Доступный для России супертяж

[Prokrust]

У 2-ступени задача вывести груз на орбиту. Нужна большая тяга, движок с приемлимыми параметрами удельной тяги. А вот многократное зажигание для этого не нужно.

Очень желательно имхо

Простой маломощный движок на амил+(гептил/гидразин) сделает все что нужно. Это дешево

Это означает РБ. РБ это дорого. Я не знаю почему это так, но это так.

А что, кто-то пытался сделать дешево?

Хммм
Вот Ваши слова

Важна ЦЕНА!

Цена уже не важна?

Именно цена говорит, что делать надо РБ малой тяги.
У ионника, который пол-года разгоняет, тяга меньше кило.
Будет щедрыми - РБ с тягой в 100 кило, это до хрена.
Сколько же будет весить такой движок? Меньше автомобильного?
Смотрим подходящий пример - движки Резерфорд. Тяга у них слишком большая, 2 тонны. Но зато ЭНА, электронасосные генераторы, пара штук по 37 кВт. Нам для 100 кило тяги потребуется намного меньше.
Батарейку брать не будем - запитаемся со спутника, с его солнечных панелек.
И сколько же это все будет стоить?
Ах да, топливо возьмем попроще - амил+(гептил или гидразин)

[solitaire]

Именно цена говорит, что делать надо РБ малой тяги.
У ионника, который пол-года разгоняет, тяга меньше кило.
Будет щедрыми - РБ с тягой в 100 кило, это до хрена.

У ионника большой УИ. Это своеобразный размер тяги на УИ. При одной и той же мощности.


У химических движков так не получится: малая тяга - это будет просто малая тяга. Ни в чем не выигрывая при этом.

Да и для РБ, которым нужно подняться с НОО до ГПО/ГСО/отлетную малая тяга это скорее минус, хотя бы потому что чем меньше болтаешься в радиационных поясах, тем лучше. А если РБ должен выполнять довыведение до НОО, то с малой тягой он это просто не сумеет сделать.

[Prokrust]

Именно цена говорит, что делать надо РБ малой тяги.
У ионника, который пол-года разгоняет, тяга меньше кило.
Будет щедрыми - РБ с тягой в 100 кило, это до хрена.

У ионника большой УИ. Это своеобразный размер тяги на УИ. При одной и той же мощности.

У химических движков так не получится: малая тяга - это будет просто малая тяга. Ни в чем не выигрывая при этом.

Да и для РБ, которым нужно подняться с НОО до ГПО/ГСО/отлетную малая тяга это скорее минус, хотя бы потому что чем меньше болтаешься в радиационных поясах, тем лучше. А если РБ должен выполнять довыведение до НОО, то с малой тягой он это просто не сумеет сделать.

Мешаете все в кучу и вытаскиваете наугад.
Таки да, у ионников большой УИ. Но малая тяга заставляет месяцами спутники болтаться проходя радиационные пояса - что характерно, беспокоятся все о потерянном времени, видать для бизнеса время-деньги куда важнее страшилок.
И речь идет не о выведении на НОО, а дальше. Для НОО есть 2-ступень. Фалкон Старлинки так запускает - и что характерно, очень малая тяга не мешает им подниматься на нужную орбиту.
Я же пишу о РБ на химии, с небольшой тягой в 100 кило - очень простой конструкцией и соотвественно ценой. Для быстрого выведения с НОО на ГПО или что-то подобное.

[Дмитрий В.]

Повторное включение никогда не сравниться по энергетике с РБ (при прочих равных условиях).

Смотря какие орбиты. На круговые 300-500(-700?) км наличие РБ может и повредить. Двигатель веса добавляет, система разделения, корпус. Выше, наверное выгоды от РБ перевешивают, но остаётся вопрос стоимости. Ещё выше и по стоимости за кг с РБ наверное выгоднее.

Есть задачи, которые для повторного (многократного) включения 2й ступени недоступны.

Это конечно. Хотя смотря какая вторая ступень и какая ракета. Atlas V 401 вполне себе двухступенчатая ракета.

Поэтому РБ - это крайне желательная опция для любой ракеты, без которой средство выведения не может считаться максимально эффективным.

