"Ангара" и СТК.

Продолжаем разгребать бред "Военно-промышленного курьера". Да, пока суд да дело, вышло и продолжение. Но им займёмся чуть позже. А пока вернёмся а "Ангаре-5В".


Макет "Ангары-5В" на МАКС-2015.

Те, кто говорит, что «Ангара» не может стать основой для создания РН СТК, к сожалению, правы.

Есть такая – глухая и непроверенная, но косвенно подтверждаемая – информация, что это не случайность, а глубокий замысел идеологов проекта, искренне считавших (и считающих по сей день), что сверхтяжёлый носитель – верный путь к краху отрасли и разорению страны. Идеологи ошиблись хотя бы потому, что затраты, допустим, на «Буран» никогда не превышали 10% расходов Минобщемаша, но с «Ангарой»… Что сделано, то сделано.
Не является сверхтяжёлым носителем и «Ангара-7», в любом из предлагавшихся вариантов: просто «7», с керосиновым центральным блоком увеличенного калибра, и «7В» с водородным центральным блоком.
Есть, правда, вариант, который можно условно назвать «Ангара-9»: 8 УРМ-1 вокруг центрального водородного блока «энергиевского» диаметра 7,7 м. Он «родился» НЕ в КБ «Салют» и буквально от безысходности: РН СТК нужна, но делать новую первую ступень… не хочется. Впрочем, может, авторы этой небесполезной идеи ещё и "засветятся".
Нет, от создания РН СТК ГКНПЦ им. М.В. Хруничева не отказывался: известны проекты «Амур» (сейчас под этим названием делается комплекс «Ангара-5» на Восточном), «Енисей», «Лена» («Лен» было много…). Но от «Ангары» в этих проектах использовались только технологические решения (например, сварка трением). А по размерностям… «Енисей», например, представлял собою реинкарнацию той, 80-х годов, «Энергии», только с размещением полезного груза не сбоку, а сверху (что позволило обойтись на центральном блоке тремя РД0120 вместо четырёх). Все «Лены» планировались с метановыми боковыми блоками (число их варьировалось от двух до шести) и водородным центральным. Однако на предприятии оказалось немало желающих в работах участвовать, но… не в роли головного разработчика! Поэтому в 2014-м родилось компромиссное предложение: нижние ступени делает РКЦ «Прогресс», а разгонный блок (межорбитальный буксир) – ГКНПЦ им. М.В. Хруничева, опираясь на задел по программе «Двина».
Впрочем, по мере анализа ситуации, постепенно всё больше прояснялось, что всё это – только мечты, имеющие мало шансов на реализацию. Дело в том, что:
- сверхтяжёлая машина должна включать водородный блок большого диаметра. В нашей стране существует только ОДИН завод, который такие блоки может изготовить – это куйбышевский «Прогресс». Вернее… он МОГ их изготавливать 25-30 лет назад, опираясь на уникальную станочную и стендовую базу, уникальные кадры и уникальное производство соответствующих материалов на соседнем заводе «Металлург». Соответствующего производства на заводе «Металлург» (теперь компания «СаМеКо») давно нет, состояние станочной и стендовой базы вызывает вопросы, кадры… не будем о грустном. Однако ТЕОРЕТИЧЕСКИ - только «Прогресс».
- водородный блок большого диаметра нужно ещё доставить на космодром. Применительно к РН Н1 задача была решена путём строительства на Байконуре завода окончательной сборки, куда поступали готовые к сварке сегменты сферических баков (хотя прорабатывался вариант доставки собранных ступеней из Куйбышева по Волге до Каспия, а потом через пустыню на колёсном транспортёре ЗиЛ-135Ш В.А. Грачёва).


Макет ЗиЛ-135Ш с макетом бакового отсека ступени Н1.


