS
Право слово, не Вам беседовать о физическом смысле ))). Вот Вы пишите о тяговооруженности Мерлина: "По этому параметру он почти в два раза опережает РД-180, немного уступая ему по УИ." Он не "немного", а много уступает РД-180 по УИ. Как Вы не понимали, что такое УИ, так и не понимаете. И начинаете дальше бредить про эффективность РН. Объясняю (может и другим будет интересно).

Решаем задачу - выяснить влияние на конечную скорость (а конечная скорость при заданной массе ПН это главный параметр качества ракеты) удельного импульса I (сокращенно УИ выше и ниже) и массы мотора Мд. Это имеет смысл делать, только если масса топлива константа. все массы загоняем в одну конечную массу Мк. М0 - стартовая масса. Стартуем с формулы Циолковского
https://cdn3.savepice.ru/uploa ...
***
Как обычно, Вы начали с того, что начали подводить научную базу под не верно сформулированную задачу, пытаясь выяснить влияние на конечную скорость некоей теоретически созданной "бумажной" РН в некоей абстрактной стране, при этом сделав ряд сомнительных гипотетических допущений. При этом, во главу поставили параметр УИ, который безусловно, имеет важное значение для достижения необходимой характеристической скорости РН, но не является для данного случая определяющим.
В приведенной формуле Циолковского для характеристической скорости: V = w lnM1/M2 - уравнение(1), где w =gI - означает удельный импульс, отражающий скорость истечения газов из сопла двигателя, M1 - начальная масса аппарата (полезная нагрузка+конструкция+топливо), M2 - его конечная масса (полезная нагрузка+топливо). Где: M 1/М2=e*V/ w , M0— масса полезного груза; Mk — масса конструкции ракеты; Mt— масса топлива; M k= Мt/k, где k — коэффициент отношения количества топлива к массе конструкции.
Распишем подробнее:
(M0+Mt+Mt/k)/(M0+Mt/k)=e*V/w, отсюда Мt=(M0 х k х (e*V/I-1)/(k+1-e*V/w)
При этом Вы предположили, что "масса топлива константа". А правильны ли сделанные допущения? Почему бы, к примеру, не охладить топливо, получив большую плотность, а следовательно при той же Мк, получить больше Mt ? Или облегчить массу Мк, не только за счет массы двигателей, но и за счет применения технологий в изготовлении конструкции РН недоступных конкуренту?
Очевидно, что разгонять аппарат до скорости V, большей скорости истечения w, за счет увеличения отбрасываемой массы крайне невыгодно, но другого выхода просто не остается. К примеру, если на долю топлива приходится 0, 9 всей массы ракеты, то характеристическая скорость V = 2, 3w. Если уменьшить отношение масс до 0, 01, скорость вырастет только в 2 раза, а при M0/M1 = 0, 001, получим всего V = 6, 9w.
Но есть и другой вариант: увеличение скорости истечения реактивных газов с пропорциональным ростом характеристической скорости. А увеличить ее можно для ЖРД изменяя пару: горючее-окислитель, либо конструктивно изменяя двигатель, увеличив удельный импульс. С помощью ныне устаревших технологий и совершенствования конструкции добились увеличения УИ, но при этом выросла масса двигателей. Получался замкнутый круг.

Более значительно изменить массу двигателя, пожертвовав небольшим ростом УИ, оказалась возможным за счет АМ-технологий , причем более чем два раза. Другой способ заключается в снижении массы Mk за счет использовании современных технологий с использованием композитов при изготовлении корпусных деталей РН. Таким образом, комплексно используя криогенные технологии для топлива, АМ-технологии для двигателя, технологии изготовления конструкции самой РН, стало возможным добиваться эффективности РН.
Но, если реальные ракетные двигатели уже давно преодолели пороговые значения УИ , обеспечивающий необходимую массу Мк, тогда ради объективности, может стоит задаться вопросами из суровых земных реалий насколько эффективна сама конструкция РН Союэ-5 в целом, и в частности, ее масса? Рассмотрим это ниже.