Слова "крайне" и "любой", я бы опустил или смягчил. А по сути согласен.

Даже если заглянуть в сверхлёгкий класс, то мы увидим РБ уже на Электроне. Собственно, поэтому я и написал, что "для любой". Что касается "крайней желательности", то только с РБ средство выведения способно раскрыть свой энергетический потенциал.

[solitaire]

Мешаете все в кучу и вытаскиваете наугад.

Могу тоже самое сказать и про вас, ибо сравниваете ионники и химию и делаете вывод, что малая тяга это хорошо. Ну по крайне мере я вас так понял.

Таки да, у ионников большой УИ. Но малая тяга заставляет месяцами спутники болтаться проходя радиационные пояса - что характерно, беспокоятся все о потерянном времени, видать для бизнеса время-деньги куда важнее страшилок.
И речь идет не о выведении на НОО, а дальше. Для НОО есть 2-ступень. Фалкон Старлинки так запускает - и что характерно, очень малая тяга не мешает им подниматься на нужную орбиту.
Я же пишу о РБ на химии, с небольшой тягой в 100 кило - очень простой конструкцией и соотвественно ценой. Для быстрого выведения с НОО на ГПО или что-то подобное.

Не просто малая тяга, а вместе с большим УИ. Больший УИ означает, что на придание одного и того же импульса тратится меньше топлива и/или рабочего тела. И поэтому долго довыводиться, но потратить меньше топлива (рабочего тела)  вполне может быть выгодно (больше останется на срок службы аппарата). Месяцами болтаются - обычно довыводясь с ГПО (тут правда разные варианты бывают) до ГСО.

Если говорить о низкой орбите, ну вот Старлинки - малая тяга не мешает, потому что есть большой УИ. Более того, если бы у них были движки на химии, то и срок службы их был в разы меньше, т.к. они не только доползают на своем движке до рабочей орбиты, но поддерживают сами себя им на ней. А торможение атмосферой на низкой орбите весьма заметное.

Про довыведение на НОО - очень зря отмахиваться просто так, так вполне поступают.

Да кстати, не только радиация. Мне рисуется такой пример. Вот нам нужна круговая орбита, но на большей высоте, скажем 20000 км (а-ля gps). Делаем гомановский переход - выдаем импулс в перегее и потом в апогее. Разумеется не мгновенно, но в районе этих точек - для повышения эффективности. Разумеется если активный участок растягивается больше чем на полорбиты - так себе повышение эффективности. Понятное дело, имея малую тягу, можно не сразу переход на целевую орбиту делать, а скажем через 5 промежуточных. Но насколько это здорово - вопрос интересный, хотя бы потому что должно существенно удлиниться время активного существования аппарата.

Ну и потом.
Вот Бриз-М. Любимые вами гептил с амилом. Маршевый движов на 2тс, и 4 движка на 40 кгс. Если выкинуть оттуда маршевый - получится почти прямо то, что вы описываете - 160 кгс, гептил+амил. А вопросики: будет или от этого эффективнее? будет ли он заметно дешевле? а компенсируется ли чем-то снижение цены (какие достоинства-то)?

[Demir_Binici]

Повторное включение никогда не сравниться по энергетике с РБ (при прочих равных условиях).

Смотря какие орбиты. На круговые 300-500(-700?) км наличие РБ может и повредить. Двигатель веса добавляет, система разделения, корпус. Выше, наверное выгоды от РБ перевешивают, но остаётся вопрос стоимости. Ещё выше и по стоимости за кг с РБ наверное выгоднее.

Есть задачи, которые для повторного (многократного) включения 2й ступени недоступны.

Это конечно. Хотя смотря какая вторая ступень и какая ракета. Atlas V 401 вполне себе двухступенчатая ракета.

Поэтому РБ - это крайне желательная опция для любой ракеты, без которой средство выведения не может считаться максимально эффективным.

Слова "крайне" и "любой", я бы опустил или смягчил. А по сути согласен.

Даже если заглянуть в сверхлёгкий класс, то мы увидим РБ уже на Электроне. Собственно, поэтому я и написал, что "для любой". Что касается "крайней желательности", то только с РБ средство выведения способно раскрыть свой энергетический потенциал.