ВМ-Т с водородным баком "Энергии". Не обращайте внимания на надпись на баке - это с карманного календаря:)

Применительно к «Энергии» задача была решена созданием системы воздушной транспортировки на специальных самолётах, сначала ВМ-Т, а потом «Мр
iя» (причём «Мрiя» реально возила только «Буран», с баками она не летала). Ну, с «Мрiей» всё понятно. Один из двух ВМ-Т стоит на аэродроме в Жуковском и уже никогда никуда не полетит, второй – на авиаремонтном заводе в Рязани, и возможность его реанимации ещё существует, но уменьшается год от года. Т.е. средство воздушной транспортировки нужно создавать заново. Да, возможность перевозки блоков ракет-носителей заложена в проект «перспективного авиационного комплекса транспортной авиации», но его появление в воздухе по самым оптимистичным прогнозам не ожидается ранее 2025 г., а скорее речь должна идти о 2030-м и далее. Кроме того, в условиях старения «Антеев» и «Русланов» с одновременным неуклонным ростом массы боевой техники транспортировка именно блоков РН будет далеко не приоритетной задачей нового самолёта… Так и чё делать?
Строить ракетный завод под блоки большого диаметра на Восточном? Проблема не в том, чтобы построить соответствующие цеха и запитать их электроэнергией и теплом. И даже не в том, чтобы набрать туда соответствующих людей (хотя сейчас это, на самом деле, ОЧЕНЬ сложная задача) – проблема в полном отсутствии в стране производства того, что в эти цеха нужно ставить. Если уж во времена совсем иные для фрезеровки вафельного фона водородного блока «Энергии» 6-шпиндельные координатно-фрезерные станки (нынешнее состояние которых, кстати, во многом и определяет реальные возможности «Прогресса» в обсуждаемой области) пришлось закупать где-то в Европе – то ли в Дании, то ли в Бельгии – то уж сейчас… А ведь нужны ещё гибочные прессы, сварочные автоматы и стапели, карусельные станки – и много разных, но в любом случае – очень больших испытательных стендов. При том, что некоторые испытания, например – опрессовка баков, должны проводиться во взрывозащищённых камерах (напомню – речь идёт о баках диаметром от 7,7 м!).

Это ни в коем случае НЕ обоснование того, что РН СТК не надо делать! Но это некоторое представление о сложности задачи. О пугающей весьма и весьма многих сложности…

В числе напуганных оказались и Коптев, и, видимо, А.А. Медведев. А задача полёта на Луну была поставлена, и её надо как-то решать…
История «Ангары-5В» началась в конце 90-х, когда после некоторых поисков, облик семейства ракет был почти закончен («седьмая» появилась чуть позже). Идея была очевидной с точки зрения ракетостроения: заменить у «Ангары-5» 3-ю ступень (УРМ-2) на полноценный водородный блок, тогда называвшийся УКВМ. Но надо помнить тогдашние условия в нашей стране: Роскосмос от водорода отказывался категорически, что называется – руками, ногами, рогами и зубами. Собственно, вся история «Ангары», от первых проработок 1995 г. до УРМов – это история постепенного но неуклонного «изгнания» из проекта водорода… Поэтому водородная третья ступень «засветилась» в одном выставочном проспекте 1999 г. и благополучно канула в Лету… Как оказалось, до лучших времён. Во всяком случае, отношение руководства отрасли к водороду за прошедшие 15 лет изменилось кардинально;)
«Ангара-5В», конечно, не является сверхтяжёлым носителем ни по какой вменяемой классификации (впрочем, не будем недооценивать отечественный чиновничий гений: придумавшие РН «среднего класса повышенной грузоподъёмности» могут скреативить и ещё что-нибудь похожее…). Но она:
- допускает изготовление на существующих мощностях и транспортировку существующими средствами;
- не требует кардинальной переделки технического и стартового комплексов «Ангары-5»;
- ПОЗВОЛЯЕТ решить задачу полёта человека на Луну по многопусковой схеме.


Комплекс "Союз" для облёта Луны, 1962 г.
Слева - заправка разгонного болока танкером, справа - пилотируемый корабль и разгонный блок после стыковки.
Из книги "Творческое гнаследие академика С.П. Королёва", Москва, "Наука", 1980 г.


