Новости сайта www.buran.ru 2

[Местный]

На форумах,как на форумах.Обычно есть кнопка "  игнорировать".

[Бродяга]

...
С шаттлом все проще - перегрузка растет вместе со скоростным напором, причем вклад составляющей перегрузки от маневрирования невелик, при этом влияние скоростного напора на нагрев больше, чем на ограничение по перегрузке. Другими словами - можно было бы сделать и прочнее, но корабль гораздо скорее сгорит от нагрева, чем разрушится от потери прочности. А в том коридоре, который обеспечивает несгорание, указанной эксплуатационной перегрузки вполне хватает.
Нормальная перегрузка является ограничителем только на небольшом участке полета (№3 на http://www.buran.ru/images/jpg/algor3.jpg), и то в дозвуковой области. На всем диапазоне более высоких скоростей - ограничения только по температуре

Чем выше перегрузка, тем меньше нагрев аппарата.

 На Венеру садились вообще с перегрузкой 450g.

 А скоростной напор как таковой на нагрев вообще не влияет.

[Бродяга]

Согласен, аналогия с натяжкой. Но ведь не с Ан-24 сравнивать-то!
Что касается маневрирования на начальном участке, то там все нормально с точки зрения прочности, но есть проблема с участком 2,0-2,5 мин полетного времени, о чем я Бродяге уже говорил. Его решили изменением траектории выведения РН, хотя я думаю, что после этого не исключена замена балансировочного щитка.
По спуску - да вроде бы тоже все проходит. В рамках своего коридора. Просто коридоры у Союза и шаттла/Бурана разные, для каждого - свой, и противопоставлять их некорректно.

Значит у Шаттла и Бурана коридор входа в атмосферу не такой уж узкий, если учесть возможность повреждения корабля и эвакуации экипажа до приземления?

[Dude]

Зависит от загрузки, чем она больше, тем допустимый коридор уже. Шаттлы разрабатывались с общим коэффициентом Ultimate Factor of Safety 1.4 к номинальным  нагрузкам, и его медленным падением до 1.25 к 100+ полетам, т.е. если управляемо и подготовлено выходить в нештатные профили, то они могут много того, чего не делают. Только кто же им даст? На то и нужны такие режимы и запасы, чтобы было куда отступать, когда что-то сломается. Если говорить о проверках, то планер (будущий Челленджер) реально проверялся на 110%, а дальше до %140 шла экстраполяция по этим результатам.

[Бродяга]

Зависит от загрузки, чем она больше, тем допустимый коридор уже. Шаттлы разрабатывались с общим коэффициентом Ultimate Factor of Safety 1.4 к номинальным  нагрузкам, и его медленным падением до 1.25 к 100+ полетам, т.е. если управляемо и подготовлено выходить в нештатные профили, то они могут много того, чего не делают. Только кто же им даст? На то и нужны такие режимы и запасы, чтобы было куда отступать, когда что-то сломается. Если говорить о проверках, то планер (будущий Челленджер) реально проверялся на 110%, а дальше до %140 шла экстраполяция по этим результатам.

Напомню что я предлагал.

 Космонавты "Колумбии" выкидывают "Спейслейб" и всё лишнее и совершают посадку с максимальной перегрузкой — за наиболее короткое время, чтобы конструкция крыла не успела прогреться до температуры потери прочности.
 Я называл перегрузку ~3g, как оказалось, она считается допустимой для Шаттла в аварийной ситуации.

 Естественно, мы не управляем дальностью и тому подобное и допускаем частичное повреждение корабля.
 Задача достигнуть высоты и скорости, которые позволят экипажу покинуть корабль на парашютах.

[0402]

Раз уж пошел разговор про Буран, давайте уберем этот мудацкий опрос?

Опрос нормальный, и результаты справедливые - уже ниже 20%. И вот тому подтверждение:

Чем выше перегрузка, тем меньше нагрев аппарата.

Человек путает понятия "нагрев" и "тепловой поток". Нагрев зависит от скрорости, крутизны траектории, времени воздействия и теплозащиты.
В понятие теплового потока теплозащита не входит.

На Венеру садились вообще с перегрузкой 450g.