BLASIUS
Полагаем, что изменение dМк складывается только из изменения массы двигателя dМд.
***
Это кто Вам наплел такую чушь? Тот кто не понимает физический смысл формул и не разбирается в современных технологиях? Тогда, очевидно, что подсказавший Вам эту мысль человек еще больший глупец, чем можно было бы ожидать. Отсюда проистекает вывод о бессмысленности Ваших дальнейших рассуждений, т.к. в их основе лежит неверное допущение.

Как мы уже знаем, РД-171 М по массе вдвое превышает 9 двигателей M1D, а по УИ всего 1, 2 раза. Может испытываемый РД-171 МВ будет вдвое ниже по массе? Верится пока с трудом. Тогда, может быть смогут возродить советскую технологию производства из алюминиевых сплавов самой конструкции носителя как у РН Зенит? Или заполучить технологии SpaceX по изготовлению баков из углеродных композитов, чтобы создать одинаковую "конечную массу Мк"? Про них мы ничего еще не слышали, а значит это допущение всего лишь абстрактная конструкция.
Поэтому надо сравнивать реально созданный РН F-9 c проектом Феникс/Сункар/Союз-5, который как заявляется СМИ, со ссылкой на компетентные источники в отрасли, станет более совершенным аналогом Зенита. Так, как большинство коммерческих ПН для вывода на НОО и ГСО лежат в пределах 5, 5-6 тонн, то заявленные возможности Союз-5 и F-9 нужно сравнивать по тяговооруженности.
Тогда получим для РН Союз-5 с РД 171 М: 6583 000/9, 81/520 000=1, 29
Для РН Зенит-3SLБ с РД 171 М: 6583 000/9, 81/471 000= 1, 43
Для РН F-9 с M1D: 9х845000/9.81/549= 1, 41
Можно допустить, что испытываемый сейчас РД-171 МВ окажется по массе близким к массе 9 двигателей M1D, а масса конструкции с нынешних проектируемых 30, 5 тонн приблизится к массе РН F-9 в 22 тн (19 тн для «безногой»), но это произойдет в лучшем случае к 2021 году. К тому времени, когда на рынке появится BFR с двигателем Raptor .
К тому же, нужно учесть, РН F-9 еще является и многоразовой (по крайней мере, имеет 2-х разовую 1-ю ступень), и следовательно, несет с собой дополнительно от 20 до 50 тонн ГЗТ для возврата 1-й ступени. Таким образом, вполне очевидно, что РН F-9 является намного более эффективным носителем, чем РН Зенит-3SLБ и РН Союз-5.

BLASIUS
до-до... повторю - Вы ТЗ на Фалкон и другие ракеты видели? Что там написано по нагрузкам, транспортировке итд итп? Ни Вы, ни я не знаем. Вот и не мелите чушь. Вы эту чушь тут уже истерзали настолько, что ей больно.
***
Не нужно видеть ТЗ на РН, достаточно и того, что опубликовано на официальном сайте SpaceX, а также сайтах других компетентных источников, которые приводят технические данные и сообщают о географическом положении мест запусков. Это уже неоднократно обсуждалось на данной ветке, приводились цитаты, давались ссылки, поэтому возвращаться к этому обсуждению не вижу смысла.
Как следует из выше мной изложенного, люди далекие от реального производства наплели Вам не просто абстрактную чушь, но теперь Вы сами еще и порете ее особым извращенным способом. От этого ей не только больно, но и вдобавок должно быть еще и обидно.

про невидимые спутники: например "шар из дискотеки" Humanity Star будет виден в Москве только с 6 марта.
heavens-above . com/PassSummary.aspx?satid=43168&lat=55.7558&lng=37.6173&loc=Maskva&alt=152&tz=RFTm3

Вы все поминание невидимость спутника в Северном полушарии? Так там речь была не о конкретной точке. Некто ляпнул про Северное полушарие вообще... А про конкретную точку: так в зависимости от параметров орбиты, могут существовать области на Земном шаре, где спутник не будет виден никогда... Вы же это знаете, а не прикалываетесь?

