Уж и не знаю обсуждали ли где нибудь японский долгострой РН Galaxy Express.
http://www.galaxy-express.co.jp
В НК №2 за 2008 год сказано, что у них проблемы с поставкой РД-180 для первой ступени. Уж не связано ли это со скандалом между счётной палатой и Энергомашем?
Кстати первоначально туда тоже планировался НК-33:
http://www.space.com.ua/gateway/news.nsf/d24648715d5b1dbdc3256ab4002b5cec/82b7dbd2fe458129c3256b750029a737!OpenDocument&Highlight=0,_o0nfgbro5to2uq1f80nvg_
Достаточно подробная презенташка
http://www.galaxy-express.co.jp/english/aboutGXrocket_e_final.pdf
ЦитироватьУж и не знаю обсуждали ли где нибудь японский долгострой РН Galaxy Express.
http://www.galaxy-express.co.jp
В НК №2 за 2008 год сказано, что у них проблемы с поставкой РД-180 для первой ступени. Уж не связано ли это со скандалом между счётной палатой и Энергомашем?
Кстати первоначально туда тоже планировался НК-33:
http://www.space.com.ua/gateway/news.nsf/d24648715d5b1dbdc3256ab4002b5cec/82b7dbd2fe458129c3256b750029a737!OpenDocument&Highlight=0,_o0nfgbro5to2uq1f80nvg_
У них проблемы со всем: с бестолковым менеджментом, с метановой 2-й ступенью и т.д. Японцы, одним словом :cry:
На второй ступени композитные подвесные баки с вытеснительной подачей гелием. Двигатель на ЖК/ЖМ, но почему такой низкий УИ в 323с при наличии сопла с нехилым расширением? Не проще ли было тогда по старинке на вонючке?
Первая ступень от Атлас-ІІІ из нержавеющей стали.
У Вэйда об Атласе:
ЦитироватьStage Data - Atlas IIIA
Stage Number: 1. 1 x Stage: Atlas IIIA. Gross Mass: 195,628 kg (431,285 lb). Empty Mass: 13,725 kg (30,258 lb). Thrust (vac): 4,148.722 kN (932,670 lbf). Isp: 337 sec. Burn time: 132 sec. Isp(sl): 311 sec. Diameter: 3.05 m (10.00 ft). Span: 3.05 m (10.00 ft). Length: 29.00 m (95.00 ft). Propellants: Lox/Kerosene. No Engines: 1. Engine: RD-180.
Интересная картина получается: взяли неплохую первую ступень от Атласа ІІІ, и вместо нормальной водородной ступени поставили маленькую ступень на СПГ с УИ хуже чем на вонючке. При стартовой массе в 220 т и стартовой тяге 390 тс (тяговооружённость 1,8 ) получаем ПН 4,5 т на НЗО с наклонением 30 градусов. Это явно хуже чем у Днепра. :(
Taurus II с твердотопливной второй ступенью и ПН в 5,5т на НЗО мне нравится гораздо больше. :wink:
ЦитироватьИнтересная картина получается: взяли неплохую первую ступень от Атласа ІІІ, и вместо нормальной водородной ступени поставили маленькую ступень на СПГ ...
А ведь с LE-5 могли получить неплохую ракету,
ЦитироватьИнтересная картина получается: взяли неплохую первую ступень от Атласа ІІІ, и вместо нормальной водородной ступени поставили маленькую ступень на СПГ с УИ хуже чем на вонючке. При стартовой массе в 220 т и стартовой тяге 390 тс (тяговооружённость 1,8 ) получаем ПН 4,5 т на НЗО с наклонением 30 градусов. Это явно хуже чем у Днепра. :(
Может это их любимый размер. Да и потом доработают верхнюю ступень. Наверное дешевлес точки зрения разработки.
ЦитироватьЦитироватьИнтересная картина получается: взяли неплохую первую ступень от Атласа ІІІ, и вместо нормальной водородной ступени поставили маленькую ступень на СПГ ...
А ведь с LE-5 могли получить неплохую ракету,
Да если взять в прямую с Н-2А верхнюю ступень то LEO~8,5т., GTO~2,5т.
Там у них с метаном идея была - "технологический прорыв". А получился - "технологический провал". :cry:
Так вся проблема в том, что они эту доработать не могут. Должны были в 2006 году полететь. Первая ступень лежит готовая на складе.
А с LE-5 у них готовая имеется:
ЦитироватьStage Number: 2. 1 x Stage: H-1-2. Gross Mass: 10,600 kg (23,300 lb). Empty Mass: 1,800 kg (3,900 lb). Thrust (vac): 102.900 kN (23,133 lbf). Isp: 450 sec. Burn time: 370 sec. Isp(sl): 0 sec. Diameter: 2.49 m (8.16 ft). Span: 2.49 m (8.16 ft). Length: 10.32 m (33.85 ft). Propellants: Lox/LH2. No Engines: 1. Engine: LE-5. Other designations: LE-5.
Можно и Н-2А, но это прямой конкурент Атласу:
ЦитироватьStage Number: 4. 1 x Stage: H-2A-2. Gross Mass: 19,600 kg (43,200 lb). Empty Mass: 3,000 kg (6,600 lb). Thrust (vac): 137.000 kN (30,798 lbf). Isp: 447 sec. Burn time: 534 sec. Diameter: 4.00 m (13.10 ft). Span: 4.00 m (13.10 ft). Length: 9.20 m (30.10 ft). Propellants: Lox/LH2. No Engines: 1. Engine: LE-5B. Status: In production. Lower cost version of H-2 second stage
Ну, теоретически, они, кроме РД-180, могли купить 11Д58М. Но, видимо, гордость не позволила...
ЦитироватьТам у них с метаном идея была - "технологический прорыв". А получился - "технологический провал". :cry:
Страна которая пьёт подогретую водку нормальной ракеты сделать не может по определению! :P
ЦитироватьНу, теоретически, они, кроме РД-180, могли купить 11Д58М. Но, видимо, гордость не позволила...
Или НК-31. Или РД-0124. Не могут покупать у воюющей стороны! :shock:
Во первых не водку. Саке - 18-20 градусов. Во вторых в их климате с жарой и высокой влажностью это достаточно комфортно.
И в третьих: Подобные настроения в русском обществе царили перед Цуссимой. :D
ЦитироватьСтрана которая пьёт подогретую водку...