Специально для автора обсуждаемой статьи сообщаю: от многопусковой схемы полёта к Луне С.П. Королёв отказался только по ОДНОЙ причине: тогдашняя надёжность средств выведения (не более 0,75) требовала для 100% гарантии сборки комплекса примерно полутора- двухкратного запаса как РН, так и аппаратов, чего в 1962 г. ещё не было. Как не было ещё и НИКАКОГО опыта по стыковкам в космосе – зато было слишком хорошо известно, насколько это сложно в воздухе… Да и исходил Сергей Павлович из 7 т на низкой орбите, у нас же предполагается 38!
Другой вопрос - откуда взялась ЭТА величина. Ибо если мы посмотрим на 16-летней давности проспект, то...


Да, именно, глаза вас не обманывают: грузоподъёмность на низкую опорную орбиту указана 28,5 т (правда и у "Ангары-5" тоже ещё не 25, а 24,5). Так что, в принципе, ради такого повышения (на 16%) огород и городить было нечего. Сейчас предполагается, что водородная ступень повысит грузоподъёмность в полтора раза. Каким образом?
А вспомним историю. РН "Восток" поднимала на околоземную орбиту ок. 5 т, а отличающийся от неё только третьей ступенью "Союз" - уже больше 7. На 40% больше на ТЕХ ЖЕ компонентах топлива. А если вспомнить на четверть больий удельный импульс водород-кислородного топлива? Удивительно, скорее, почему ТОГДА характеристики были ТАК занижены... Особо хитрозадая политика?






Скажите , а почему для подъёма на высоту километров до 20-ти не пытаются использовать авиационные двигатели ? Ведь тогда не нужно тащить на ракете кислород для них , да и использовать двигатели можно многократно , если придумать приземление ?
Не ракетчик, но предполагаю, что для вертикального старта на авиационных двигателях в первой ступени надо ОЧЕНЬ много этих двигателей. Так как вес ракет некислый, а коэффициент тяги надо примерно полтора. И выгода при такой замене наклёвывается не особо то.
Вообще, по этому поводу существуют горы литературы;)
Сам по себе подъём на эту высоту ничего не даёт: всё равно надо разгоняться до круговой скорости. Кроме того, авиационный двигатель тягой 50 т. считается СВЕРХмощным (я, честно говоря, даже не уверен, что такие есть - 40 т - да превзошли, но вот 50...), а ракетный тягой 200 т. - средним;)
А вот если горизонтальный (самолётный) старт, разгон на воздушно-реактивных двигателях где-то до - хотя бы - 5-6 Махов... Пытались. Неоднократно. Дальше продувочных моделей работа ПОКА не пошла. Долго объяснять, почему. Возможно, я вернусь к этому разговору, но не сейчас...
Как будет желание, можете вернуться к этому вопросу? Интересно нынешнее положение вещей с авиационной системой разгона, какие плюсы, минусы, какие проблемы пока препятствуют?
Вернусь, когда будут новости.

