Союз-5

[fagot]

А в чём там разница? Параметры примерно одинаковы.
Так или иначе замена Н-2А на Н-2В/Н-3 это не замена с повышением ПН? Там ещё, говорят, есть и более тяжёлые варианты с тремя двигателями на первой ступени.

Полностью новый двигатель первой ступени с возможностью установки 2 или 3 штук, новая вторая ступень, модифицированные ТТУ. Н-2В никогда не меняла Н-2А, а служила дополнением к ней, составляя одно поколение, примерно как разные версии ЕЕЛВ. 3 двигателя на первой нужны для полетов без ТТУ.

[Старый]

а высвободившиеся в ЦиХе люди могут быть использованы для производства ПН или иных полезных для экономики вещей.

ПН они будут делать ещё "эффективнее" чем Ангары. Я предлагал бросить их всех на дроны, но, говорят, они сдохнут но работать всё равно не будут. Так что ЦиХ под бульдозер и застроить жилым комплексом. А бывших хруников - на СВО. 

[Старый]

Н-2В никогда не меняла Н-2А, а служила дополнением к ней, составляя одно поколение, примерно как разные версии ЕЕЛВ.

А теперь полностью заменила. Точнее её слегка апгрейтеный аналог. И скажи что более мощная РН не заменила менее мощную. 

[fagot]

А теперь полностью заменила. Точнее её слегка апгрейтеный аналог. И скажи что более мощная РН не заменила менее мощную. 

Чего только не придумаешь, чтобы обосновать идею-фикс. Н-2А/В были одним семейством типа Дельты-4 или Атласа-5 с диапазоном ПН на ГПО 4-8 т и были заменены семейством же Н3 с точно таким же диапазоном ПН. Не тяжелая РН сменила более легкую, а одно семейство сменило другое той же грузоподъемности.

[fagot]

ПН они будут делать ещё "эффективнее" чем Ангары. Я предлагал бросить их всех на дроны, но, говорят, они сдохнут но работать всё равно не будут. Так что ЦиХ под бульдозер и застроить жилым комплексом. А бывших хруников - на СВО. 

Демонизация ЦиХа контрпродуктивна. Так что для предотвращения социальной напряженности ЦСКБ и ЦиХ объединить и постепенно сократить лишних людей. А на СВО сами езжайте.

[Старый]

Чего только не придумаешь, чтобы обосновать идею-фикс. Н-2А/В были одним семейством типа Дельты-4 или Атласа-5 с диапазоном ПН на ГПО 4-8 т и были заменены семейством же Н3 с точно таким же диапазоном ПН. Не тяжелая РН сменила более легкую, а одно семейство сменило другое той же грузоподъемности.

Что ты доказываешь? Что Н-3 такой же грузоподъёмности как Н-2А? 

[fagot]

Что ты доказываешь? Что Н-3 такой же грузоподъёмности как Н-2А? 

Что и Н-2В.

[Старый]

Что ты доказываешь? Что Н-3 такой же грузоподъёмности как Н-2А?

Что и Н-2В.

Но Н-2А заменена? Нет её?

[Дмитрий В.]

Ты тягу и стартовую массу удваиваешь, значит, и Мпг удваивается и составляет 52 т.

Но соотношение ступеней ухудшается, третья ступень неоптимальная, эффект куба/квадрата и т.д. и т.п. в итоге только уполторяется. 26 на полтора... +13... О! Ровно 40 тонн! Да и та выводила 26 тонн тол55 n ndjq nhbCj.p-5 cvj;tn dsdtcnbько на бумаге. Как и Ангара.

Больше 50 т твой ТриСоюз-5 может вывести. С полной заправкой, конечно. Явно избыточно. А вот с двумя Боковушкми с РД-171МВ и одним центром с РД-191 интереснее и реалистичнее выходит. Где-то 37-43 т, "в зависимости от...".

[fagot]

Но Н-2А заменена? Нет её?

Заменена вместе с Н-2В, ее тоже нет. Примерно как Вулкан заменил и обычную Дельту-4 и Дельту-Хэви, а заодно и Атлас-5 всех версий.

[Дмитрий В.]

6, если считать с даты выдачи госконтракта на создание.

Госконтракт под название не выдают.
Работы начались ранее 2015 года, т.к. тема включена в ФКП-2025 с уже основательным финансированием на 2015 год.

Работы, может и начались, но госконтракт на разработку ЭП (а значит и реальное финансирование из госбюджета)  был выдан только в 2017 г, емнип.

Значит ранее деньги выдавались по другому госконстракту.

Госконтракт выдается на ЭП и далее, до этого работы ведутся либо в рамках финансируемых государством малобюджетных НИР, либо за счёт средств предприятия. Поэтому более-менее реальным началом "разработки" следует считать этап ЭП. Но проект превращается в железо только на этапе создания, когда по госконтракту фыинансируется не только выпуск КД, но и подготовка производства, изготовление образцов для наземных испытаний и ЛКИ.

То, что все это не так, можно убедиться на схемах финансирования Ангары.

История Ангары аккурат подтверждает мой тезис о том, что реальностью ракетный проект становится, когда на него выделяются госбюджетные деньги. По графику финансирования Ангары (см. 2хтомник Нестерова) прекрасно видно, что как только пошло большое госфинансирование, так сразу маленькое финансирование за счёт средств ЦиХ устремилось к нулю, и именно после этого начали делать реальное железо.

[Demir_Binici]

Ничего себе по сути, там только диаметр общий да двигатель 2-й ступени,

А в чём там разница? Параметры примерно одинаковы.
Так или иначе замена Н-2А на Н-2В/Н-3 это не замена с повышением ПН? Там ещё, говорят, есть и более тяжёлые варианты с тремя двигателями на первой ступени.