Которая к тому же называется "сакэ"... Не, ну Н-2, в принципе, неплохая ракета.
Немного не в тему, а вообще Аtlas IIIB в среднем классе для LEO была очень красивой РН. Как Дмитрий говорит оптимизировалась по максимум Мю ПН=4,67% LEO. Класс! Такого кроме супертяжей ни одной РН нет.
Исковеркают прародителя да и только.
ЦитироватьНемного не в тему, а вообще Аtlas IIIB в среднем классе для LEO была очень красивой РН. Как Дмитрий говорит оптимизировалась по максимум Мю ПН=4,67% LEO. Класс! Такого кроме супертяжей ни одной РН нет.
Вряд ли она специально так оптимизировалась, это был просто летающий испытательный стенд для элементов пятого Атласа.
ЦитироватьСтрана которая пьёт подогретую водку нормальной ракеты сделать не может по определению! :P
Когда в кучу собирается несколько новых технологий, случаются конфузы. А в целом уже нам надо учиться у них ракеты делать, а не наоборот.
ЦитироватьЦитироватьНемного не в тему, а вообще Аtlas IIIB в среднем классе для LEO была очень красивой РН. Как Дмитрий говорит оптимизировалась по максимум Мю ПН=4,67% LEO. Класс! Такого кроме супертяжей ни одной РН нет.
Вряд ли она специально так оптимизировалась, это был просто летающий испытательный стенд для элементов пятого Атласа.
Конечно в первую очередь проверка и в первую очередь двигателя, но получилась очень достойная РН. Нам бы такая не помешала.
ЦитироватьВо первых не водку. Саке - 18-20 градусов. Во вторых в их климате с жарой и высокой влажностью это достаточно комфортно.
И в третьих: Подобные настроения в русском обществе царили перед Цуссимой. :D
Во-первых, я эту сладкую водичку пил. Во-вторых, водку разбавленную , сладкую,тёплую, в жару... :roll: Извращенцы, однозначно! К тому же , как я знаю у японцев в организме нет фермента расщепляющего алкоголь и они после этого ещё и мучаются с похмельем. 8)
ЦитироватьЦитироватьСтрана которая пьёт подогретую водку нормальной ракеты сделать не может по определению! :P
Когда в кучу собирается несколько новых технологий, случаются конфузы. А в целом уже нам надо учиться у них ракеты делать, а не наоборот.
Я бы поправил: А в целом уже нам надо учиться ракеты делать.
:(
Только, то чему учиться надо либо куплено, либо скопировано у американцев. Всё оригинально японское я бы копировать не торопился. :wink:
ЦитироватьТолько, то чему учиться надо либо куплено, либо скопировано у американцев. Всё оригинально японское я бы копировать не торопился. :wink:
А что в Н-2А или М-5 купленного или скопированного? Но учиться - не значит копировать, учиться можно и принципам.
ЦитироватьТам у них с метаном идея была - "технологический прорыв". А получился - "технологический провал". :cry:
Ничего удивительного - ступень-то с ВСП.
Для ВСП кстати параметры ступени достаточно приличные.
Но ставить ВСП на вторую ступень - фи!
Обеспечивать за счет насосных ЖРД тягу в 390 тонн на первой ступени, и экономить на ТНА на махонькой второй ступени, для которой УИ и массовое совершенство намного важнее - сон разума.
ЦитироватьА что в Н-2А или М-5 купленного или скопированного? Но учиться - не значит копировать, учиться можно и принципам.
ТТУ:
ЦитироватьSRB-A
Designer: Nissan. Gross Mass: 76,400 kg (168,400 lb). Empty Mass: 10,400 kg (22,900 lb). Propellants: Solid. Thrust(vac): 2,250.000 kN (505,820 lbf). Isp: 280 sec. Burn time: 101 sec. Diameter: 2.50 m (8.20 ft). Length: 15.20 m (49.80 ft). Chambers: 1. Chamber Pressure: 118.00 bar. Area Ratio: 17.70. Country: Japan. Status: In production. First Flight: 2001. Last Flight: 2006. Flown: 20.
Monolithic motor, shorter than that for H-2, using Thiokol filament wound composite structure.
ЦитироватьManufacturer Name: TX-780XL. Other Designations: Castor 4AXL. Designer: Thiokol. Gross Mass: 14,851 kg (32,740 lb). Empty Mass: 1,723 kg (3,798 lb). Propellants: Solid. Thrust(vac): 599.800 kN (134,840 lbf). Isp: 269 sec. Burn time: 60 sec. Diameter: 1.02 m (3.34 ft). Length: 12.28 m (40.29 ft). Chambers: 1. Chamber Pressure: 42.30 bar. Area Ratio: 8.64. Country: USA. Status: In production. First Flight: 2001. Last Flight: 2006. Flown: 40.
The 4AXL version, extended by 2.44 mm, was first tested May 1992. Its 30% performance increase would improve performance of vehicles, such as Atlas and Conestoga. 4AXL was combined with 4B's TVC system to create the stage 1 motor for CTA's ORBEX small launcher.. Length: 12.279 m with nose-cone adapter, 13.711 m with nose-cone. Diameter: 1.0185 m. Propellant Type: TP-H8299 HTPB Polymer, 20% Al, and 68% AP. Propellant Shape: forward cylindrical perforate with seven aft longitudinal slots. Propellant Mass Fraction: 0.884 ground ignited strap-on. Burn Time: 60.1 sec. Thrust (kN, vac): 599.81 average with 700.5 maximum. Isp: 269.2 sec vacuum. Itotal: 34.679 Mns vacuum. Pressure: 41.70 atm average with a maximum of 54.42 atm MEOP. Nozzle Throat Diameter: 318.8 mm. Nozzle Length: 1216.8 mm. Nozzle Exit Diameter: 937.3 mm. Nozzle Materials: 4130 steel with graphite phenolic throat insert, and a carbon phenolic exit cone. Casing Material: AISI 4130 steel 0.28 mm thick. Igniter Type: TX544 (>500 units flown successfully) forward internal pyrogen, with 2.45 kg TP-H8027 propellant that is cartridge loaded. Specific impulse with 15:1 nozzle 382.4 seconds.