Препятствием развития авиационной системы разгона является... похоже, непонимание её специфики.
Таковые системы могут быть двух типов: с дозвуковым и со сверхзвуковым разделением. В первом случае для запуска используется дозвуковой тяжёлый самолёт, или сверхзвуковой, с максимальной скоростью не более 2М. В этом случае говорить о каком то выигрыше в энергетике или массовом совершенстве вообще не приходится, стартовая масса СУЩЕСТВЕННО больше, чем у обычной ракеты той же грузоподъёмности. Выигрыш получается за счёт отсутствия наземного стартового комплекса и возможности запуска по любому азимуту с одним полем падения.
Во втором случае для разгона используется самолёт со скоростью 3М и более (до 5-6). Тогда выигрыш в массе/энергии получается, но таких самолётов - требуемой грузоподъёмности - пока нет, и неизвестно, когда появятся.
Есть, правда, третий вариант, редко обсуждаемый (я знаю только проект SHAAFT) - тяжёлый самолёт в качестве 1-й ступени, гиперзвуковой аппарат с прямоточными ВРД - второй, и воздушно-космический самолёт - третьей. Но в любом случае это система либо боевая, либо для доставки людей на какие-то орбитальные объекты и спасения с них. Но сами орбитальные объекты должны выводиться чем-то другим...
Хм, на счет увеличения стартовой массы за при воздушном запуске, не слышал о подобных расчетах.. Хотя даже при экваториальном запуске достигается экономия веса. И даже 2М скорости прибавленные за счет разгона носителем (допустим Ту-160), возможность запуска в верхних слоях, что снижает аэродинамические потери - по идее должно пусть и не очень заметно, но снизить стартовую массу изделия, либо повысить полезную нагрузку.
Хотя опять же, предельные полезные нагрузки с помощью подобных систем, это порядка 5 тонн максимум, иначе действительно авиационный носитель становится уж слишком штучным, гигантским и теряется весь экономический эффект.
А касательно первой аэродинамической ступени в 3-6 М, на мой взгляд МиГ-25 мог бы выступить в качестве носителя, правда его размерность не позволит вывести более 500 кг ПН. С другой стороны, 4х или 6 двигательный самолет, концептуально близкий к 25му и 31му, с возможностью кратковременного доразгона до 4-5 М используя окислитель (либо ПВРД гибридных схем), по идее может позволить выводить до 4-5 тонн ПН на орбиту, к примеру орбитальный корабль, либо танкер (грузовик) к нему.
Конечно не слышали;) Потому, что апологетам МАКСа и рутановских игрушек это не выгодно;) Не достигается экономия, поскольку набирать-то всё равно нужно 8 км/с, а Ту-160 - около 0,6 км/с... И снизить массу авиационной системы сильно не получится, поскольку всё равно поперечные нагрузки, всё равно авиационная конструкция ТЯЖЕЛЕЕ ракетной с её одноосным нагружением.

А что касается "самолёта, концептуально близкого к 25-му или 31-му" - распространённая ошибка. Это всё равно будет СОВЕРШЕННО НОВЫЙ самолёт, который НЕ ПОЛУЧИТСЯ простым и дешёвым. Да и вообще, до сих пор не понятно, получится ли.
Так речь и не идет о сильном снижении массы. Даже 5% экономии, это уже солидный выигрыш, плюс всеазимутальность..

