Новое дыхание Бурана от Борисова

[telekast]

втритетным в плане расчета возрастания массы ступени вдвое. С эттм я и не спорил.

А, я понял, то что вам нравится это авторитетный источник.А то что вам не нравится (из-того же источника) не авторитетный

Конечно. Почему я ввше обтяснил. Опять. 

[ядерная лапка]

Точно также:
Крыло, шасси и пр - 26т
рсу + топливо 100 + 150кг
Топливо для ГТД - 3т
Итого 29,25т.
Чтобы вернуться к месту старта 1ст Ф9 тащит до момента отделения 30т топлива, которое потом используется для возврата на старт.
Чтобы вернуться  к месту старта крылатая 1ст тащит до момента отделения 29,25т крыльев которые потом используются для возврата на старт.

Откуда 26т крыло?Откуда вы это берете если автор (авторитетный по вашему мнению) говорит, что вся система спасения (с крыльями топливом аэродвижком и прочим) весит 90-100% от сухой массы ступени?
А теперь к 30т не забудьте добавить 4.4 тонны на посадку (они не входят в эти 30т) и 3 т самой ситсемы и получите те самые 1.5 от сухой массы.

[ядерная лапка]

сухая одноразовая ступень -23т
самолетная система спасения (со всем т.к топливо учитывается во всех вариантах) 100% массы ступени =  23т
итого 46т
посадка по курсу 23 + 3(лапки мухобойки рсу) + 4.4 (ландинг берн) + 13.2 (энтри берн) = 43т
посадка ракетная на космодром 23 + 3(лапки мухобойки рсу) + 30 (энтриберн, маневр возврата) + 4.4 (ландинг берн) =60т.
Отнимаем от полной массы массу сухой одноразовой ситсемы и находим процент.
43 - 23  = 20, 20 от 23 это те самые 88 процентов. (без дробей 86), где 20 это масса всей системы спасения
60 - 23 = 37, 37 от 23 - те самые 160% , где 37 это масса всей системы спасения
Так как топливо в системах спасения (особенно ракетно-динамических) составляет основную массу системы спасения (сами железки весят 3т) то естественно, что и в самолетной системе оно учтено.
Это же видно из таблицы на сайте буран ру и других источников.
Например, а5 без байкала масса пн на ноо 24.5т; фалькон одноразовый 22.8т
а5 с байкалом 18.4 (75.1%) многоразовй фалькон (76.32%) 17.4т в скобках масса пн по отношению к одноразовому варианту (100%)
те отношение пн одноразового\многоразового варианта отличаются совсем немного, что соответствует 88% и 90% привденных автором в пдф на кторую вы ссылаетесь.

[telekast]

Откуда 26т крыло?Откуда вы это берете если автор (авторитетный по вашему мнению) говорит, что вся система спасения (с крыльями топливом аэродвижком и прочим) весит 90-100% от сухой массы ступени?

Оттуда же, из "авторитетной пдфки"
В который раз:
"... По резуль-
татам проектирования было установлено,
что система возвращения практически в
два раза увеличила массу конструкции
первой ступени, существенно подняв её
стоимость, а также потребовала обяза-
тельного применения (для компенсации
потерь в энергетике РН) технологически
сложной и дорогой в эксплуатации крио-
генной второй ступени.."(2 стр ПДФ, пронумерована 74)
"90-100%" это проценты от сухой массы бескрылой ступени.

А теперь к 30т не забудьте добавить 4.4 тонны на посадку (они не входят в эти 30т) и 3 т самой ситсемы и получите те самые 1.5 от сухой массы

4,4т это масса топлива по варианту 1, с аэробаллимтическим спуском и единственным, финальным, посадочным импульсом.
Вариант 3, с 30т(29,7т) нигде не расписан. Что там используется к, 4, 4т для финиша нигде не упомянуто. К тому же, как я ранее уже говорил, это вариант для отечественного  высокоширотного космодрома. Там же дополнительно втиснули РДТТ разворота и возврата, типа "обычной" рсумнедостаточно. Маску достаточно, а нашим нет. Влт потому я и нпзываю всю эту дичь натягиванием совы на глобус. Потому как люди стараются по всякому натянуть преймущества крыла.

[telekast]

Так как топливо в системах спасения (особенно ракетно-динамических) составляет основную массу системы спасения (сами железки весят 3т) то естественно, что и в самолетной системе оно учтено.