ЦитироватьВо-первых, я эту сладкую водичку пил. Во-вторых, водку разбавленную , сладкую,тёплую, в жару... :roll: Извращенцы, однозначно! К тому же , как я знаю у японцев в организме нет фермента расщепляющего алкоголь и они после этого ещё и мучаются с похмельем. 8)
Я пробовал в Осаке в компании с японками, и ничего на головку утром не жаловались. :D Там еще и закуски и антураж имеет значений :D
Это и тут имеет значение. :wink:
ЦитироватьТТУ:
Технология намотки корпуса SRB-A и готовый двигатель мелкого ускорителя - негусто. А больше, значит, нечему поучиться? :wink:
Вы спросили, я ответил. :wink:
А что принципиально-новое использовано в Н-2А. Водород на ЦБ и верхней ступени? Да они сделали неплохие водородные ЖРД.
© Mark Wade
ЦитироватьStage Number: 3. 1 x Stage: H-2A-1. Gross Mass: 113,600 kg (250,400 lb). Empty Mass: 13,600 kg (29,900 lb). Thrust (vac): 1,098.000 kN (246,840 lbf). Isp: 440 sec. Burn time: 390 sec. Isp(sl): 338 sec. Diameter: 4.00 m (13.10 ft). Span: 4.00 m (13.10 ft). Length: 37.20 m (122.00 ft). Propellants: Lox/LH2. No Engines: 1. Engine: LE-7A. Status: In production. Can be throttled to 72% thrust.
ЦитироватьDesigner: Mitsubishi. Developed in: 1995-2001. Propellants: Lox/LH2. Thrust(vac): 1,098.000 kN (246,840 lbf). Isp: 438 sec. Isp (sea level): 338 sec. Burn time: 390 sec. Mass Engine: 1,800 kg (3,900 lb). Length: 3.67 m (12.04 ft). Chambers: 1. Chamber Pressure: 121.00 bar. Area Ratio: 51.90. Oxidizer to Fuel Ratio: 5.90. Country: Japan. Status: In production. First Flight: 2001. Last Flight: 2006. Flown: 10.
Для сравнения РД-0120:
ЦитироватьManufacturer Name: RD-0120. Government Designation: 11D122. Other Designations: RO-200. Designer: Kosberg. Developed in: 1976-90. Application: Energia core stage. Propellants: Lox/LH2. Thrust(vac): 1,961.000 kN (440,850 lbf). Thrust(sl): 1,517.100 kN (341,058 lbf). Isp: 455 sec. Isp (sea level): 359 sec. Burn time: 600 sec. Mass Engine: 3,450 kg (7,600 lb). Diameter: 2.42 m (7.93 ft). Length: 4.55 m (14.92 ft). Chambers: 1. Chamber Pressure: 218.00 bar. Area Ratio: 85.70. Oxidizer to Fuel Ratio: 6.00. Thrust to Weight Ratio: 57.97. Country: Russia. Status: Design 1987. First Flight: 1987. Last Flight: 1988. Flown: 10.
Правда летало только 8 штук. :(
ЦитироватьStage Number: 4. 1 x Stage: H-2A-2. Gross Mass: 19,600 kg (43,200 lb). Empty Mass: 3,000 kg (6,600 lb). Thrust (vac): 137.000 kN (30,798 lbf). Isp: 447 sec. Burn time: 534 sec. Diameter: 4.00 m (13.10 ft). Span: 4.00 m (13.10 ft). Length: 9.20 m (30.10 ft). Propellants: Lox/LH2. No Engines: 1. Engine: LE-5B. Status: In production. Lower cost version of H-2 second stage.
ЦитироватьDesigner: Mitsubishi. Developed in: 1995-2001. Propellants: Lox/LH2. Thrust(vac): 137.000 kN (30,798 lbf). Isp: 447 sec. Burn time: 534 sec. Mass Engine: 269 kg (593 lb). Length: 2.78 m (9.13 ft). Chambers: 1. Chamber Pressure: 36.00 bar. Area Ratio: 110.00. Oxidizer to Fuel Ratio: 5.00. Country: Japan. Status: In production. First Flight: 2001. Last Flight: 2006. Flown: 10.
Для сравнения 12КРБ и РД-56М, РД-56:
ЦитироватьStage Number: 3. 1 x Stage: GSLV-3. Gross Mass: 14,600 kg (32,100 lb). Empty Mass: 2,200 kg (4,800 lb). Thrust (vac): 75.050 kN (16,872 lbf). Isp: 460 sec. Burn time: 675 sec. Diameter: 2.80 m (9.10 ft). Span: 2.80 m (9.10 ft). Length: 8.72 m (28.60 ft). Propellants: Lox/LH2. No Engines: 1. Engine: RD-56M. Other designations: Geostationary Satellite Launch Vehicle. Status: In production.
ЦитироватьManufacturer Name: RD-56M. Government Designation: 11D56M. Other Designations: KVD-1M. Designer: Isayev. Developed in: 1994-. Application: Proton and Angara upper stage KVRB, 12KRB upper stage for GSLV (India). Propellants: Lox/LH2. Thrust(vac): 73.580 kN (16,541 lbf). Isp: 461 sec. Chambers: 1. Country: Russia. Status: In development. First Flight: 2001. Last Flight: 2006. Flown: 4.00.
ЦитироватьManufacturer Name: RD-56. Government Designation: 11D56. Other Designations: KVD-1, D-56. Designer: Isayev. Developed in: 1960-77. Application: N1 block R. Propellants: Lox/LH2. Thrust(vac): 69.600 kN (15,647 lbf). Isp: 462 sec. Burn time: 800 sec. Mass Engine: 282 kg (621 lb). Diameter: 1.56 m (5.11 ft). Length: 2.14 m (7.02 ft). Chambers: 1. Chamber Pressure: 55.90 bar. Area Ratio: 198.70. Oxidizer to Fuel Ratio: 6.00. Thrust to Weight Ratio: 25.17. Country: Russia. Status: Development ended 1971.
Надо просто использовать свои же наработки 60-х-70-х годов. :(
ЦитироватьManufacturer Name: RD-0146. Designer: Kosberg. Developed in: 1998-. Application: Centaur upper stage (Atlas); high performance upper stages for Onega, Proton, Angara launch vehicles. Propellants: Lox/LH2. Thrust(vac): 98.100 kN (22,054 lbf). Isp: 463 sec. Mass Engine: 260 kg (570 lb). Chambers: 1. Chamber Pressure: 79.00 bar. Country: Russia. Status: Design concept 1998-.