Раскрыть энергетический потенциал это довольно абстрактно. Falcon 9 вполне раскрывает свой энергетический потенциал, выводя Starlink на круговые орбиты ~300 км. С 2020 года это 54%, 55%, 56%, 66% и 68% всех запусков. До какой-то высоты использование дополнительной (условно) третьей ступени просто энергетически не выгодно, если есть хорошая (условно) вторая с возможностью рестарта. С какой-то высоты станет выгодно энергетически, но не выгодно экономически. Для более высоких орбит станет выгодно и экономически. Например, на GTO-1800 Falcon 9 ASDS выводит 5.5 тонн, а Impulse Space обещает, что с их буксиром  Deneb (можно наверное, с некоторой натяжкой, и РБ его назвать) она сможет вывести 7.5 тонн. Напрямую на GEO Falcon 9 ASDS вообще ничего достойного упоминание не выведет, а с Deneb - 4 тонны.
Я возразил насчёт "крайней желательности". Я бы употребил просто "желательности" или "полезности". Полагаю, что даже для Falcon 9, Deneb лишним не будет. Три пуска они заказали, значит есть клиенты.

Насчёт "любой" я бы тоже не был столь категоричен. Ракета может быть вообще не нацелена на тот рынок, где требуется выводить ПН на требующие высокой энергетики орбиты. Например, CZ-6A, CZ-6C, CZ-12 или Космос 3М. Их создатели, скорее всего, стремились достичь максимальной эффективности для вывода на 500-1000 км. И не нужна им никакая дополнительная ступень. Для других орбит есть другие ракеты, которые специально созданы именно под высокоэнергетические орбиты.

.. то только с РБ ..

Вы слегка зациклились на парадигме советских ракет. РН - на опорную орбиту 170-200 км, далее РБ. На Atlas V, Vulcan, H3 верхние ступени до включения вообще орбитальной скорости не набирают. Нельзя их разделить на РБ и РН. Эти ракеты совсем без верхней ступени вообще невесть что.

[Prokrust]

Мешаете все в кучу и вытаскиваете наугад.

Могу тоже самое сказать и про вас, ибо сравниваете ионники и химию и делаете вывод, что малая тяга это хорошо. Ну по крайне мере я вас так понял.

Вы поняли совершенно неправильно. Вообще когда понимают настолько плохо, разговор бессмысленен. Я не делал вывод что малая тяга хорошо, перечитайте.

Да кстати, не только радиация. Мне рисуется такой пример. Вот нам нужна круговая орбита, но на большей высоте, скажем 20000 км (а-ля gps). Делаем гомановский переход - выдаем импулс в перегее и потом в апогее. Разумеется не мгновенно, но в районе этих точек - для повышения эффективности. Разумеется если активный участок растягивается больше чем на полорбиты - так себе повышение эффективности. Понятное дело, имея малую тягу, можно не сразу переход на целевую орбиту делать, а скажем через 5 промежуточных. Но насколько это здорово - вопрос интересный, хотя бы потому что должно существенно удлиниться время активного существования аппарата.

Да, как-то так.

Про довыведение на НОО - очень зря отмахиваться просто так, так вполне поступают.
...







Ну и потом.
Вот Бриз-М. Любимые вами гептил с амилом. Маршевый движов на 2тс, и 4 движка на 40 кгс. Если выкинуть оттуда маршевый - получится почти прямо то, что вы описываете - 160 кгс, гептил+амил.

Пример с Бриз-М показателен. Там где Маск находит деньги, разработчики Бриз их просирают. Впрочем это не их же деньги. Большинство людей хорошо считают деньги только у себя в кармане, а в любом другом месте - полный ступор.
Обратите внимание - если у Маска 2-ступень часто делает больше чем вывод на НОО, то Бриз-М - это что-то промежуточное меж 3-ступенью и РБ. И это промежуточное плохо в обоих ракурсах. Работу 2-й ступени и РБ не надо смешивать, слишком разные требования.
РБ должен быть простым, дешевым, с малой тягой - на орбите незачем торопится. И конечно ЭНА намного дешевле ТНА. Кстати, те 75 КВт, что потребляет Резерфорд, не так уж и много, можно и от Солнца запитать, скажем чтобы утащить 100 тонн на ГПО. Но обычному спутнику столько не надо, он столько не весит.
Ну а гептил+амил - просто вне конкуренции, из-за простоты, безотказности зажигания (хе-хе) и соотвественно цены движка.