Ну и что это доказывает? Там что, не было теплозащиты? Вам необходимо не приводить вырванный из контекста пример, а доказать, что увеличение крутизны траектории, и соответственно, интенсивности торможения, проявляющейся именно в росте перегрузки и теплопотока, будет более выгодно, чем садиться по обычной траектории, с меньшей перегрузкой и, соответственно, с меньшим нагревом, но в течении большего периода времени. Проще говоря - в каком случае суммарный тепловой поток будет меньше. Бродяге невдомек, что проектанты всего мира давно уже знают ответ на этот вопрос - чем круче траектория, тем интенсивнее торможение, тем больше перегрузка (величина потери скорости - торможения - отнесенная ко времени), тем больше удельный тепловой поток. Все это приводит к тому, что на крутых траекториях используется только абляция и примитивные формы (сфера, фара и прочие с качеством менее 1):

А скоростной напор как таковой на нагрев вообще не влияет.

Ну конечно! Именно поэтому Ту-160 сделан из алюминия, "сотка" - цельнотитановая, а МиГ-25/31 - стальной. Конструкторы забыли спросить Бродягу и выбор конструктива двух последних самолетов определяли только надуманным тепловым барьером.

[Бродяга]

Раз уж пошел разговор про Буран, давайте уберем этот мудацкий опрос?

Опрос нормальный, и результаты справедливые - уже ниже 20%.

И много вы новых логинов зарегистрировали для достижения этого результата?
 Я после 19.08.2009 вижу аж 12 "нулей".

И вот тому подтверждение:

Чем выше перегрузка, тем меньше нагрев аппарата.

Человек путает понятия "нагрев" и "тепловой поток". Нагрев зависит от скрорости, крутизны траектории, времени воздействия и теплозащиты.
В понятие теплового потока теплозащита не входит.

Вы когда-нибудь меряли тепловой реальный тепловой поток?

 Я вот мерял, надо вам сказать.

 Тепловой поток это количество теплоты проходящее через какую-то единицу поверхности в единицу времени.[/size]
 Есть соответствующие нормативные документы, определяющие методики измерения тепловых потоков для определения теплопроводности стен здания, так что этот термин сугубо официальный, а не "самопальный", как то, о чём говорите вы.

 То, что вам и Fakir-у, например, угодно называть "тепловым потоком" удельную мощность выделяющуюся в ударной волне, так это ваши трудности.

На Венеру садились вообще с перегрузкой 450g.

Ну и что это доказывает? Там что, не было теплозащиты? Вам необходимо не приводить вырванный из контекста пример, а доказать, что увеличение крутизны траектории, и соответственно, интенсивности торможения, проявляющейся именно в росте перегрузки и теплопотока, будет более выгодно, чем садиться по обычной траектории, с меньшей перегрузкой и, соответственно, с меньшим нагревом, но в течении большего периода времени. Проще говоря - в каком случае суммарный тепловой поток будет меньше. Бродяге невдомек, что проектанты всего мира давно уже знают ответ на этот вопрос - чем круче траектория, тем интенсивнее торможение, тем больше перегрузка (величина потери скорости - торможения - отнесенная ко времени), тем больше удельный тепловой поток. Все это приводит к тому, что на крутых траекториях используется только абляция и примитивные формы (сфера, фара и прочие с качеством менее 1):

Да, любезнейший, для торможения с качеством выше 1 не годится абляционная защита, потому что она будет слишком массивной из-за большого времени торможения.
 Я думаю, упоминание об этом есть на www.buran.ru , а если нет, то есть в книге Шунейко, фамилия которого на этом ресурсе написана неправильно.
 Только это во второй части книги, которой вот здесь — http://epizodsspace.narod.ru/bibl/shun/shuneyko.html нет.

А скоростной напор как таковой на нагрев вообще не влияет.

Ну конечно! Именно поэтому Ту-160 сделан из алюминия, "сотка" - цельнотитановая, а МиГ-25/31 - стальной. Конструкторы забыли спросить Бродягу и выбор конструктива двух последних самолетов определяли только надуманным тепловым барьером.