Не учтено. См. ещё раз  цитату: "практически вдвое увеличивает массу КОНСТРУКЦИИ" С каких пор топливо стало элементом конструкции? Нигде и никогда расходники: топливо, газы и тд не включаются в сухую массу. Сухая масса это только масса конструкции без всего, потому так и называется. Если какието" служебные" веши, например хладогент системы охлажления, масло и тд включены, то это не сухая масса, а масса ПУСТОГО аппарата, те без топлива и ПН Например, категория ЛА до 115кг ограничивает не сухую массу, а массу пустого, причем отдельно оговаривается, что масса масла, ОЖ и системы спасения(ежели такая есть) не учитывается. 

[ядерная лапка]

Не учтено. См. ещё раз  цитату: "практически вдвое увеличивает массу КОНСТРУКЦИИ" С каких пор топливо стало элементом конструкции? Нигде и никогда расходники: топливо, газы и тд не включаются в сухую массу

учтено. "практически вдвое" это расплывчатое понятие те самые 90-100% в пределах которых и есть погрешности.
Однако, я выше уже посчитал раз вы с математикой не в ладах что процент потерь массы ПН ангары с байкалом и ф9 отличается на 1%.Что означает, те самые 90-100% для ангары и 88% для фалькона.Читайте внимательнее.
Кроме того, в вариантах рактной посадки топливо составляет основную массу системы спасения.Как его не учитывать если из 37т системы спасения 34 это топливо.Там железок (в ракетной посадке на 3т) все остальное горючка.Логично что авиаступень тоже учитывается с топливом тем более что расчеты потери ПН ангара\фалькон это подтверждают.

[Павел73]

Блие, вам про одно, а вы про другое. Причина понятна, впрочем. Крыть вам нечем, уифр у васмнет.
Выводимая ПН напрямую зависит от массы конструкции/сухой массы. Глягьте флрмулу Циолковского. Неинадо изобретать собственных критериев.

Причём здесь формула Циолковского?  .

Вы когда перестанете путать ракету-носитель с пилотируемым космическим кораблем, и поймёте, что это разные аппараты, предназначенные для разных задач и разных условий? Поэтому их нельзя сравнивать.

[telekast]

Не учтено. См. ещё раз  цитату: "практически вдвое увеличивает массу КОНСТРУКЦИИ" С каких пор топливо стало элементом конструкции? Нигде и никогда расходники: топливо, газы и тд не включаются в сухую массу

учтено. "практически вдвое" это расплывчатое понятие те самые 90-100% в пределах которых и есть погрешности.
Однако, я выше уже посчитал раз вы с математикой не в ладах что процент потерь массы ПН ангары с байкалом и ф9 отличается на 1%.Что означает, те самые 90-100% для ангары и 88% для фалькона.Читайте внимательнее.
Кроме того, в вариантах рактной посадки топливо составляет основную массу системы спасения.Как его не учитывать если из 37т системы спасения 34 это топливо.Там железок (в ракетной посадке на 3т) все остальное горючка.Логично что авиаступень тоже учитывается с топливом тем более что расчеты потери ПН ангара\фалькон это подтверждают.

Не учтено. Ибо в сухую массу не аключается никем и никогда. А если вы желаете таки учитывать, тогда учитывайте массу тосадочного топлива для обоих систем. На 30ти тоннах настаивать не стану, но 4,4 т посадочного импульса извольте из своего расчета исключить.

Кроме того, в вариантах рактной посадки топливо составляет основную массу системы спасения.Как его не учитывать если из 37т системы спасения 34 это топливо.Там железок (в ракетной посадке на 3т) все остальное горючка.Логично что авиаступень тоже учитывается с топливом тем более что расчеты потери ПН ангара\фалькон это подтверждают.

А в авиаступени 23тонны,как минимум это железки, крыло, шасси и тд. 50% от сузой масчы авиаступени. Ничего логисного учитывать массу топлива в сухой массе нет. Ни один инженер этого делать неибудет. Разве что для натягивания совы. Как и считать баллы подсуживая авиаступени путем переноса сравнения в самые невыгодные для ракетной условия. Например, пуск/возврат на "отечественный высокоширотный космодром". А чего для Восточного не посчитали? Наверное потрму сто разрыв, даже с такими натяжками неизбежно сократится. Не говоря про то, что неизвестно какие данные ЖРД Ф9 использовались. Ведь стоит, взять ЖРД с лучшим УИ и расход топлива у реактивщика, при прочих равных еще упадет. Это, кстати, путь, который закопает авиаступень окочательно. 3  или 4 Раптора(ибо неизвестно, какие версии ЖРД Ф9 брались для расчета) вместо 9 Мерлинов и пожалте бриться. 3 Раптора 2 аместо 9 Мерлинов 1D дают экономию по топливу 12,8%. 4 Раптора 2 вместо 9 Мерлинов 1D+ - 8,9%