А вопросики: будет или от этого эффективнее? будет ли он заметно дешевле? а компенсируется ли чем-то снижение цены (какие достоинства-то)?

Я что и пишу, вам плевать на цену, вы удивлятесь что это важно. Ну да, не ваш карман.

[solitaire]

А вопросики: будет или от этого эффективнее? будет ли он заметно дешевле? а компенсируется ли чем-то снижение цены (какие достоинства-то)?

Я что и пишу, вам плевать на цену, вы удивлятесь что это важно. Ну да, не ваш карман.

Дело не в том что цена не важна, а в том как это отразится на аппарате. Ну вот убрали мы маршевый на 2тс. Что получим?
Отваливается вариант с довыведением на НОО - отвалятся тяжёлые аппараты которые таким образом выводились на высокоэнергетические орбиты. Ок, у Маска такого нет, он бы сказал "ну а что вы хотите, давайте falcon heavy"
Поскольку "спешить некуда" и будем делать больше манёвров, то увеличивается срок активного существования его. Надо компенсировать уход инерциалки, за счёт чего угодно - это усложнение. Надо обеспечить электропитание, на большее время - можно сделать что угодно хоть солнечные батареи поставить, но это тоже усложнение. Ну и т.п.

Собственно я намекал на то, что так ли дорог движок на 2тс., что отказ от него существенно удешевит аппарат, учитывая что придётся как-то компенсировать его отсутствие

И конечно ЭНА намного дешевле ТНА. Кстати, те 75 КВт, что потребляет Резерфорд, не так уж и много, можно и от Солнца запитать, скажем чтобы утащить 100 тонн на ГПО.

Мощность насосов - это единицы процентов от общей мощности двигателя. Впрочем, для здорового буксира так сделать можно.

Обратите внимание - если у Маска 2-ступень часто делает больше чем вывод на НОО, то Бриз-М - это что-то промежуточное меж 3-ступенью и РБ. И это промежуточное плохо в обоих ракурсах. Работу 2-й ступени и РБ не надо смешивать, слишком разные требования.
РБ должен быть простым, дешевым, с малой тягой - на орбите незачем торопится.

Если ступень делает больше чем вывод на НОО, значит она несёт не максимальную массу. А если РБ делает довыведение, то это потому что энергетики ракеты на вывод его с нагрузкой на НОО не хватает.

Работу 2-й ступени и РБ не надо смешивать, слишком разные требования.

РБ должен быть простым, дешевым, с малой тягой - на орбите незачем торопится.
И конечно ЭНА намного дешевле ТНА.

В чем сакральность малой тяги? Кстати а как вы определяете РБ?

Когда представляю разгонник, с сильно маленькой тягой, да ещё и с солнечными батареями, то это скорее будет уже "орбитальный буксир" - устройство в общем-то более сложное чем РБ.

Кстати если у нас будут батареи на 75 кВт - а нафига нам гептил - ионники поставить.

[Дем]

Пропорции идеального сгорания и гипотетическая(т.к. заправляют всё равно в соотношении далёком от идеальной пропорции) заправка баков именно из пропорции идеального сгорания

Идеальное сгорание для ракеты - это не то где максимальная энергия, а где максимальный импульс
А у более тяжёлых молекул импульс ниже даже при большей энергии.

[B7BB]

Пропорции идеального сгорания и гипотетическая(т.к. заправляют всё равно в соотношении далёком от идеальной пропорции) заправка баков именно из пропорции идеального сгорания

Идеальное сгорание для ракеты - это не то где максимальная энергия, а где максимальный импульс
А у более тяжёлых молекул импульс ниже даже при большей энергии.