Уважаемый, вы вообще про молекулярно-кинетическую теорию слышали, в школе там например или ещё где?
 Сверхзвуковые самолёты критичны к нагреву потому, что набегающий поток имеет высокую скорость и соответственно, согласно молекулярно-кинетической теории, он имеет высокую температуру.

 При этом сверхзвуковые самолёты летают в зоне вполне обычных скоростных напоров, не выше, чем дозвуковые самолёты.

 ЗЫ. Интересно, он (или она, может быть) знает от чего зависит "его любимая удельная мощность"? — Вот "физтех ratman" ухитрился не знать и страшно расстроился, когда ему сказали.  

[0402]

И много вы новых логинов зарегистрировали для достижения этого результата?
 Я после 19.08.2009 вижу аж 12 "нулей".

Вы, вероятно, расстроитесь, но - ни одного.

Тепловой поток это количество теплоты проходящее через какую-то единицу поверхности в единицу времени.[/size]
 Есть соответствующие нормативные документы, определяющие методики измерения тепловых потоков для определения теплопроводности стен здания, так что этот термин сугубо официальный, а не "самопальный", как то, о чём говорите вы.

Вы правы в части зданий, ссылаясь на уже отмененные СНиПы. Но мы-то говорим про поверхность, которая защищена теплозащитой, при этом основное назначение теплозащиты - вообще не пропускать внутрь внешнее тепло. Если опираться на вашу трактовку теплового потока, то в случае наличия хорошей теплозащиты его вообще не существует! Далее, если следовать вашей же логике, если нет теплового потока, то и теплозащита не нужна!
Поэтому в космонавтике и в авиации, когда говорят про тепловой поток, имеют ввиду не тепло, проходящее сквозь поверхность, а тепло, воздействующее на поверхность. Поэтому и возникает теплозащита, которая должна или поглотить тепловой поток, или переизлучить его, или унести прочь.
На приведенном мной ранее авиационном примере я специально взял самолеты, летящие на сходной высоте, но с разной скоростью. Правда, корректнее вместо Ил-62 взять Ту-144 - тогда высота будет практически одинакова. И вот тогда нагрев (и, соответственно, выбор основного конструктивного материала) будет зависеть только от скорости:
- Ту-144/Конкорд (алюминий) М=2,0-2,2;
- "Сотка" Т-4 (титан) М=2,8-3,0;
- МиГ-25/31/SR71 М больше трех - только сталь.
В случае авиации теплозащиты нет, и тепло нагревает обшивку и проникает внутрь конструкции. Но конструктив выбирается именно по температуре обшивки. Поэтому и здесь, говоря про тепловой поток, имеется ввиду именно температура обшивки (т.е. воздействующий на обшивку), а не температура внутренних элементов за обшивкой (т.е. проникнувший сквозь обшивку внутрь). Конструктору совершенно плевать, какая будет температура внутри самолета, если его алюминиевая обшивка нагреется более 180 град. Цельсия.

То, что вам и Fakir-у, например, угодно называть "тепловым потоком" удельную мощность выделяющуюся в ударной волне, так это ваши трудности.

Не, не столько мои, сколько всех проектантов в авиации и в космонавтике при рассмотрении атмосферных участков полета.

Да, любезнейший, для торможения с качеством выше 1 не годится абляционная защита, потому что она будет слишком массивной из-за большого времени торможения.
 Я думаю, упоминание об этом есть на www.buran.ru , а если нет, то есть в книге Шунейко, фамилия которого на этом ресурсе написана неправильно.

Я не читал Шунейко и не использую указанный сайт (и подавляющее большинство других) как непререкаемый источник информации, но скажу вам, что абляционная теплозащита не используется на аппаратах с качеством более 1 совсем не поэтому. Ее главный недостаток - абляционная защита не может обеспечить в силу своей природы постоянство внешних обводов (аэродинамической формы) аппарата. Это фактически единственная причина, из-за которой отказались от абляционной защиты на БОрах, заменив ее (на БОРах-5) на гораздо более тяжелую металлическую - молибденовую. Ну и второй фактор - если уж создается ТЗП для аппарата с качеством больше единицы, то желательно, чтобы она была многоразовой. Абляция здесь тоже не хиляет.

А скоростной напор как таковой на нагрев вообще не влияет.