Но ведь не летал. :(
ЦитироватьManufacturer Name: RD-57M. Government Designation: 11D57M. Designer: Lyulka. Developed in: 1960-74. Application: Vulkan Blok V. Propellants: Lox/LH2. Thrust(vac): 397.000 kN (89,249 lbf). Throttled thrust(vac): 303.000 kN (68,117 lbf). Isp: 461 sec. Mass Engine: 874 kg (1,926 lb). Diameter: 2.00 m (6.50 ft). Length: 4.06 m (13.32 ft). Chambers: 1. Chamber Pressure: 115.00 bar. Area Ratio: 170.00. Oxidizer to Fuel Ratio: 6.20. Thrust to Weight Ratio: 46.31. Country: Russia. Status: Development ended 1976.
Version with extendible nozzle. Ref. Lyulka 94 has higher mass at 911 kg and higher fixed nozzle area ratio at 100. Length 4.06 / 2.61 m. Specific impulse 461 / 448 sec. Area ratio 170 / 87.6.
И этот тоже. :(
Хм...
1) Увидел картинку: "Ага, японский Атлас".
2) Почитал характеристики: "Че за летающее недоразумение?!"
Я очень хорошо вообще отношусь к японцам, но иногда они меня просто в ступор вгоняют...
Если учесть происхождение первой ступени, то Вы правы минимум на девять десятых. :D
ЦитироватьВы спросили, я ответил. :wink:
Ну вы еще раньше говорили, что то, чему нужно учиться, заимствовано у американцев, а учиться делать ТТУ нам пожалуй пока не надо. :wink:
ЦитироватьА что принципиально-новое использовано в Н-2А. Водород на ЦБ и верхней ступени? Да они сделали неплохие водородные ЖРД.
Все гораздо проще - учиться нужно не техническим решениям, а принципам, принятым во всем мире, ну и у японцев заодно, раз уж о них зашла речь. Ибо даже такие азы, как оптимальное распределение ХС между ступенями, ненапряженные двигатели и вообще упрощение конструкции РН-рабочей лошади у нас почему-то забыты.
GX это как раз пример противоположного подхода. :(
ЦитироватьGX это как раз пример противоположного подхода. :(
GX это по сути отработка технологий и вспомогательная ракета, а у нас такой подход для основной ракеты и даже целого семейства.
ЦитироватьНа второй ступени композитные подвесные баки
Уже нет, поменяли на металлические. Японцы доблестно наступили на грабли Венчур Стара.
ЦитироватьВ НК №2 за 2008 год сказано, что у них проблемы с поставкой РД-180 для первой ступени. Уж не связано ли это со скандалом между счётной палатой и Энергомашем?
Нет, не связано. Это связано с тем, что поставка первой ступени в сборе подпадает под первую категорию в рамках режима нераспространения ракетных технологий.
А соответствующих соглашений, типа корейского, у нас с японцами нет. И навряд ли будет, поскольку тут сразу полезет во все щели политика.
Единственный выход из этого положения - ввозить в Японию лишь отдельные компоненты, которые они бы дособирали своими силами. Такой вариант выпадает из первой категории. Но вряд ли понравится Энергомашу и Локмарту.
Спасибо! :wink:
А о замене композитов на нержавеющую сталь в НК прочёл уже. :wink:
Обсуждали ещё здесь:http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=8298
Свежие новости:
http://www.itar-tass.com/level2.html?NewsID=13317455&PageNum=0
ЦитироватьМежду тем, правительственной комиссии не удалось прийти к единому мнению по поводу перспектив дальнейшей разработки с участием частного промышленного сектора новой ракеты-носителя Джи-Экс /GX/. По оценке экспертов, чтобы завершить этот проект, потребуется еще не менее 83 млрд иен /830 млн долларов
http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=16895.0
Похоже они переключились на Atlas V CCB в качестве первой ступени. Кстати, удивительно, что проэкт до сих пор не закрыт. А уж как заявленный УИ подрос за годы задержки. Начинали с 323, теперь Кайл говорит 355.
-- Pete
Но ведь тогда им придётся переделывать вторую ступень. :roll:
Она и так была маловата, а теперь и вовсе ни в какие ворота.
http://www.ulalaunch.com/docs/product_sheet/GXProductCard.pdf 261 Кб
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/60786.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/60787.jpg)
(http://s52.radikal.ru/i138/0905/5b/dacbbc237340.jpg)
А вот предыдущая реинкарнация:
http://www.galaxy-express.co.jp/english/aboutGXrocket_e_final.pdf 645 Кб
(http://s59.radikal.ru/i164/0905/01/19e240722e54.jpg)
(http://s51.radikal.ru/i133/0905/1c/72441d3eaf4d.jpg)
(http://s49.radikal.ru/i126/0905/53/7b0c4f19f8f5.jpg)
(http://s59.radikal.ru/i165/0905/8f/49937a875f0a.jpg)
Учитывая. что масса Atlas CCB ~305 т, второй ступени ~20т и ПН ~3т, тяговооружённость будет минимальной ~1,2.
Это химера. НННШ.
Для сравнения энергетические возможности Циклона-3:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/60788.png)
А с Блоком И и блоком выведения ПН была бы процентов на 30-40 больше.
Правда первую ступень пришлось бы недозаправлять тонн на двадцать.
http://www.inauka.ru/news/article96348.html
ЦитироватьЯПОНСКАЯ КОСМИЧЕСКАЯ ПРОГРАММА ЗАСТОПОРИЛАСЬ НА ДВИГАТЕЛЕ
Японское аэрокосмическое агентство оценило стоимость разработки двигателя для новой ракеты-носителя в сумму свыше 25 миллиардов иен (более $270 миллионов), что почти в три раза больше, чем предусматривала первоначальная смета. Счетная палата Японии провела проверку сметы аэрокосмического агентства и пришла к выводу, что она "лишена ясности и является неприемлемой". Кроме того, ведомство обратило внимание разработчиков ракеты на тот факт, что они умалчивают о серьезных проблемах с двигателем, выявленных в ходе испытаний. Национальное аэрокосмическое агентство, в свою очередь, утверждает, что дало все необходимые разъяснения относительно предполагаемых трат на разработку двигателя, отмечает ИТАР-ТАСС.