H-IIA 47/48 29-Aug-2001 12-Jan-2024
H-IIB 9/9 10-Sep-2009 20-May-2020
H3 1/2 7-Mar-2023 17-Feb-2024

Новый очень интересный и задуманный как дешёвый двигатель центральной ступени. Новые ТТУ полностью японские. На верхней ступени модификация двигателя от H-II.
Официальные данные о производительности весьма куцые. Указано только, что в варианте H3-24 она выводит "более" 6.5 тонн на GTO-1500. Это вроде как меньше H-IIB, но H-IIB использовалась только для запусков HTV к МКС.
И как это нынче модно ТТУ от H3 будут использоваться как первая ступень Epsilon S.

Они настроены конкурировать с Falcon и Ariane 6 на рынке коммерческих запусков.

https://www.rocket.jaxa.jp/rocket/h3/le5b.html

[Schwalbe]

Ракета H-IIB была выведена из эксплуатации после 9-го запуска 21 мая 2020 года. Ее преемницей стала [color=var(--color-progressive,#36c)]ракета H3[/color].

[Demir_Binici]

Но Н-2А заменена? Нет её?

Заменена вместе с Н-2В, ее тоже нет. Примерно как Вулкан заменил и обычную Дельту-4 и Дельту-Хэви, а заодно и Атлас-5 всех версий.

H-IIA ещё две штуки осталось. В JFY2024 планируют запустить.

[Schwalbe]

Новые ТТУ полностью японские.

Изначальная цель всей космической программы Японии - прикрытие создания (технологии) МБР.

[fagot]

Официальные данные о производительности весьма куцые. Указано только, что в варианте H3-24 она выводит "более" 6.5 тонн на GTO-1500. Это вроде как меньше H-IIB, но H-IIB использовалась только для запусков HTV к МКС.

Это эквивалент 8 т на ГПО-1830, которые указывались для Н-2В, т.е. замена 1 к 1.

[Дмитрий В.]

Новые ТТУ полностью японские.

Изначальная цель всей космической программы Японии - прикрытие создания (технологии) МБР.

Ага, и для этого они кувыркаются с водородом, уже имея полностью твердотопливный Эпсилон, да ещё и с готовым "автобусом"

[Demir_Binici]

Дмитрий В. Я почитал обсуждение по вашей ссылке. И статью тоже.
Нигде не указана высота, на которой происходит разделение ступеней. Словно разница в УИ двигателей первой и второй ступени вообще в расчёт не принимается. Между тем Маск в интервью Everyday Astronaut говорит, что это основная причина, зачем вообще нужно разделение на первую и вторую ступень, и не используется схема SSTO.

А чтобы не тащить паразитную массу в космос не основная причина? Разница в УИ наверняка учтена в расчетах.

Там я этого не увидел. Вот просто прикиньте сколько РД-171М расходует топлива в вакууме на максимальном дросселировании скажем за 10 секунд. И сравните сколько топлива можно было бы сэкономить используя высотный двигатель с лучшим УИ. Если чисто двухступенчатую жидкостную ракету делать, мне кажется надо от оптимальной высоты разделения ступеней отталкиваться. И разделять ступени имеет смысл как можно раньше, как только сможет начать работать высотный двигатель.
IMHO распределение сухих масс уже вторично. Если только это учитывать и не учитывать разницу в УИ то наоборот, разделение как можно позже проводить, чтобы верхняя ступень как можно легче была.
Понятно, что там и другие факторы могут быть, типа районов падения, или допустимой скорости первой ступени, если её требуется возвращать. У Neutron вон вообще вторая ступень и ПН под головным обтекателем первой ступени. Наверное, они считают выигрыш от этого более важным, чем оптимизация работы двигателей. 

[Demir_Binici]

Официальные данные о производительности весьма куцые. Указано только, что в варианте H3-24 она выводит "более" 6.5 тонн на GTO-1500. Это вроде как меньше H-IIB, но H-IIB использовалась только для запусков HTV к МКС.

Это эквивалент 8 т на ГПО-1830, которые указывались для Н-2В, т.е. замена 1 к 1.

Тогда да - 1 к 1. Если не учитывать это их японское "более". Восток - дело тонкое

[Дмитрий В.]

Дмитрий В. Я почитал обсуждение по вашей ссылке. И статью тоже.
Нигде не указана высота, на которой происходит разделение ступеней. Словно разница в УИ двигателей первой и второй ступени вообще в расчёт не принимается. Между тем Маск в интервью Everyday Astronaut говорит, что это основная причина, зачем вообще нужно разделение на первую и вторую ступень, и не используется схема SSTO.

А чтобы не тащить паразитную массу в космос не основная причина? Разница в УИ наверняка учтена в расчетах.

Там я этого не увидел. Вот просто прикиньте сколько РД-171М расходует топлива в вакууме на максимальном дросселировании скажем за 10 секунд. И сравните сколько топлива можно было бы сэкономить используя высотный двигатель с лучшим УИ. Если чисто двухступенчатую жидкостную ракету делать, мне кажется надо от оптимальной высоты разделения ступеней отталкиваться. И разделять ступени имеет смысл как можно раньше, как только сможет начать работать высотный двигатель.
IMHO распределение сухих масс уже вторично. Если только это учитывать и не учитывать разницу в УИ то наоборот, разделение как можно позже проводить, чтобы верхняя ступень как можно легче была.
Понятно, что там и другие факторы могут быть, типа районов падения, или допустимой скорости первой ступени, если её требуется возвращать. У Neutron вон вообще вторая ступень и ПН под головным обтекателем первой ступени. Наверное, они считают выигрыш от этого более важным, чем оптимизация работы двигателей.

Вы курс проектирования ракет внимательно прослушивали?