Ну конечно! Именно поэтому Ту-160 сделан из алюминия, "сотка" - цельнотитановая, а МиГ-25/31 - стальной. Конструкторы забыли спросить Бродягу и выбор конструктива двух последних самолетов определяли только надуманным тепловым барьером.

Сверхзвуковые самолёты критичны к нагреву потому, что набегающий поток имеет высокую скорость и соответственно, согласно молекулярно-кинетической теории, он имеет высокую температуру.
При этом сверхзвуковые самолёты летают в зоне вполне обычных скоростных напоров, не выше, чем дозвуковые самолёты.

Я выше привел совершенно "корректно чистый" сравнительный пример сверхзвуковых самолетов, летящих на крейсерском режиме на одной высоте, но с разной скоростью. Их конструктивные материалы выбирались только по соображениям нагрева, определяемой скоростью.
Теперь по вашей фразе - "набегающий поток" не "имеет высокую температуру согласно молекулярно-кинетической теории", нет, он всегда имеет температуру окружающего воздуха, как правило - сильно отрицательную. А нагревается он только тогда, когда начинает тормозиться на поверхности самолета, взаимодействуя с ней, и ни мгновением раньше. Для сверхзвука - скачкообразно во фронте ударной волны (скачка), который возникает тоже при взаимодействии с поверхностью.
Именно поэтому мерой нагрева потока является не температура "набегающего потока" вообще, а его  температура адиабатического торможения. Эта  температура адиабатического торможения функционально напрямую зависит от скорости. Но и скоростной напор функционально зависит от той же скорости (пропорционален ее квадрату). Поэтому утверждать, что температура торможения, определяющая температуру поверхности самолета, никак не зависит от скоростного напора - это явно не голосование по первым двум вариантам предложенных ответов. Сорри за прямоту.

[Дмитрий В.]

Небольшая поправка: SR-71 был цельнотитановым, а максимальная скорость МиГ-25 соответствовала М=2,8.

[Павел73]

Не думаю, что посты Бродяги пустой безграмотный трёп. Мои посты ничуть не грамотнее  :wink: . Но... здесь, на форуме собрались не только профессионалы, но и любители космонавтики, фанаты космонавтики, люди, влюблённые в космос. Здесь собралось множество родственных душ; и это множество, к сожалению,  не такое уж большое  :cry:. Поэтому каждый человек ценен!

[GREMLIN]

Во избежание обсуждаемых проблем, предлагается следующее.
Учитывая опыт накопленный при разработке и испытаниях ОК "Буран"
Принять для ВА трансформируемую аэродинамическую форму.
Особое внимание уделить надёжности функционирования средств раскрытия крыла и защите их, а также мест перелома консолей, от температурных воздействий при спуске.
Основным преимуществом ВА трансформируемой формы по сравнению с крылатыми ВА являются
- снижение массы ТЗП за счёт увода консолей крыла из зоны повышенных тепловых потоков
- меньшие возмущения действующие на РН на уч. выведения
Аэродинамическое качество на гиперзвуке до 1,2
Перегрузка при спуске,ед
- штатная 2,5 -5 в зависимости от боковой дальности
- не штатная при аварии РН до 8,5
Максимальный боковой маневр 500 км
Коэффициент многоразового использования 0,85
Кол-во витков в России 7

[Павел73]

Во избежание обсуждаемых проблем, предлагается следующее.

А шансы есть на реализацию? Или ПТК НП на РДТТ (парашютах) - это всё, о крыльях забудьте?

[GREMLIN]

Я это привела в контексте топика . (наследие "Клипера")
Конечно будут как всегда делать простое.
Думаю сначала большую "фару" с новым двигательным отсеком, затем с новым "конусом".

[Reader]

Если будут делать "фару", то "конус" - точно не будут.
По соображениям эргономики  :lol:

[GREMLIN]

Да нет,  просто большая "фара" будет уже шестиместная, но садится будет по старому на парашютах.
А вот конус уже 6 мест и посадка на  РДТТ

[m-s Gelezniak]

Да нет,  просто большая "фара" будет уже шестиместная, но садится будет по старому на парашютах.А вот конус уже 6 мест и посадка на  РДТТ

И первые пуски на Зените.
Ну вот и с Бурановского спасателя пыль сдуют.