KLN-90B
Ну, во первых это утверждает целый ряд аэрокосмических инженеров, в т.ч. таких как Karthik Venkatesh ( Rocket and Space Propulsion Engineer) и Thomas Mueller, (Loyola Marymount University).
===

Если вы думаете, что я не соизволил полазить по тырнету и посмотреть, что пишут о мерлине, то это не так. Я соизволил. И все Ваши ссылки прочел. Обычно так - разработчик публикует свои данные и всё. Я залез в Falcon 9 Launch Vehicle Payload User's Guide (Rev 2) - там ничего нет. Я зашел сюда
http://www.spacex.com/news/201 ...
там тоже немного. Это я тоже читал
https://www.quora.com/Is-Space ...
сие неофициальная трепотня. Поэтому, как говорят у нас на Владимирщине, "покежь". нечего показывать - нечего и пузыри пускать. Вам ваш идол сообщил на своем сайте: Merlin’s thrust-to-weight ratio exceeds 150. Вот этим и довольствуйтесь, а не козявки из носа втуляйте.


Отсюда тяговооруженность (thrust-to-weight ratio): 180, что в физическом смысле означает, - M1D способен закинуть на орбиту массу в 180 раз превышающую собственную.
===
а может Вы голову включите и откажетесь от этого бреда?

По федеральным законам США огнемет не является оружием (только в двух штатах запрещена их продажа). И к примеру, фирма Throwflame продает свою продукцию вполне свободно за 1599 $.
https://www.youtube.com/watch? ...
Но слово "безопасный" ни на какую мысль о мобильном устройстве не натолкнула?
https://www.youtube.com/watch? ...
Скажем, о мобильном лазерном проекторе голограмм?
https://www.youtube.com/watch? ...
https://www.youtube.com/watch? ...

Шта?:)
845000 Н / 9, 81 кг/сек*2/470 кг= 183, 3

Очепятка: кг/сек*2=м/сек*2

в своем духе, делит и умножает...

Ваше: "M1D способен закинуть на орбиту массу в 180 раз превышающую собственную"?
бредить сами перестанете или разжевать?

да какие "невидимые" спутники? Сегодня любой военный спутник отслеживается в режиме on-line через интернет
Вот распоследний американский спутник-шпион usa-281, его расположение у вас над головой
http://www.n2yo.com/?s=43145

Дело, конечно, Ваше. Но, Вы же знаете, у меня есть и другая фишка - приводить мнение специалиста с цитатой. Для объективности.
Может случится так, что его мнение не совпадет с Вашим.
Оно Вам надо?:)

конечно!!!

я с удовольствием ознакомлюсь с мнением специалиста о том, как двигатель массой 1 кг тягой 180*9.81Н "закинет на орбиту" 180 кг.

ну и вообще о двигателях.

Вот вы чего-то там говорите про сами ракеты, при этом несете вумную пургу про двигатели. Вопрос - как сравнивать двигатели? Ракеты-то Вам сравнить не получится, вы не знаете конкретных эксплуатационных и прочих требований, под которые они строятся. Поэтому и сравнивают моторы в условиях одинаковой ракеты. а раз одинаковой, то единственные параметры, которые можно поменять это масса мотора и его удельный импульс. Формула, которую я Вам вывел - основа основ, с такой формулы раздел об оптимальных параметрах ЖРД студентам начинают.

Но, конечно, любители экзотики могут сравнивать зеленое и железное.

Да, нет проблем. Это же теоретическая безразмерная величина характеризующая только сам двигатель.
1. "Отношение тяги к весу F/Wg это безразмерный параметр который идентичен ускорению (выраженного величиной по отношению к g0 ), если бы он мог летать сам по себе в вакууме без гравитации"
Джордж П. Саттон и Оскар Библарц, Элементы ракетных двигателей.
2. Самое лучшее в Merlin 1D - это отношение тяги к весу. Это число, 180, 1, просто безумие! Это означает, что двигатель может создавать осевую тягу, которое в 180 раз превышает собственный вес.
Karthik Venkatesh ( Rocket and Space Propulsion Engineer)

Формулы привели верные. Допущения сделали неверные. Может в этом все дело? Не уловили физический смысл формул?
А вся суть в них и оказалась. Можно попытаться раздвинуть границы невозможного - создать двигатель с небольшой массой и отнюдь не выдающимся УИ, но с высокой тяговооруженностью. Поставить ее на РН, массу которой, как оказалось можно тоже уменьшить. Залить топливо с более высокой плотностью, увеличив массу.
В итоге получили очень эффективную РН.
Второй закон сэра Артура Кларка: "Единственный способ установить границы возможного — попытаться сделать шаг за эти границы":)

ну и где про заброс на орбиту 180 кг мотором весом 1 кг? Где Картик Венкатеш что-то об этом говорит?