Проект по созданию ракеты GX, которую предполагается использовать для вывода на орбиту Земли спутников связи, Токио запустил шесть лет назад. В нем участвуют как государство, так и частные японские компании. Первый запуск планировалось осуществить в 2005 году. Япония собиралась покупать ракетный двигатель в США. Однако американский партнер неожиданно сообщил о невозможности выполнить контракт из-за прекращения выпуска необходимого японской стороне типа двигателей. В результате сроки строительства ракеты затянулись, а стоимость проекта существенно возросла.
Все-таки какой контраст с Н-2 - сразу видно, что идет по статье рабочая лошадь, а что - попил.
ЦитироватьВсе-таки какой контраст с Н-2 - сразу видно, что идет по статье рабочая лошадь, а что - попил.
Водород с ТТ оказались лучше, чем керосин с метаном.
Само по себе топливо тут ни при чем.
ЦитироватьВсе-таки какой контраст с Н-2 - сразу видно, что идет по статье рабочая лошадь, а что - попил.
Н-2 на рабочую лошадь явно не тянет...
ЦитироватьВодород с ТТ оказались лучше, чем керосин с метаном.
Не факт.
ЦитироватьН-2 на рабочую лошадь явно не тянет...
С точки зрения обеспечения для Японии независимого доступа в космос вполне тянет и достаточно успешно эксплуатируется и модернизируется. Но вообще я хотел лишь подчеркнуть, что Н-2 изначально создавалась как реальная РН, а проект Гэлакси-Экспресс как источник попила.
ЦитироватьЦитироватьВодород с ТТ оказались лучше, чем керосин с метаном.
Не факт.
Как это? H-2 вовсю летает, а GX - в... в проекте, одним словом :lol:
ЦитироватьЦитироватьВсе-таки какой контраст с Н-2 - сразу видно, что идет по статье рабочая лошадь, а что - попил.
Н-2 на рабочую лошадь явно не тянет...
Самая массовая японская РН из ныне эксплуатируемых :wink:
ЦитироватьСамая массовая японская РН из ныне эксплуатируемых :wink:
А разве кроме нее у японцев сейчас вообще что-то есть?
Запускаемые с экватора РН:
Ариан-5 ЕСА 780 т - 9.6 т на ГПО
Зенит-3SL - 470 т - 6.2 т на ГПО.
Мю ПН часом не одинакова?
ЦитироватьЦитироватьСамая массовая японская РН из ныне эксплуатируемых :wink:
А разве кроме нее у японцев сейчас вообще что-то есть?
Уже нет.
ЦитироватьКак это? H-2 вовсю летает, а GX - в... в проекте, одним словом :lol:
А, в этом плане... В этом плане конечно у японцев трудно сказать что хуже...
ЦитироватьЗапускаемые с экватора РН:
Ариан-5 ЕСА 780 т - 9.6 т на ГПО
Зенит-3SL - 470 т - 6.2 т на ГПО.
Мю ПН часом не одинакова?
H-IIB - 548 т - 8 т на ГПО.
ЦитироватьЗапускаемые с экватора РН:
Ариан-5 ЕСА 780 т - 9.6 т на ГПО
Зенит-3SL - 470 т - 6.2 т на ГПО.
Мю ПН часом не одинакова?
До кучи
Н-2А мод.2024 350 т - 5 т на ГПО.
Но это правда уже не с экватора.
ЦитироватьЦитироватьЗенит-3SL - 470 т - 6.2 т на ГПО.
H-IIB - 548 т - 8 т на ГПО.
На 20% тяжелее Зенита? Зенит при такой массе вывел бы 7 с лишним тонн...
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЗенит-3SL - 470 т - 6.2 т на ГПО.
H-IIB - 548 т - 8 т на ГПО.
На 20% тяжелее Зенита? Зенит при такой массе вывел бы 7 с лишним тонн...
Да. С экватора и с "неумеренным" РД-171
У вас, мужики все шиворот-навыворот почему-то. Наоборот, семейство H-II - это чистый попил, 100% госденег, летает очень редко из-за этого каждый вылет очень дорог, полностью неконкурентоноспособна на рынке. ИМЕННО ПОЭТОМУ рыночники в правительстве решили создать конкурента, который был бы дешевле, летал чаще, и был бы конкурентноспособен с китайскими и русскими ракетами.
Капвложения в проэект были 50-50 частными, то есть IHI и Митсу отдали свои кровные. Где попил?! Но по разным причинам проэкт провалился и стало ясно, что эго надо закрывать. Тут-то и началось... В Японии никто не хочет взять ответственность за такое решение из-за потери лица, все бюрократы попрятались. Кое-кто даже отказывался ходить на совещания, чтобы не засветиться (я читал об этом в Юмиури - было ржу нимагу, между строк). В результате проэкт катится НА ЧАСТНЫХ ДЕНьГАХ, которые получаэт остаточная группа, так как без решения правительства казначейство не может выплатить госденьги (в теории они аккумулируются в банке каздый квартал, и там уже солидная сумма натикала).
Теперь о причинах провала, которые я собрал по крупицам. Когда проэкт начался, то предполагалось поставить на вторую ступень двигатель с УИ 323 сек. и тягой 118 килоньютонов (у меня есть их старый буклет). Грузоподьемность бйла дрянь, но это нужно было чтобы начать летать, примерно как KSLV-1 и KSLV-2 сейчас. Когда все почти было готово, почему-то решили проэкт похерить, и переработать проэкт под двигатель с УИ 355. У меня нет источников почему, я предполагаю ту же потерю лица. Боялись, что китайцы смеяться будут. Вот тут-то все оно и трахнулось.
Во-первых, автоматически программа уползла вправо минимум на два года. Во-вторых, двумя годами не обошлось. Новый двигатель оказался перенапряженным (кстати не смотрите на УИ, сдуру сами знаете что можно сломать). Вместо переделки LE-5 на метан, группа в IHI/JAXA делала его с нуля. В результате получилась кака. Больше всего публицирован был прогар на масштабной модели, видимо красивое видео получилось. Но хуже всего было, что много денег ушло на эту работу.