[Старый]

большая "фара" будет уже шестиместная, но садится будет по старому на парашютах.
А вот конус уже 6 мест и посадка на  РДТТ

У первого варианта НШ, у второго - НННШ.

[Бродяга]

Поразительный набор болтологии и ерунды, однако.  :lol:

И много вы новых логинов зарегистрировали для достижения этого результата?
 Я после 19.08.2009 вижу аж 12 "нулей".

Вы, вероятно, расстроитесь, но - ни одного.

Я не расстроюсь, я просто не поверю, потому как имею некоторые предположения относительно того, кто вы такой.

Вы правы в части зданий, ссылаясь на уже отмененные СНиПы.

Любопытно, когда это отменённые и вообще, вы про какие документы говорите?

Но мы-то говорим про поверхность, которая защищена теплозащитой, при этом основное назначение теплозащиты - вообще не пропускать внутрь внешнее тепло. Если опираться на вашу трактовку теплового потока, то в случае наличия хорошей теплозащиты его вообще не существует!

Да, только такой "хорошей теплозащиты" нету, с нулевой теплопроводностью.

Далее, если следовать вашей же логике, если нет теплового потока, то и теплозащита не нужна!

Ой, вы так правы, не нужна совершенно.

Поэтому в космонавтике и в авиации, когда говорят про тепловой поток, имеют ввиду не тепло, проходящее сквозь поверхность, а тепло, воздействующее на поверхность. Поэтому и возникает теплозащита, которая должна или поглотить тепловой поток, или переизлучить его, или унести прочь.

С ума сойти, "поглотить или переизлучить"?
 Энергию ~30 МДж/кг для массы на орбите "поглотить или переизлучить"?
 :lol:

 Кстати, а что это такое "тепло воздействующее на поверхность", я дал чёткое определение, а это что?

На приведенном мной ранее авиационном примере я специально взял самолеты, летящие на сходной высоте, но с разной скоростью. Правда, корректнее вместо Ил-62 взять Ту-144 - тогда высота будет практически одинакова. И вот тогда нагрев (и, соответственно, выбор основного конструктивного материала) будет зависеть только от скорости:
- Ту-144/Конкорд (алюминий) М=2,0-2,2;
- "Сотка" Т-4 (титан) М=2,8-3,0;
- МиГ-25/31/SR71 М больше трех - только сталь.

Да, нагрев конструкции самолёта зависит от скорости и времени движения при этой скорости.
 И...

Небольшая поправка: SR-71 был цельнотитановым, а максимальная скорость МиГ-25 соответствовала М=2,8.

Небольшая такая, до "с точностью до наоборот".

В случае авиации теплозащиты нет, и тепло нагревает обшивку и проникает внутрь конструкции. Но конструктив выбирается именно по температуре обшивки. Поэтому и здесь, говоря про тепловой поток, имеется ввиду именно температура обшивки (т.е. воздействующий на обшивку), а не температура внутренних элементов за обшивкой (т.е. проникнувший сквозь обшивку внутрь). Конструктору совершенно плевать, какая будет температура внутри самолета, если его алюминиевая обшивка нагреется более 180 град. Цельсия.

А если внутренность самолёта с экипажем нагреется выше 100 градусов целься?

 У SR-71 была теплозащита в виде покрытия поверхности, МиГ-25/31 НЕ  предназначены для длительного полёта на скорости ~3 М первый и как и Ту-160 не предназначен для крейсерского полёта на сверхзвуке.
 Потому они не имеют теплозащиты.

То, что вам и Fakir-у, например, угодно называть "тепловым потоком" удельную мощность выделяющуюся в ударной волне, так это ваши трудности.

Не, не столько мои, сколько всех проектантов в авиации и в космонавтике при рассмотрении атмосферных участков полета.

Да, это элемент отраслевого жаргона, который неверно передаёт смысл того, о чём говорят.

Да, любезнейший, для торможения с качеством выше 1 не годится абляционная защита, потому что она будет слишком массивной из-за большого времени торможения.
 Я думаю, упоминание об этом есть на www.buran.ru , а если нет, то есть в книге Шунейко, фамилия которого на этом ресурсе написана неправильно.