Там вся речь о том что в случае открытой схемы аммиак якобы даёт какие-то преимущества над керосином, а конкретно в деле поднятия мощности газогенератора и тна, т.к. "его больше". Относительно чего, как что и почему больше, и как это поможет турбине-непонятно. Если его больше, это не значит что он лишний и можно больше выкидывать в газогенератор тна. Ведь с тем же успехом можно залить больше керосина и сказать что "его больше, теперь можно больше выкидывать в газогенератор открытой схемы, поднять мощность на турбине, и увеличить в итоге тягу"
Всё в любом случае в итоге показывает суммарный расход двигателя и его УИ. И заправлено каждого компонента будет не "больше" и не "меньше", а всегда сколько надо.

Был ещё разговор о том что кислый тракт сложный и дорогой. Но двигатели на керосине как оказалось отлично работают с открытой схемой на сладком тракте. Он, судя по тому что есть, неработоспособен только в случае керосиновых двигателей закрытой схемы. Так и на аммиаке предлагалось делать именно открытой схемы двигатель.

Единственное что возможно КС мощного двигателя будет сконструировать и довести дешевле и проще на таких компонентах чем на керосине. Плюс с охлаждение КС может быть легче, тут то что аммиака больше действительно может повлиять, в отличии от якобы наличия каких-то его преимуществ в газогенераторе и тна перед керосином.
Тот же Мерлин например, и повторное включение, и тяговооружённость и компактность хорошая.

[Prokrust]

А вопросики: будет или от этого эффективнее? будет ли он заметно дешевле? а компенсируется ли чем-то снижение цены (какие достоинства-то)?

Я что и пишу, вам плевать на цену, вы удивлятесь что это важно. Ну да, не ваш карман.

Дело не в том что цена не важна, а в том как это отразится на аппарате. Ну вот убрали мы маршевый на 2тс. Что получим?
Отваливается вариант с довыведением на НОО - отвалятся тяжёлые аппараты которые таким образом выводились на высокоэнергетические орбиты. Ок, у Маска такого нет, он бы сказал "ну а что вы хотите, давайте falcon heavy"
Поскольку "спешить некуда" и будем делать больше манёвров, то увеличивается срок активного существования его. Надо компенсировать уход инерциалки, за счёт чего угодно - это усложнение. Надо обеспечить электропитание, на большее время - можно сделать что угодно хоть солнечные батареи поставить, но это тоже усложнение. Ну и т.п.

Собственно я намекал на то, что так ли дорог движок на 2тс., что отказ от него существенно удешевит аппарат, учитывая что придётся как-то компенсировать его отсутствие

1. Используйте технику как прописано в ТУ. Можно конечно гонять китайский грузовик с вдвое больше грузом чем прописано - таких умников куча.  Если нужно вытащить груз больше чем может ракета - делайте ракету побольше, а не стройте странных приблуд и не думайте что вы сэкономили - нет вы потратились.
2. Вместо 2-х тонника всего 100 кило - вы на порядок удешевили РБ. Проблемы что вы описали, инерциалка, более долгий вывод - яйца выеденного не стоят. А вот что стоит ЭНА вместо ТНА - очень здорово удешевляет движок.

Если ступень делает больше чем вывод на НОО, значит она несёт не максимальную массу. А если РБ делает довыведение, то это потому что энергетики ракеты на вывод его с нагрузкой на НОО не хватает.

Вы не понимаете простой вещи - довыведение делает РБ дорогим, очень дорогим. По факту вы используете вместо РБ 3-ступень, вот что вы делаете. На хрена вам тогда 2-х ступенчатая ракета?

В чем сакральность малой тяги? Кстати а как вы определяете РБ?

Когда представляю разгонник, с сильно маленькой тягой, да ещё и с солнечными батареями, то это скорее будет уже "орбитальный буксир" - устройство в общем-то более сложное чем РБ.

Кстати если у нас будут батареи на 75 кВт - а нафига нам гептил - ионники поставить.

Ионники хороши, но тяга маловата для многих случаев. Поэтому часто нужен РБ. По тяге он должен обеспечивать изменение орбиты за приемлемое время - скажем за несколько дней.
Все получается, если вы используете ЭНА, запитывая от солнечных панелек  - дешево и сердито.
А вот БРИЗ-М - это по факту 3-ступень, используемая в качестве РБ. Трата денег по не целевому назначению.