Ну и наконец, пока расписание ползло вправо, в Америке перестали делать ступени Atlas III. Собственно их давно перестали делать, но оставалось оборудование (по-моему в Калифорнии где-то). Там же хранились законсервированными две первые ступени, которые Локхид зарезервировал для проекта. Однако всвязи с формированием ULA и передачей производства в Декартур, руководство ULA решило ненужное оборудование и старые ступени не везти в Алабаму, а утилизировать на месте, а проэкт GX переделать на CCB от Atlas V. Это конечно добавило работы, но по сравнению с фокусами по переработке второй ступени это ничто, по-моему.
С американской стороны проэкт теплился еще пару месяцев назад. У меня с полтора года назад знакомый был принят на работу в Колорадо для толкания бумажек по GX, и ULA договорился с ВВС о запуске GX из Вандерберга с того же стола откуда они пускают Atlas V (по крайней мере они утверждали, что договорились, я не знаю согласно ли с этим утверждением командование базы).
В общем то, что журналюга написал в последнем параграфе - просто ложь. Как всегда.
ЦитироватьДа. С экватора и с "неумеренным" РД-171
На Н-2 двигатель тоже "неумеренный". И ГПО надеюсь 33-градусная, так что разница только в помощи от вращения Земли.
ЦитироватьЦитироватьДа. С экватора и с "неумеренным" РД-171
На Н-2 двигатель тоже "неумеренный". И ГПО надеюсь 33-градусная, так что разница только в помощи от вращения Земли.
Это какой? LE-7 что ли, с его 150 атмосферами в КС? :lol:
Галакси Экспресс с самого был аферой и авантюрой в одном флаконе. С какойто дури они решили что купленые в Америке ступени Атласа-3 обойдутся им дешевле чем самим американцам. Ну а уж метан на второй ступени да ещё и с вытеснительной подачей это вообще бред сивой кобылы. Каким образом они могли надеяться что эта чуда окажется конкурентоспособнее самого Атласа? При том что и сам Атлас неконкурентоспособен...
ЦитироватьЭто какой? LE-7 что ли, с его 150 атмосферами в КС? :lol:
Дык замкнутая схема что по водородным меркам перебор...
ЦитироватьЭто какой? LE-7 что ли, с его 150 атмосферами в КС? :lol:
Это к тому, что ни к чему выпячивать неумеренность РД-171, когда прекрасно известно, что двигатель с давлением на уровне НК-33 совсем немного потеряет в УИ.
ЦитироватьУ вас, мужики все шиворот-навыворот почему-то. Наоборот, семейство H-II - это чистый попил, 100% госденег, летает очень редко из-за этого каждый вылет очень дорог, полностью неконкурентоноспособна на рынке. ИМЕННО ПОЭТОМУ рыночники в правительстве решили создать конкурента, который был бы дешевле, летал чаще, и был бы конкурентноспособен с китайскими и русскими ракетами.
Капвложения в проэект были 50-50 частными, то есть IHI и Митсу отдали свои кровные. Где попил?! Но по разным причинам проэкт провалился и стало ясно, что эго надо закрывать. Тут-то и началось... В Японии никто не хочет взять ответственность за такое решение из-за потери лица, все бюрократы попрятались. Кое-кто даже отказывался ходить на совещания, чтобы не засветиться (я читал об этом в Юмиури - было ржу нимагу, между строк). В результате проэкт катится НА ЧАСТНЫХ ДЕНьГАХ, которые получаэт остаточная группа, так как без решения правительства казначейство не может выплатить госденьги (в теории они аккумулируются в банке каздый квартал, и там уже солидная сумма натикала).
Теперь о причинах провала, которые я собрал по крупицам. Когда проэкт начался, то предполагалось поставить на вторую ступень двигатель с УИ 323 сек. и тягой 118 килоньютонов (у меня есть их старый буклет). Грузоподьемность бйла дрянь, но это нужно было чтобы начать летать, примерно как KSLV-1 и KSLV-2 сейчас. Когда все почти было готово, почему-то решили проэкт похерить, и переработать проэкт под двигатель с УИ 355. У меня нет источников почему, я предполагаю ту же потерю лица. Боялись, что китайцы смеяться будут. Вот тут-то все оно и трахнулось.
Во-первых, автоматически программа уползла вправо минимум на два года. Во-вторых, двумя годами не обошлось. Новый двигатель оказался перенапряженным (кстати не смотрите на УИ, сдуру сами знаете что можно сломать). Вместо переделки LE-5 на метан, группа в IHI/JAXA делала его с нуля. В результате получилась кака. Больше всего публицирован был прогар на масштабной модели, видимо красивое видео получилось. Но хуже всего было, что много денег ушло на эту работу.
Ну и наконец, пока расписание ползло вправо, в Америке перестали делать ступени Atlas III. Собственно их давно перестали делать, но оставалось оборудование (по-моему в Калифорнии где-то). Там же хранились законсервированными две первые ступени, которые Локхид зарезервировал для проекта. Однако всвязи с формированием ULA и передачей производства в Декартур, руководство ULA решило ненужное оборудование и старые ступени не везти в Алабаму, а утилизировать на месте, а проэкт GX переделать на CCB от Atlas V. Это конечно добавило работы, но по сравнению с фокусами по переработке второй ступени это ничто, по-моему.
С американской стороны проэкт теплился еще пару месяцев назад. У меня с полтора года назад знакомый был принят на работу в Колорадо для толкания бумажек по GX, и ULA договорился с ВВС о запуске GX из Вандерберга с того же стола откуда они пускают Atlas V (по крайней мере они утверждали, что договорились, я не знаю согласно ли с этим утверждением командование базы).
В общем то, что журналюга написал в последнем параграфе - просто ложь. Как всегда.
Как бы то ни было, Н-2 летает, а издержки на пуск сокращаются, статистика улучшается. Выход на рынок запусков для Японии всегда был не самоцелью, а некоей опцией (рынок- то - тьфу, по сравнению с другими сегментами). А Экспресс - еще не полетел, а уже издержки выше крыши. Т.е. как только частника запустили в крупный проект, ему тут же кранты и наступили. Как там, «В одну телегу впрячь не можно коня и трепетную лань» - это про частно-государственное партнерство! :lol:
ЦитироватьЦитироватьЭто какой? LE-7 что ли, с его 150 атмосферами в КС? :lol:
Дык замкнутая схема что по водородным меркам перебор...
Да ладно! Некая помесь SSME и J-2. Нормальный движок.
ЦитироватьКак бы то ни было, Н-2 летает, а издержки на пуск сокращаются, статистика улучшается.