Кстати, а если тот же Ту-160, или может Ту-22М3, доработать, оборудовав ЖРДшными ускорителями, так у них на форсаже до 2,5 М скорость (если память не изменяет), с ускорителями вполне реально получить до 4-5 М, при условии работы в стратосфере, кратковременное ускорение не позволит критично нагреться конструкции. А даже 4 М, это 1,2 км/с от 8, плюс сохранение корпуса и ДУ первой ступени (авиационной) и вывод второй ступени целиком на околоземную орбиту. Опять же, вторая ступень, это потенциально конструктивные элементы для строительства других обьектов, что все вместе перекрывает с лихвой неоптимальность этой схемы запуска. И главное - снижение цены вывода 1 кг, расходуются лишь топливо, все элементы в этой схеме либо возвращаются либо используются в ином назначении. Даже если это не даст выигрыша по расходу топлива, его стоимость многократно перекрывается экономией на многоразовости средств выведения и использования конструкций для иных задач. То есть не надо стремится лишь снижать стартовую массу, надо смотреть по каким статьями идут максимальные финансовые расходы и стремится снижать их, оптимизируя издержки в первую очередь, а не добиваясь конструктивного совершенства по какому то одному параметру
Нереально.
Ту-160 и Ту-22М3 просто развалятся. Вот свои 2,2 "маха" они тянут, больше не получится - ни аэродинамика не та, ни материалы. А многоразовые ЖРД-ускорители... Проходили это в конце 50-х годов, и отказались при первой же возможности. Эксплуатация резко осложняется, продолжительность/дальность полёта уменьшается, а это важно - собственно, дальность полёта носителя и обеспечивает те немногочисленные достоинства, которые имеет авиационный старт...
На счет того что развалятся, не уверен. У 160го заложен запас по перегрузки, уж не помню точно какой, но немалый. И тем более суть не в этом, если разгон будет выше 20 тыс, то аэродинамика уже будет не столь значительно сказываться на прочности конструкции и нагреве материалов. По поводу ЖРД ускорителей, и правильно сделали что отказались, потому что для самолетов это тупик. А вот для иного варианта использования, уже вовсе нет. Тем более, дальность полета не настолько и важна для использования в качестве первой ступени, для носителя важно взлететь, набрать высоту и осуществить разгон на ЖРД в нужном направлении, выпустить из отсека вторую ступень и можно спокойно возвращаться. Смысл лететь за сотни миль, чтоб где то у черта на куличках выпустить ракету, если можно сделать рядом с аэродромом, над ближайшим полигоном? а так, за счет уменьшения запаса топлива, как раз можно сделать баки для окислителя, а если еще доработать движки, чтоб работали в режиме гибрида ВРД и ЖРД (подобных схема масса), то заметно увеличить максимальную массу для второй ступени. А в качестве второй ступени можно использовать ракету Р-29, благо "морская" компоновка обеспечивает высокую компактность, налаженное серийное производство дает невысокую стоимость отдельного пуска (либо использовать конверсионные, направленные на утилизацию изделия), и навскидку, можно получить до 4 тонн ПН (2,8 у нее и так есть, и около 30% можно получить за счет воздушного старта). Либо использовать отдельные ступени от нее, тоже как вариант.
Впрочем, это скорее военная система получается, для гиперзвукового боевого блока либо воздушно -космического самолета. Хотя потенциал для недорогого вывода до 2-3 тонн ПН у этой схемы есть, особенно если специально разработать вторую ступень с многоцелевыми возможностями, чтоб обеспечить массовость доставки малых КА на орбиту.
Дело не в перегрузке, а в скоростном напоре. А так же тепловом барьере (Ту-160, напомню, "люминевый").
Как раз ПРЕЖДЕ ВСЕГО дальность полёта и важна. Поскольку позволяет получить независимость от наземной инфраструктуры и всеазимутальность при одном поле падения. "Над ближайшим полигоном" не получится чисто по географии и фактическим наклонениям орбит.
Про Р-29 забудьте по причине применяемых компонентов.
Вот тут не соглашусь, по поводу дальности. Для чего иметь запас дальности в 5-6 тыс км?? пусть порядка 1000-1500 будет, этого вполне достаточно. В конце концов можно просто несколько стартовых аэродромов по стране выбрать, чтоб оптимизировать точку старта для каждого конкретного случая, доставка малой ракеты на этот аэродром обычным ЖД транспортом, носитель сам прилетит.
Касательно люминия. разумеется в курсе. Но я потому и говорю, про высоты выше 20 тыс, где скоростной напор не так велик, и тепловой барьер можно "отодвинуть". Конечно надо считать детально, что да как, но в целом, как я прикидываю, на базе серийного Ту-160, сделать модификацию, сделать охлаждение теплонапреженных участков, выкинуть бомбардировочное оборудование, установить баки с окислителем, проработать движки, чтоб они работали в режиме гибрида ВРД-ЖРД... Обьем изменений конечно большой, но по отдельности, все эти технологии уже имеются, примеров когда серийная машина переделывалась тоже масса, тот же Атлант, на базе бомбера.. Все равно это будет дешевле разработки с нуля новой воздушной платформы, ее отладки, постановки на серийное производство.
А про Р-29, АТ и НДМГ конечно смущают чуток... но на подлодках они исправно служат, если аккуратно использовать :) Хотя конечно, это разве что для отработки схемы, может быть на базе компоновки Р-29, создать с другими компонентами, керосин кислородными, или может даже на метане.
А в целом, вырисовывается схема - 3-4 модифицированных 160х, с ускорительными ЖРД, теплозащитой либо охлаждением теплонапряженных участков, может чуть усиленные по конструкции, облегченные за счет боевых элементов, с отсеком в 20-25 метров и около 2 м в диаметре, разгоняется до 4-5 М, запуск второй ступени на высоте около 30-40 км. Вторая ступень кислород-керосиновая, около 40 -50 тонн, с ПН около 5 тонн. Корпус второй ступени конструктивно выполнен с возможностью разборки для использования обечаек в качестве конструктивных элементов как орбитальных станций, так и лунных конструкций. Служебный борт сьемный, возвращаемся обычным грузовиком. Кстати, добрался до вашего сайта, про проект Зари очень понравилось, как раз полностью сходиться с моими взглядами на многоразовые транспортно-пилотируемые корабли :) К примеру вот на таком, возвращать для повторного использования разобранные служебные борта малых КА.
И тогда получается, две системы выведения, на основе Зари, и воздушная система, на основе малых КА для расходников. Одна другу дополняет, усиливая синергический эффект в целом.
И тогда стоимость экспедиции и для лунных проектов становится более менее подьемная по затратам. Чтоб не рвался пупок от перенапряжения экономики.
1500 км не достаточно, это всё считалось неоднократно за последние три десятилетия.
3М иожно было переделать в транспортёр, Ту-160... Только вдумчивое изучение этого вопроса может оказаться дороже, чем совсем новая машина.
Переход на новые компоненты исключает применение технологического задела, это будет совсем новая ракета. Систему "Воздушный старт" пытались сделать долго и упорно, не уверен, что отказались и сейчас - миасско-куйбышевская керосиновая ракета с "Руслана"... Но госфинансирования нет, а конкретные технические решения делают реализацию... проблематичной.
А стоимость освоения Луны нужно сокращать другим способом.
Хорошо, если 1500 км недостаточно и были многократные расчеты, то какая величина дальности необходима по минимуму? и с чем это было аргументированно, если для подьема на высоту, где можно запускать ускорительные ЖРД требуется от силы полчаса, это не более 500 км..? географию запусков можно локализовать в 3-4 точках, на самом то деле не требуется такая уж огромная разбросанность точек старта, если одним космодромом большую часть можно выводить, то для воздушного старта 3-4 аэродрома в разных частях страны будет более чем достаточно. Конечно, я не в курсе всех переменных в этих расчетах, но может просто надо отталкиваться от чуть иного подхода?
Плюс, даже если не до 4 М разгонять 160, а всего лишь до 3х кратковременно в стратосфере, это наверняка его конструкция выдержит, без особо значительных переделок.
А касательно второй ступени, да, надо новую, как я и выше писал, но по компоновке, брать за основу макеевские изделия, для компактности размещения в отсеке воздушного носителя.
На счет сокращения стоимости освоения Луны иными способами.. А какие сейчас еще есть серьезные варианты удешевления проекта, без огромных капиталовложений в СТК РН, или иные другие, без единоразовых больших затрат?
Многоразовый корабль, на основе проекта Заря, заманчиво, но все равно потеря первой ступени. Возвращаемая первая ступень - может быть, тогда и воздушный старт становится не очень интересным, но пока что не было ни одного работающего примера возвращаемых первых ступеней в классических носителях. в системе шатла, SSME повторно использовался, но для этого требовалось его разогнать на орбиту и потом оттуда вернуть, что априори неоптимально. Или есть еще какие то варианты снижения стоимости вывода, просто не сильно известные?
Главное, что требуется от воздушного старта (и возможность чего является главным преимуществом) - маневр плоскостью запуска. Для вывода на орбиту с заданными параметрами нужно либо ждать, когда - с вращением Земли - аэродром пересечёт плоскость орбиты, либо лететь к ней. Реально это МИНИМУМ 700-1000 км, со всеми запасами - под две тысячи. Второе, система НЕ ПОЛУЧАЕТСЯ 2-ступенчатой, всё равно самолёт и минимум 2 ступени ракеты, т.е. первая ступень ракеты куда-то должна падать. Поля падения - всё более дорогое удовольствие, их надо сокращать. Возможное преимущество воздушного старта - ОДИН небольшой район падения не зависимо от азимута старта, потому, что перед стартом самолёт подходит к полю падения с выбранной стороны. Это тоже 2-3 тыс. км.