В итоге получили очень эффективную РН.
===
а если поменяем на ней Мерлины на РД, то всё, суши вёсла? К чему Вы притягиваете эти самые тяговооруженности и УИ?

А зачем мы делим тягу F на массу W и еще на ускорение g? Физический смысл этой величины говорит о том, что мы с любого объекта без гравитации можем отправить двигатель хоть на орбиту, хоть просто в космос с грузом массой в 180 раз превышающий собственную.
Именно об этом говорит не только Картик Венкатеш, но и Джордж П. Саттон и Оскар Библарц.

Давайте поменяем, предположив что это возможно и посмотрим, что получится:)
Сухая масса РН увеличится: 22 000 кг - 4230 кг+9750 кг= 27520
Тяговооруженность РН Falcon-Союз: 6583 000/9, 81/554520 = 1.21
По смыслу это означает, что эффективность РН должна снизится, т.е. она будет способна выводить на орбиту меньшую ПН, но зато останется "многоразовой".
Лишний вес. Жирок надо сбрасывать.

Давайте поменяем, предположив что это возможно и посмотрим, что получится:)
Сухая масса РН увеличится: 22 000 кг - 4230 кг+9750 кг= 27520
Тяговооруженность РН Falcon-Союз: 6583 000/9, 81/554520 = 1.21
===
складываем, делим, умножаем... говорю же: как не понимали, что такое УИ, так и не понимаете. ЖРД - тепловая машина. УИ характеризует эффективность преобразования энергии топлива, а масса ЖРД цену, которую платят за это преобразование. При заданной конечной скорости выиграв в УИ на процент снизим массу топлива более сильно, чем снизим её выиграв в массе мотора на тот же процент. с каких-то процентов снижения массы мотора наступит эквивалентность снижения массы ЖРД и роста УИ. Вот о чем говорят формулы. Они же говорят, что РД-180 и Мерлин более-менее эквивалентны на ракетах типа ФТ. А на ракетах типа Энергии или ФХ РД-180 лучше, т.к. там топлива до фига и больше.

заметно, как на последних страницах ветки старожил neustaf не жалеет тех, кто не уважает труды И.Маска.
Да и как иначе, если на первых страницах ветки сам neustaf похвалил успех И.Маска (молодца 22.12.2015 08:07) !!!

Придется напомнить для neustaf слова Алик-1:
//Но "Маск - молодец" аргументом не является. А дальше этого вы еще не продвинулись. 20.04.2017 22:16//

можем отправить двигатель хоть на орбиту, хоть просто в космос с грузом массой в 180 раз превышающий собственную.
====
а топливо он себе будет из межпланетного эфира бесплатно добывать в процессе "отправки"? Вы чего несёте-то? Постоянно тычете формулой Циолковского, дык, хоть в выводе ее разберитесь...

Никакого выигрыша с такой массой ЖРД не получите. УИ на который Вы молитесь, больший в 1, 2 раза не компенсирует двухкратный рост массы двигателей.
Выше получили плохую версию РН F-9 v1.1
Почему думаете РД-171 МВ изготовили по АМ-технологии? Только, чтобы снизить массу.
Криогенная технология пока не освоена, для РН технологий тоже нет. Нужны деньги и время на исследования.
Физический смысл формул остался для Вас недоступен.

Не будет он добывать никакого топлива. Вы хоть в смысл цитат вчитайтесь.
Считайте, что проверку на профпригодность на производстве Вы провалили с треском.
Вешать лапшу на уши аспирантам это одно, а пытаться вешать ее мне это другое.