Тем не менее до рабочей лошади ей лаптем не добросить. Пока из твердотопливно-водородных рабочих лошадей есть только Ариан-5.
ЦитироватьЦитироватьКак бы то ни было, Н-2 летает, а издержки на пуск сокращаются, статистика улучшается.
Тем не менее до рабочей лошади ей лаптем не добросить. Пока из твердотопливно-водородных рабочих лошадей есть только Ариан-5.
Смотря с чем сравнивать- у каждой страны своя рабочая лошадь (у кого кляча, а у кого и огого! хм, кому и кобыла - невеста! :D ).
ЦитироватьСмотря с чем сравнивать- у каждой страны своя рабочая лошадь (у кого кляча, а у кого и огого! хм, кому и кобыла - невеста! :D ).
Не. Звание рабочей лошади надо заслужить. Оно не даётся только за то что больше ничего вобще нет.
ЦитироватьЦитироватьСмотря с чем сравнивать- у каждой страны своя рабочая лошадь (у кого кляча, а у кого и огого! хм, кому и кобыла - невеста! :D ).
Не. Звание рабочей лошади надо заслужить. Оно не даётся только за то что больше ничего вобще нет.
Хорошо, хорошо. Пусть не "рабочая лошадь". Пусть будет "породистый рысак"! Главное, чтобы бегал и груз возил. Пусть и не очень часто. Кстати, по сравнению с Н-2 GX больше смахивал бы на ишака в сравнении с тяжеловозом.
ЦитироватьТ.е. как только частника запустили в крупный проект, ему тут же кранты и наступили. Как там, «В одну телегу впрячь не можно коня и трепетную лань» - это про частно-государственное партнерство! :lol:
Ну это ваша интерпретация. А я думаю главная проблем была в боязни потерять престиж, чем японцы просто больны. В результате - переход на двигатель с ТНА во второй ступени, ну а там все и посыпалось. И частники тут не при чем. В Японии вообще есть большая традиция всяких партнерств. Просто это конкретное партнерство руководство загнало в землю.
-- Pete
ЦитироватьЦитироватьТ.е. как только частника запустили в крупный проект, ему тут же кранты и наступили. Как там, «В одну телегу впрячь не можно коня и трепетную лань» - это про частно-государственное партнерство! :lol:
Ну это ваша интерпретация. А я думаю главная проблем была в боязни потерять престиж, чем японцы просто больны. В результате - переход на двигатель с ТНА во второй ступени, ну а там все и посыпалось. И частники тут не при чем. В Японии вообще есть большая традиция всяких партнерств. Просто это конкретное партнерство руководство загнало в землю.
-- Pete
Если бы они поменьше занимались национальной гордостью, то давно бы купили лицензию например на 11Д58 (да хоть бы и готовый двигатель, думаю, наши бы не отказали) и спокойно бы летали, неспешно делая национальный метановый ЖРД. И всем было бы хорошо. Но, видимо, летающее изделие не было целью инициаторов проекта (вероятно, целью было "сохранение лица") - отчего видимый результат и имеет место быть! :lol:
ЦитироватьЕсли бы они поменьше занимались национальной гордостью, то давно бы купили лицензию например на 11Д58 (да хоть бы и готовый двигатель, думаю, наши бы не отказали) и спокойно бы летали, неспешно делая национальный метановый ЖРД. И всем было бы хорошо. Но, видимо, летающее изделие не было целью инициаторов проекта (вероятно, целью было "сохранение лица") - отчего видимый результат и имеет место быть! :lol:
Похоже. потому что когда им было надо чтоб летало - они запросто Дельту-2 лицензировали и использовали...(N-1, N-2)...
ЦитироватьХорошо, хорошо. Пусть не "рабочая лошадь". Пусть будет "породистый рысак"! Главное, чтобы бегал и груз возил. Пусть и не очень часто. Кстати, по сравнению с Н-2 GX больше смахивал бы на ишака в сравнении с тяжеловозом.
В этом деле лучше всего сивый мерин. Такой как Дельта-2, Союз, Протон...
ЦитироватьЕсли бы они поменьше занимались национальной гордостью, то давно бы купили лицензию например на 11Д58 (да хоть бы и готовый двигатель, думаю, наши бы не отказали) и спокойно бы летали, неспешно делая национальный метановый ЖРД. И всем было бы хорошо. Но, видимо, летающее изделие не было целью инициаторов проекта (вероятно, целью было "сохранение лица") - отчего видимый результат и имеет место быть! :lol:
А как Вам использовние второй ступени GX Lockheed? Им тоже национальная гордость мешает?
ЦитироватьЦитироватьЕсли бы они поменьше занимались национальной гордостью, то давно бы купили лицензию например на 11Д58 (да хоть бы и готовый двигатель, думаю, наши бы не отказали) и спокойно бы летали, неспешно делая национальный метановый ЖРД. И всем было бы хорошо. Но, видимо, летающее изделие не было целью инициаторов проекта (вероятно, целью было "сохранение лица") - отчего видимый результат и имеет место быть! :lol:
Похоже. потому что когда им было надо чтоб летало - они запросто Дельту-2 лицензировали и использовали...(N-1, N-2)...
Думаю, что японцы неоднородны. Например фактически сейчас корейцы реализуют подход, эквивалентный оригинальному GX, только первая ступень у них из России а не из Америки. Кто-то же в японии все это инициировал, ведь так? А потом кто-то другой все изгадил.
С лицензионной Дельтой тоже интересно. Они сначала запускали ее как есть, подом добавили водородную 2-ю ступень, и насколько мне известно -- пожалуйста поправьте если что -- потом двигатель от этой второй ступени превратился в LE-5, который летает на H-II. Вот такое постепенное развитие.
-- Pete
ЦитироватьА как Вам использовние второй ступени GX Lockheed? Им тоже национальная гордость мешает?
Скорее боятся метана. Если Таурус с PWR-35 полетит, то и ULA зашевелится. Надо иметь ввидо, однако, что экономические соображения всегда пихают РН вверх по весу. Более тяжелые нагрузки выгоднее. ULA сейчас уже бормочет о ACES-41 и пр. Людям в фирме кто назначен на проект по приживлению японской ступени будет трудно боротся за ресурсы.
-- Pete
ЦитироватьНапример фактически сейчас корейцы реализуют подход, эквивалентный оригинальному GX,
Да ну! У корейцев речи о коммерции вроде вообще не идёт?