[telekast]

Блие, вам про одно, а вы про другое. Причина понятна, впрочем. Крыть вам нечем, уифр у васмнет.
Выводимая ПН напрямую зависит от массы конструкции/сухой массы. Глягьте флрмулу Циолковского. Неинадо изобретать собственных критериев.

Причём здесь формула Циолковского?  .

Вы когда перестанете путать ракету-носитель с пилотируемым космическим кораблем, и поймёте, что это разные аппараты, предназначенные для разных задач и разных условий? Поэтому их нельзя сравнивать.

Вы не в курсе, что и шаттл и буран это верхняя, орбитальная ступень РН и она подчиняется тем же законам, что и все остальные? 
Похоже повторяется история с.. Бондами. 

[ядерная лапка]

Не учтено. Ибо в сухую массу не аключается никем и никогда.

Оно учтено для всех вариантов.Если бы его не учитвали то масса во случаях ракетной посадки была бы одинакова - 3т для любого способа посадки.Автор не глупее вас и если он рассматривает в одном случае систему целиком (вместе с топливом) то почему в другом он должен считать без топлива?

По результатам проектирования было установлено, что система возвращения практически в два раза увеличила массу конструкции первой ступени

система не конструкция.И другие "системы" он считает вместе с топливом.
так что самолетная ступень в которой конструкция 100% массы ступени - это ваши притянутые за уши хотелки.Которые протеворечат расчетам и данным по ПН которые вы так старательно игнорируете.

На 30ти тоннах настаивать не стану, но 4,4 т посадочного импульса извольте из своего расчета исключить.

Мы что на базаре? еще раз: 4.4 (ландинг берн) + 30 (энтри берн, маневр возврата) + 3т (лапки, мухобойки и тд) = 37т
Это 159% от 23 тонн.Все сходится.То что и указал афтор, то что и нарисовано на графике.Если убрать эти 4.4 тонны но не будет уже 159%.кроме того
сравните другие варианты: 23 берется за 100%
 4.4+3 = 7.5 - первый вариант = 32% (надо же как в табличке)
4.4 + 3 + 13.2 = 20.7 - второй вариант = 88% (опять все сходится)
4.4 + 3 + 29.7 = 37.1 - третий вариант = 160% (и тут все сходится с табличкой!!!)

[ядерная лапка]

Раптора 2 аместо 9 Мерлинов 1D дают экономию по топливу 12,8%. 4 Раптора 2 вместо 9 Мерлинов 1D+ - 8,9%

Ну да будет не 37.5т а 34 против 23. - 146%.Тяните дальше сову

[ядерная лапка]

А в авиаступени 23тонны,как минимум это железки

Ваш авторитетный источник говорит что вся система весит 90-100% от сухой массы одноразовой тоесть не более 23т в самом "тяжелом" случае.

[telekast]

Оно учтено для всех вариантов.Если бы его не учитвали то масса во случаях ракетной посадки была бы одинакова - 3т для любого способа посадки.Автор не глупее вас и если он рассматривает в одном случае систему целиком (вместе с топливом) то почему в другом он должен считать без топлива?

Ога, для ракетной расписана и учтена, а для авиаступени не расписана и предлагается верить на слово. 
Автор хотел любымспособом обосновать свою систему и ввбирал наиболее ввгодныйдля себя вариант. 

система не конструкция.И другие "системы" он считает вместе с топливом.
так что самолетная ступень в которой конструкция 100% массы ступени - это ваши притянутые за уши хотелки.Которые протеворечат расчетам и данным по ПН которые вы так старательно игнорируете.

Этоивашитхотелки и ваши интерпретации "расчетов". 100% плюса к конструкции это обычный припост для ВКС. Посмотрите ешеиодин авторитетный истрчник названный Дмитрием В.

Все сходится.

Еще тбы не сходилось, в этом и был смысл статьи. Ради этого все и подтасовывалось.

Ну да будет не 37.5т а 34 против 23. - 146%.Тяните дальше сову

Сову тянете вы. Будететлетать с "ввсокоширотного отечественногоикосмодрома" с водородной, криогенной второй ступенью. 