Спасибо форумчанину Санчоs, верно подмечено!

Вообще то, эта тема уже освещалась на этой ветке стр 16 и стр 90, ничего нового внимательным форумчанам я не открою, но есть, оказывается факты, которые надо повторять снова и снова.
Почему?
Ну потому, например, как видно из комментов от Алик-1 и раньше* и на последних страницах, некоторым неприятна сама идея, что "в гараже" можно чего-то ДОСТИЧЬ.
Возможно поэтому, он вновь разоблачает "американский" гараж и тех, кто из него вырос.

Гляньте на в/у стр.16 и 90, та же ненависть к тем, кто ПОДНЯЛСЯ, кто САМ достиг вершин.
Ему или СпейсХ "передали"...
Т.е , г.Мюллер в Мохаву не ездил, там своё СОБСТВЕННОЕ ноу-хау, (сделанное в СВОЕМ гараже) в Козмас не пулял?

Итак.
//"Человек из гаража" это расхожая американская легенда.//
За гараж стало обидно.
Это что, единственное место, которое может стать "американской легендой"?
А курятник И.Сикорского? В этом какая то ирония судьбы, да?
Куры хотя и не летяют, но у них есть крылья...**

И разве только в "американском" гараже можно ПОДНЯТЬСЯ?
//...большинство механиков занялись восстановлением своих домов, а в гараже не хватало рабочих рук. Только тогда неопытный ещё Хонда получил возможность заниматься тем, о чём всегда мечтал...//***

Переходим к Т.Мюллеру. В его гараже И.Маск впервые увидел и прототип Мерлина и самого Т.Мюллера.
Самоцитата со стр 90, извините, но надо повторять для некоторых:
//А вот легенда от самого Т.М. - "как стать деректором по двигателям в СпейсХ".
Что сказать?
инженер от бога, ну и от папы с мамой
I took my dad's oxy-acetylene welder and I made a rocket engine out of it.
Или вот:
чем больше я грузил бревен, тем большя я хотел учиться...
https://www.kcet.org/history-s ...

Наверно, сын ДОР также может сказать:
- чем больше я работал как "Советник руководителей нескольких компаний"©, тем больше я хотел быть руководителем... опубликовано: 10.05.2017 10:28//

_____
*Ботаник играл в гараже с ЖРД, а потом внезапно стал конструктором двигателей в SpaceX.

** В курятнике на ферме своего друга на Лонг-Айленде знаменитый конструктор создал Sikorsky Aero Engineering ... (уставной капитал = US$800, штат 8 чел).

*** С ремонта дамских шляпок юношу 16-ти лет бросили (наконец то!) в хозяйский гараж. Под автомобили...

а раз не будет, то и не закинет 180 кг на орбиту ))) давно таких бестолочей не встречал. Это по-другому называется "начетничество", смотрю в книгу - вижу фигу )))

KLN-90B
Никакого выигрыша с такой массой ЖРД не получите.
===
а речь идет не о выигрыше. Речь идет о том, что моторы близки по своим свойствам для РН класса ФТ.


УИ на который Вы молитесь, больший в 1, 2 раза не компенсирует двухкратный рост массы двигателей.
===
я не молюсь в данном случае, я знаю. А вы нет. 20% УИ эквивалентны снижению массы мотора в 2-3 раза. Тока понять этого Вам не дано. Впрочем, я иллюзий по поводу человека, год назад не знавшего, что плоскости всех околоземных орбит содержат центр Земли, не испытываю ))))

А на испытательном стенде где определяют тяговооруженность двигателя, в какую книжку будете заглядывать? Тоже голову морочить будете? Таких как Вы нужно держать подальше, где-нибудь лаборантом. Кому то пробирки таскать то надо? Вот там Ваше законное место.
Бесконечное вранье и демагогия. То с азимутами путается, то спутники он видит в тени Земли с любой точки, то с каталогами моск выносит. Шли бы Вы уважаемый и почитали ссылки что ли, да не несли тут ахинеи про "изменение dМк складывается только из изменения массы двигателя dМд".