ЦитироватьА я думаю главная проблем была в боязни потерять престиж, чем японцы просто больны. В результате - переход на двигатель с ТНА во второй ступени, ну а там все и посыпалось.
Просто удивительно, как у них при таком подходе H-2 летает. :wink: Все же больше похоже, что легкие носители у японцев служат просто для "освоения" средств.
ЦитироватьЦитироватьНапример фактически сейчас корейцы реализуют подход, эквивалентный оригинальному GX,
Да ну! У корейцев речи о коммерции вроде вообще не идёт?
Так у японцев другой этап. Ракета "чтобы была" - у них уже есть, и вполне летная, Н-2В. Теперь надо, чтоб была рабочая лошадь, но вычурный японский ум без выкрутасов не может... В итоге имеется 'та фигня с GX. Зайцев прав похоже - не одна голова там была - нарешали комитетом...
http://www.spacenews.com/civil/091120-japan-rocket-targeted-for-cancellation.html
Цитировать11/20/09 05:33 PM ET
Japan's GX Rocket Targeted For Cancellation in 2010
By Space News Staff
Japan's medium-lift GX rocket has been targeted for cancellation by a governmental advisory committee set up by Japan's ruling party to eliminate wasteful spending from the nation's budget for the year ahead.
The Government Administration Reform Committee, meeting Nov. 17 in Tokyo, recommended that funding for the rocket's second-stage liquid natural gas-fueled engine, which is being developed by the Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA) be halted due to rising costs and no clear need for the GX. In reviewing JAXA's budget request for a further 5.8 billion yen ($65 million) for the budget year that starts in April the committee noted that projected development costs had grown to 70 billion yen.
When research on the GX rocket's novel second-stage engine began in 2003, JAXA anticipated that developing the rocket would cost 45 billion yen to develop and would be ready to launch in 2006. The rocket's inaugural launch was pushed back to 2011 when JAXA disclosed in 2006 that the second-stage engine required a major redesign and that its development costs had climbed to 35 billion yen, more than double the original estimate.
The GX is being developed by a partnership between JAXA and Galaxy Express Corp. of Tokyo, an industrial consortium led by Japan's Ishikawajima-Harima Heavy Industries and Lockheed Martin Corp. of Bethesda, Md. The rocket's first stage is powered by the Russian-built RD-180 engine, the same engine that powers the first stage of Lockheed Martin's Atlas 5 rocket.
The GX originally was aimed at the commercial launch market, but with the success of Japan's mainstay H-2A rocket and the poor commercial market outlook for the GX, the Government Administration Reform Committee said it makes sense to cancel the over-budget engine development program.
A final decision is expected before the end of December, by which time the budget request for the following year is usually decided. JAXA spokeswoman Satoko Kanazawa said Nov. 18 that the agency had no comment on the recommendation to terminate GX.
Все основы самой концепции создания РН уже посыпались, бюджет превышен вдвое, осталось только подписать протокол вскрытия.
Вообще-то правительство Японии не может закрыть GX - это частный проект. Речь может идти только о прекращении бюджетного финансирования разработки 2-й ступени.
Кстати, у них дошло до ОСИ ЖРД 2-й ступени:
http://www.jaxa.jp/projects/rockets/lng/index_e.html
Та же новость в русском переводе:
http://www.infuture.ru/article/2655
ЦитироватьНовая японская ракета GX может отправиться на покой, так и не совершив свой первый полет
05 декабря 2009 23:07:30
Японская ракета средней грузоподъемности стала мишенью для аннулирования правительственным консультативным комитетом, созданного правящей партией Японии и направленного на ликвидацию расточительных расходов из бюджета страны на будущий год.
Правительственный консультативный комитет, заседание которого прошло 17 ноября в Токио, рекомендовал прекратить финансирование этой ракеты в связи с увеличением издержек на топливо и отсутствии первоочередной необходимости GX. При рассмотрении бюджетных заявок JAXA на 5,8 млрд. иен ($ 65 млн) для бюджета текущего года, Комитет отметил, что прогнозируемые затраты на разработку выросли до 70 миллиардов иен.
Начатая в 2003 году, разработка ракеты GX, предположительно должна была обойтись в 45 миллиардов иен и быть готовой к запуску в 2006 году. Первый запуск ракеты был перенесен на 2011, когда в 2006 году JAXA обнаружило, что двигатель второй ступени требует серьезной доработки, и что затраты на него выросли с 16 млрд иен до 35 млрд. йен.
GX первоначально была ориентирована для коммерческих запусков, но с успехом опорной ракеты Японии H-2A и бедными коммерческими перспективами для GX, Правительственный консультативный комитет сказал, что имеет смысл отменить бюджет для развития этой ракеты.
Окончательное решение ожидается до конца декабря. Представитель JAXA Сатоко Канадзава сказал, что агентство не высказало никаких замечаний по по поводу рекомендации прекратить разработку GX.
http://www.cybersecurity.ru/space/84086.html
ЦитироватьЯпония свернула разработки ракеты GX
(15:36) 16.12.2009
Японское правительство решило отменить разработку ракеты GX, которая является японской ракетой следующего поколения для запуска коммерческих спутников. Министерство по науке и технике Японии запросило 64 миллиона долларов из государственного бюджета на 2010 финансовый год для разработки двигателя.
Однако в ноябре рабочая группа правительственного совета по административной реформе пересматривала бюджетные запросы, призвав к откладыванию этого проекта.
В среду правительство заявило, что оно отложит данный проект, так как это потребует дополнительно 10 миллиардов долларов в предстоящие пять лет и, очевидно, что эта ракета не найдет достаточного спроса, как в Японии, так и за ее пределами.
нда, при этом японцы готовы выделить 15млрд$ на борьбу с глобальным потеплением
Наверное их на cc: не было в английском мыле о том как температуру подтасовывали.
А вообще-то в Японии бардака и баблопила сколько угодно. За пределами Токио часто видны костяки недостроенных мостов и насыпи в никуда. Сейчас с этим борются, ну и пошли резать все подряд.
GX-овцам надо было делать ракету по плану, а не перескакивать с двигателя на двигатель. А теперь кранты.
-- Pete
Теоретически остаются шансы реализовать проект без участия правительства Японии, которое, собственно, финансирует только разработку ЖРД 2-й ступени и системы управления.