Сокращение стоимости освоения Луны возможно ТОЛЬКО сокращением массы груза, которую туда нужно доставить.
Хорошо. получается дальность более менее вписывается в 3-4 тыс км. Можно и в 3, если предусмотреть 2-3 варианта аэродрома старта, вокруг района падения, и плюс подстраиваться под вращение земли, для нужной плоскости, просто с большим окном от наземного старта. 3-4 тыс для 160-го, это почти не о чем. Так что вполне потянет ракету и запас окислителя для разгона на 5-7 минут работы ЖРД.
Касательно падающей первой ступени ракетного носителя, это да.. выгонять ее целиком на орбиту конечно заманчиво в качестве источника для конструкционных элементов, но при этом теряя в топливной эффективности. Тут надо считать, хотя с другой стороны, разгон до 4-5 М, уже будет перекрывать минусы одноступенчатой схемы, тем более ей не будет нужны конструкции разделения ступеней, упрощается компоновка, чуть удешевляется конструкция. Конечно, тут навскидку однозначно не скажешь, да и вопрос, в каких количествах будут нужны на орбите конструктивные элементы.
А вот по расчетам, которые проводились в рамках многоразовых систем и возвращаемых ступеней, какая выходит максимальная скорость для первой ступени, чтоб ее было целесообразно спасать, тем или иным способом?
Вопрос, буквально, цены вопроса. В принципе - любая. Одна из "фишек" МРКС-1 - скорость разделения выбрана не оптимальная по энергетике, а такая, которая позволяет обойтись на 1-й - спасаемой - ступени без дополнительной теплозащиты, что должно сократить стоимость. Но критерии выбора могут быть и другие.
Как я вижу ситуацию, главный критерий, это снижение цены вывода 1 кг, интегрально, со всеми косвенными расходами и выгодами.
Воздушный вариант старта, пригоден для малых КА, МРКС-1, для пилотируемых и средних грузов.. А вот по поводу СТК РН, а прорабатывались варианты на основе Зенита, с РД-170, по схеме Ангары? УРМ, только выше классом? А то в силу укропского образования, у нас почти не освещались разработки позднего СССР и других КБ в РФ, только изделия КБЮ и молились на SSME...
Хорошо, спасибо. Как будет более менее стабильный инет и дадут электричество, пороюсь в журнале, поищу эти посты..
>>Удивительно, скорее, почему ТОГДА характеристики были ТАК занижены... Особо хитрозадая политика?