В начале года хорошо вернуться в прошлое и окинуть.
Например, как СМИ правительства России освещает для населения страны, которая досталась в управление этому правительству, многоразовые прарывы в Козмас и пр космо-ерунду.

Забиваем в поиск Илон Маск, ставим период, поехали!
Что заметно?
Первое упоминание – февраль 2017. Т.е., первый запуск 14/01/2017 после аварии на стартовом столе в 2016 г. прошел мимо РГ?
Ну да и фер с ним. На ФА, на тематической ветке этот период освещен на 49-58 стр.

Возвращаемся в РГ.
Что заставило РГ 13.02.2017 г упомянуть И.Маска, причем 2 раза в одном материале??
Дык, ясен пень, какой может быть прагрес* чилавечиства в 2016 году без И.Маска?
Вот и РГ ни смагла прайти мима : https://rg.ru/2017/02/13/otkry ...
//Открытия, которые уже начали менять мир//

как, кстати, примерно в то же время не прошли мимо трудов Маска и некоторые форумчане :
//Деятельность Маска все больше напоминает цирковое представление, когда публика ожидает что-же в следующем номере программы отчебучат на арене. У него, небось, трудится целый отдел по генерации идей. 21.11.2016 12:44//

Что сказать? И.Маск умеет подбирать кадры... ;))

Остальное... Если коротко, то так:
В РГ всего упоминанй о И.Маск – 146.
В 2017 – 78, из них большинство к Козмасу – ну никаким боком. А вот к сплетням «кто с кем» - имхо, многовато!

Тронуло до глубины души, что ВВП и Маск оказались в 2-х материалах вместе.
Про то, что ВВП согласен Теслу оседлать, это – банально. Я бы тоже не отказался ;))
А исчо было, что аудитория "ВКонтакте" держит их рядом. О как!
https://rg.ru/2017/11/10/socse ...

И еще один момент, характеризующий отношение СМИ правительства РФ к И.Маску:
- в 2017 г Форбс опубликовал очередные «100 величайших бизнес-умов современности».
Размещены они были – ПО АЛФАВИТУ. Ессно, перепечатать все ФИО – никак.**.
https://rg.ru/2017/09/20/forbe ...
_____
*просьба не путать с одноименной РН :(
**Кто обучался в ВУЗах СССР, должен помнить //...кто более матери-истории ценен? // ;)

В РЭ и в наставления, определяющие регламент таких испытаний. Куда еще, в первую очередь, следует, по-Вашему, заглядывать, о, тяговооруженнейший?

Я не путаюсь ни с азимутами, ни с первой космической, ни с наблюдениями, ни, как ни странно, с тенью Земли.

А также не путаюсь с тем фактом, что если на Луне химическому мотору массой 1 кг и тягой 180*1.7 Н потребуется хотя бы миллиграмм топлива, чтобы забросить на орбиту Луны груз, то этот груз будет иметь массу 179.999 кг, не более того.

Съешьте свою шляпу, сынок. Я Вам год назад процитировал определение ГОСТа по ГСО, чем отличается реальная орбита от определения в книжках.
Вы тогда уже отличились: "Незнанием простого факта, что на практике область геостационарной орбиты согласно ГОСТ Р 52925-2008, не просто экваториальная плоскость, а сегмент сферической оболочки околоземного космического пространства, определяемой высотой геостационарной орбиты равной 35786 км.плюс/минус 200 км, и минус 15° ≤ широта ≤ плюс 15°".
Знания Ваши чисто теоретические, к реальным делам отношения имеющие мало. Предлагаю на этом Ваше беспредметное теоретизирование закончить. Сделайте работу над ошибками допущенными ранее. Тогда может и поговорим.

да лана ))) "поговорим"... с чего Вы взяли, что я захочу? Я тут только для того, чтобы покровы с Вашей ерунды стаскивать, о, бесконечноцитирующий )))

BLASIUS
если на Луне химическому мотору массой 1 кг и тягой 180*1.7 Н потребуется хотя бы миллиграмм топлива, чтобы забросить на орбиту Луны груз, то этот груз будет иметь массу 179.999 кг, не более того.
===

178.999, гы-гы-гы ))))