Ваш авторитетный источник говорит что вся система весит 90-100% от сухой массы одноразовой тоесть не более 23т в самом "тяжелом" случае.

Этоиваш авторитетнвй источник. Который в процессе написания подгонял задачку под ответ
Имху 

[ядерная лапка]

Ога, для ракетной расписана и учтена, а для авиаступени не расписана и предлагается верить на слово.

Соотношения потери ПН подтверждают что учтена. напомню 75% у фалькона,  76% у байкала

Автор хотел любымспособом обосновать свою систему и ввбирал наиболее ввгодныйдля себя вариант.

Да-да и поэтому сказал, что самолетная система дороже в 1.7 раза и нужно присмотрется к ракетным

Опыт разработки МРКС первого поколения позволил определить проблемные вопросы создания и применения самолётной системы спасения ступеней РН, а также выявил необходимость поиска альтернативных средств и способов обеспечения многоразовости ускорителей первой ступени.

плюса к конструкции это обычный припост для ВКС.

Я для вас жирным выделил слово слово система.Система если вы не вкурсе это все компоненты вместе.Он назвал это именно системой не конструкцией.И да раз вы тянете сову на глобус я тоже буду.Все дайльнейшие расчеты я буду делать с учетом минимально возможной массы самолетной системы т.е 90%.А именно 20.7т.

Еще тбы не сходилось, в этом и был смысл статьи. Ради этого все и подтасовывалось.

Вы же назвали ее авторитетной

Этоиваш авторитетнвй источник.

и предлагали павлу в качестве своего аргумента ну и цитатку вывше по слогам прочитайте чтобы до вас дошло что автор сам считает необходимым поиск альтернативы в виду дороговизны самолетной ступени.
Да вы батенька стрелочник.Отлисните пару страниц назад, где вы ссылочку на эту статью давали.
"Я не знаю какие доводы вам нужны если хруничев для вас не авторитет" - говорили вы.ЧТО рыбка гуппи?
Теперь ваш авторитет по вашим же словам притягивает зауши самолетную ступень одновременно призывая (нет говоря что это необходимо см. цитату) искать альтернативу ей в виду ее дороговизы.Вы понимаете насколько тупо вы теперь выглядите.

[Дмитрий В.]

ВДВОЕ более легкой ракетной ступени требуется 30тонн для возврата.

С чего вдруг она стала вдвое легкой если несет топливо для возврата?Те самые 30т...
-лапки 2500кг
-рули с приводами 300кг
-рсу + топливо 100 + 150кг
итого около 3т.ВСЕ ОСТАЛЬНОЕ ЭТО ТОПЛИВО
Запас топлива, расходуемый маршевым двигателем Определяется схемой полёта

Точно также:
Крыло, шасси и пр - 26т
рсу + топливо 100 + 150кг
Топливо для ГТД - 3т
Итого 29,25т.
Чтобы вернуться к месту старта 1ст Ф9 тащит до момента отделения 30т топлива, которое потом используется для возврата на старт.
Чтобы вернуться  к месту старта крылатая 1ст тащит до момента отделения 29,25т крыльев которые потом используются для возврата на старт.

ЧТО ТУТ НЕПОНЯТНОГО???

Подлог кроется в цифрах. С чего бы вдруг крыло весило 26 т. Типовая относительная масса крыла грубо, 0,1. Оперение - 0.03, Шасси - 0,03. Система управления, теплозащита - уже входят в массу 29 т, поскольку необходимы для возвращения и посадки. Итак, принимая, что постоянная масса равна 29 (масса "ракетной части")+3 т (масса силовой установки, которая далеко необязательна)= 32 т, из уравнения существования самолёта получим массу крылатой ступени в начале возвращения: Мст = 32/(1-0,1-0,03-0,03) = 38 т. 

[azvoz]

Смешно смотреть на попытки грубыми расчетами показать преимущества орбитальных крыланов.
Практика показывает, что крыланы были опробованы и не зашли -
- все последние КК капсульные, так же как подавляющее большинство проектируемых.
Вот полетит новый крылан, например ДримЧ - тогда и сравним.

А вот капсул с реактивной посадкой ещё не было, поэтому хотя бы попробовать стоит.

Интересный вопрос - к чему относить Звездолет Маска.
Крыльев по сути нет, поэтому не крылан.
Скорее это цилиндрическая капсула с боковым Теплозащитным Экран.