да никакой политики. Посмотрите что предлагается для текущй а5в, как минимум форсирование рд191 на 20% иначе никаких 38 тонн не получится никак.
Во-первых, это не совсем так, а во-вторых возможность форсирования была показана ещё на РД-170 30 лет назад, какие проблемы?
то что форсаж первые n секунд? это известно
проблемы, не проблемы, а энергомаш, такой двигатель, с новым индексом выпускать собирается.
Re: СТК
Никто ничего не забыл, просто... Эта утечка будет не от меня!
А "Энергия" много чего предлагала... Я вот только не умею пока СЮДА картинки добавлять, а есть, что. Такое впечатление, что они готовы были запускать свой ПТК НП хоть на помеле, если оно будет "энергиевского" изготовления;)
Но вот что интересно: проекты "Энергии" претерпели некоторую - и достаточно быструю - эволюцию. Если в 2014-м они предлагали весь перечисленный зоопарк, то уже в 2015-м - "Энергию-5КИ" и "-5КВ", по схеме, как раз, того, первого, "Амура", только водородный блок большого диаметра неуклонно рос;)
Без большого диаметра... Пробовали и Челомей (УР-700), и миассцы ("Виктория")... Водород не лезет в малый диаметр, а без водорода СТК - нечто странное...
Скорей всего параметры УКВБ определялись из соображений минимизации затрат на разработку: сделать из того, что уже есть: не предполагалось форсирование двигателей первой ступени, что ограничивало его массу и не предполагалась разработка нового кислородно-водородного двигателя (4 КВД1М3), что ограничивало его тягу. Но вот удастся ли получить в новой водородной ступени достаточно малую массу? По появившейся информации там сухая всего 9 тонн, при массе заправляемого топлива в 70 тонн:
А это вопрос товарищам Калиновскому и Медведеву;) По имеющимся данным думают, что смогут.