[Prokrust]

Там вся речь о том что в случае открытой схемы аммиак якобы даёт какие-то преимущества над керосином, а конкретно в деле поднятия мощности газогенератора и тна, т.к. "его больше". Относительно чего, как что и почему больше, и как это поможет турбине-непонятно. Если его больше, это не значит что он лишний и можно больше выкидывать в газогенератор тна. Ведь с тем же успехом можно залить больше керосина и сказать что "его больше, теперь можно больше выкидывать в газогенератор открытой схемы, поднять мощность на турбине, и увеличить в итоге тягу"
Всё в любом случае в итоге показывает суммарный расход двигателя и его УИ. И заправлено каждого компонента будет не "больше" и не "меньше", а всегда сколько надо.

Был ещё разговор о том что кислый тракт сложный и дорогой. Но двигатели на керосине как оказалось отлично работают с открытой схемой на сладком тракте. Он, судя по тому что есть, неработоспособен только в случае керосиновых двигателей закрытой схемы. Так и на аммиаке предлагалось делать именно открытой схемы двигатель.

Единственное что возможно КС мощного двигателя будет сконструировать и довести дешевле и проще на таких компонентах чем на керосине. Плюс с охлаждение КС может быть легче, тут то что аммиака больше действительно может повлиять, в отличии от якобы наличия каких-то его преимуществ в газогенераторе и тна перед керосином.
Тот же Мерлин например, и повторное включение, и тяговооружённость и компактность хорошая.

Нет, аммиак предлагается по закрытой схеме, в этом вся фича, вы плохо понимаете текст. Если вы не знаете, почему чем больше в турбине рабочего тела, тем больше можно поднять давление - то зачем обсуждаете?
Движков на сладком тракте закрытой схемы мало. На водороде RS-25 и РД-120. Очень круто, и просто невероятно дорого. Водород он такой.
На метане нет пока. Вопрос в том, какое смогут выжать на нем давление при приемлемых рабочих параметрах.
Но сколько бы не выжали на метане, на аммиаке давление можно получить намного больше.
Только на аммиаке можно сделать очень мощный и дешевый движок на сладком тракте по закрытой схеме.

[Дем]

Как я уже тут не раз писал, я сильно подозреваю, что отсутствие повторных запусков на маршевых двигателях верхних ступеней отечественных РН (и обязательный РБ) - это просто традиция советской школы ракетостроения, отраженная также в орг.устройстве отрасли. У нее нет серьезных инженерных оснований\предпосылок. Они, вероятно, были в начале космической эры. Но сейчас...это просто "мы так привыкли".

"Вначале" делали МБР, а им это не надо.

[Дем]

А если РБ делает довыведение, то это потому что энергетики ракеты на вывод его с нагрузкой на НОО не хватает.

Не обязательно. ПН после запуска как правило оказывается на орбите перигей которой в атмосфере. И поэтому его надо через полвитка поднять. Я уж не говорю про случаи когда над стартом у неё апогей и без шевелений оно сразу в океан падает.
Ну и на ГПО надо стартовать над экватором, это четверть витка.

[Demir_Binici]

Движков на сладком тракте закрытой схемы мало. На водороде RS-25 и РД-120. Очень круто, и просто невероятно дорого. Водород он такой.

РД-120 это кислородно керосиновый двигатель. Кислородно-водородный это РД-0120, хотя и ни к чему перечислять ныне не существующие двигатели. Зато вполне существует CE-7.5, хотя скорее всего, этому двигателю не так долго осталось.

Новых двигателей на водороде по этой схеме вроде никто делать на собирается. Разве что YF-90, но возможно проект остановлен, так как не ясно, для какой ракеты он теперь нужен, после пересмотра концепции CZ-9.

[solitaire]

1. Используйте технику как прописано в ТУ. Можно конечно гонять китайский грузовик с вдвое больше грузом чем прописано - таких умников куча.  Если нужно вытащить груз больше чем может ракета - делайте ракету побольше, а не стройте странных приблуд и не думайте что вы сэкономили - нет вы потратились.

Цена Бриз-М что-то в районе $8М, да можно даже округлить до 10. Цена F-9 в районе $50М, FH - в районе $90М.
Разве по деньгам не сэкономим используя связку Бриз+F-9 вместо FH?