После посадки Старшипа с ПН можно будет сравнить его по эффективности с Шаттлом.

[Alex-DX]

Смешно смотреть на попытки грубыми расчетами показать преимущества орбитальных крыланов.
Практика показывает, что крыланы были опробованы и не зашли -

Все крыланы зашли, носители под них не зашли. 

[azvoz]

Смешно смотреть на попытки грубыми расчетами показать преимущества орбитальных крыланов.
Практика показывает, что крыланы были опробованы и не зашли -

Все крыланы зашли, носители под них не зашли.

Какие капризные носители!
Под капсулы зашли, а под крыланов не захотели!

[telekast]

Да вы батенька стрелочник.Отлисните пару страниц назад, где вы ссылочку на эту статью давали.
"Я не знаю какие доводы вам нужны если хруничев для вас не авторитет" - говорили вы.ЧТО рыбка гуппи?
Теперь ваш авторитет по вашим же словам притягивает зауши самолетную ступень одновременно призывая (нет говоря что это необходимо см. цитату) искать альтернативу ей в виду ее дороговизы.Вы понимаете насколько тупо вы теперь выглядите.

Вы "сыночка" демагог и шулер.Я Павлу привел ВАМИ предостааленныц источник как пример того, что ДВЖЕ в гем указанно удвоение массы конструкуии ступени. И несеольео раз обьяснил это. Таеже я и ранее и впоследствии указывал, что я не согласен с выврдами о превосходстве авиаступени над ракетной. И иакже обьяснял почему. Я не подвергал сомнению авторитет источника, укажите где. Утверждвть же, чиоиесли я согласен с мгением ааторитета по одному вопросу, я должен быть согласен и с мнением авторитета поьдругим аопросам можеть только тролль и дурак. 

[telekast]

ВДВОЕ более легкой ракетной ступени требуется 30тонн для возврата.

С чего вдруг она стала вдвое легкой если несет топливо для возврата?Те самые 30т...
-лапки 2500кг
-рули с приводами 300кг
-рсу + топливо 100 + 150кг
итого около 3т.ВСЕ ОСТАЛЬНОЕ ЭТО ТОПЛИВО
Запас топлива, расходуемый маршевым двигателем Определяется схемой полёта

Точно также:
Крыло, шасси и пр - 26т
рсу + топливо 100 + 150кг
Топливо для ГТД - 3т
Итого 29,25т.
Чтобы вернуться к месту старта 1ст Ф9 тащит до момента отделения 30т топлива, которое потом используется для возврата на старт.
Чтобы вернуться  к месту старта крылатая 1ст тащит до момента отделения 29,25т крыльев которые потом используются для возврата на старт.

ЧТО ТУТ НЕПОНЯТНОГО???

Подлог кроется в цифрах. С чего бы вдруг крыло весило 26 т. Типовая относительная масса крыла грубо, 0,1. Оперение - 0.03, Шасси - 0,03. Система управления, теплозащита - уже входят в массу 29 т, поскольку необходимы для возвращения и посадки. Итак, принимая, что постоянная масса равна 29 (масса "ракетной части")+3 т (масса силовой установки, которая далеко необязательна)= 32 т, из уравнения существования самолёта получим массу крылатой ступени в начале возвращения: Мст = 32/(1-0,1-0,03-0,03) = 38 т.

Подлог кроется в отсчитывании относительной массы крыла и пр от массы пустого, когда в источнике, от которого Вы, полагаю, отталкиваетесь, отсчет идет от массы полностью звправленного ВКС. Об этом прямоиговориться в рвсшифровках членовмуравнения в начале главы. 
Система управления авиаприблудами в состав изначальной сткпени не входила, твк что и тут Вы сманипулировали. Доя напоминагия вновь позволю себе процитиповпть аесоаой баланс ВКС из уже Вашего авторитетного источника https://djvu.online/file/u7qYFDTjaSpdN:
"... Расчеты показывают, что можно обеспечить следующие значения относительной массы компонентов мВкспуст:
Крыло..............................0,045—0,055
Фюзеляж ............................0,14—0,16
Оперение (киль)....................0,010—0,012
Шасси...............................0,035—0,045
Основная силовая установка.......... 0,10—0,12
Вспомогательная силовая установка...... 0,02—0,025
Оборудование ....................... 0,08—0,09
Теплозащитное покрытие............. 0,07—0,09"(с) . М. Егер и др. стр. 353
Так что пересчитайте Ваши цифры пожалста.