Понятно, что в реальности связка невозможная, по нетехническим причинам.

2. Вместо 2-х тонника всего 100 кило - вы на порядок удешевили РБ. Проблемы что вы описали, инерциалка, более долгий вывод - яйца выеденного не стоят. А вот что стоит ЭНА вместо ТНА - очень здорово удешевляет движок.

Если замена движка уменьшает стоимость аппарата в 10 раз, то доля движка в цене аппарата строго больше 90%, а скорее что-то в районе 95% ибо новый движок не бесплатный. Такова ли реальная доля движка на 2тс?

Потому что если доля не 90-95%, а скажем 20%... то мы от замены можем ничего не выиграть: усложнение аппарата, вследствие необходимости решать кучу проблем, которые по отдельности и на первый взгляд, и яйца выеденного не стоят, но все вместе могут и перекрыть эти самые 20%, сделав аппарат даже дороже изначального.

Вы не понимаете простой вещи - довыведение делает РБ дорогим, очень дорогим. По факту вы используете вместо РБ 3-ступень, вот что вы делаете. На хрена вам тогда 2-х ступенчатая ракета?

Ну да, ступень. В англоязычной традиции обычно вообще не употребляют термин разгонный блок, просто говорят верхняя ступень (upper stage).

И таки действительно не понимаю: по-моему если РБ обладает достаточной тягой, то схема с довыведением для него вообще бесплатна.

А вот что стоит ЭНА вместо ТНА - очень здорово удешевляет движок.
...
Все получается, если вы используете ЭНА, запитывая от солнечных панелек  - дешево и сердито.

С точки зрения двигателя, может и проще, но что взамен: солнечные батареи и ёмкие аккумуляторы.

А вот БРИЗ-М - это по факту 3-ступень, используемая в качестве РБ. Трата денег по не целевому назначению.

Именно так, upper stage. Может вы все же орбитальный буксир хотите, а не РБ?

[B7BB]

предлагается по закрытой схеме

Понятно, это продолжение старой темы про гипотезу невероятной дешевизны рд-253.
Меня отвлекла в начальных сообщениях фраза "наприм рд-107 и мерлин", подумал на этот раз обсуждение варианта который точно будет дешевле, а не "может будет, может не будет", т.е. и открытая схема и сладкий тракт.

[Rudel2]

А есть вообще где-то ликбез о том, почему это действительно весь мир не использует РБ, за исключением СССР/РФ?
Наверняка ведь уже велись многостраничные обсуждения данного нюанса.

[solitaire]

А есть вообще где-то ликбез о том, почему это действительно весь мир не использует РБ, за исключением СССР/РФ?
Наверняка ведь уже велись многостраничные обсуждения данного нюанса.

Да там по идее все просто. Требовался вывод на ГСО, а т.к.  все космодромы расположены на достаточно высоких широтах, то схема с выведением на ГПО, откуда бы спутник сам себя довывел на ГСО, становится весьма неудобной, т.к. спутнику гораздо больший импульс придется выдать. Вот и сделали небольшой модуль - РБ - который довозит спутник сразу до конечной точки, убирая необходимость ему самому довыводиться. Ну а дальше, раз РБ есть, то можно использовать и в других схемах выведения, он в общем-то универсален.
Ну а у других изначально такой проблемы не было.

[Rudel2]

А есть вообще где-то ликбез о том, почему это действительно весь мир не использует РБ, за исключением СССР/РФ?
Наверняка ведь уже велись многостраничные обсуждения данного нюанса.

Да там по идее все просто. Требовался вывод на ГСО, а т.к.  все космодромы расположены на достаточно высоких широтах, то схема с выведением на ГПО, откуда бы спутник сам себя довывел на ГСО, становится весьма неудобной, т.к. спутнику гораздо больший импульс придется выдать. Вот и сделали небольшой модуль - РБ - который довозит спутник сразу до конечной точки, убирая необходимость ему самому довыводиться. Ну а дальше, раз РБ есть, то можно использовать и в других схемах выведения, он в общем-то универсален.
Ну а у других изначально такой проблемы не было.

Почему тогда и ракеты, не летающие на ГСО, всё равно в своём составе РБ имеют?
Например А1.2.