Я не читал Шунейко и не использую указанный сайт (и подавляющее большинство других) как непререкаемый источник информации, но скажу вам, что абляционная теплозащита не используется на аппаратах с качеством более 1 совсем не поэтому. Ее главный недостаток - абляционная защита не может обеспечить в силу своей природы постоянство внешних обводов (аэродинамической формы) аппарата. Это фактически единственная причина, из-за которой отказались от абляционной защиты на БОрах, заменив ее (на БОРах-5) на гораздо более тяжелую металлическую - молибденовую.

Пара сантиметров уноса так изменит обводы?

Ну и второй фактор - если уж создается ТЗП для аппарата с качеством больше единицы, то желательно, чтобы она была многоразовой. Абляция здесь тоже не хиляет.

Да-да, а ВА ТКС тоже не было?

 Если не используете www.buran.ru так используйте или посмотрите у Шунейко зависимость массы абляционной защиты от качества.
 Для качества 1 там что-то 25% массы получалось.

Сверхзвуковые самолёты критичны к нагреву потому, что набегающий поток имеет высокую скорость и соответственно, согласно молекулярно-кинетической теории, он имеет высокую температуру.
При этом сверхзвуковые самолёты летают в зоне вполне обычных скоростных напоров, не выше, чем дозвуковые самолёты.

Я выше привел совершенно "корректно чистый" сравнительный пример сверхзвуковых самолетов, летящих на крейсерском режиме на одной высоте, но с разной скоростью. Их конструктивные материалы выбирались только по соображениям нагрева, определяемой скоростью.
Теперь по вашей фразе - "набегающий поток" не "имеет высокую температуру согласно молекулярно-кинетической теории", нет, он всегда имеет температуру окружающего воздуха, как правило - сильно отрицательную. А нагревается он только тогда, когда начинает тормозиться на поверхности самолета, взаимодействуя с ней, и ни мгновением раньше. Для сверхзвука - скачкообразно во фронте ударной волны (скачка), который возникает тоже при взаимодействии с поверхностью.

Ага, а в системе отсчёта связанной с самолётом как это выглядит?
 Так, словно окружающая атмосфера "горячая".

 То, что она в системе отсчёта связанной с землёй "холодная", большого значения не имеет.
 Попробуйте что-то в самолёте летящем со скоростью 3 М охладить забортным воздухом.

Именно поэтому мерой нагрева потока является не температура "набегающего потока" вообще, а его  температура адиабатического торможения. Эта  температура адиабатического торможения функционально напрямую зависит от скорости. Но и скоростной напор функционально зависит от той же скорости (пропорционален ее квадрату). Поэтому утверждать, что температура торможения, определяющая температуру поверхности самолета, никак не зависит от скоростного напора - это явно не голосование по первым двум вариантам предложенных ответов. Сорри за прямоту.

Итак, скоростной напор зависит от скорости, удельная тепловая мощность тоже, значит удельная тепловая мощность зависит от скоростного напора?
 И то и другое зависит от скорости, скоростной напор как V**2, удельная тепловая мощность как V**3.
 Только скоростной напор зависит ещё от плотности атмосферы, а температура поверхности не зависит от плотности атмосферы.

 Если до вас не доходит почему, то представьте себе, прилетел килограмм газа, и в процессе торможения нагрелся до 1000C, а теперь прилетело 2 килограмма газа, до какой температуры они, по-вашему, нагреются?

[Вадим Лукашевич]

Поразительный набор болтологии и ерунды, однако.  :lol:

Как тут у вас интересно!
Мыльный пузырь так же ослепительно блистает на солнце, как и месяц назад, но! Результат голосований вверху налицо. Разумеется, я сам голосовал за последнее, т.к. именно этим реплики Бродяги и являются, как бы он не пыжился в обратном (интересно, чем больше он хочет блеснуть эрудицией, тем больше он преуспевает в обратном, вот пример:

Итак, скоростной напор зависит от скорости, удельная тепловая мощность тоже, значит удельная тепловая мощность зависит от скоростного напора?
 И то и другое зависит от скорости, скоростной напор как V**2, удельная тепловая мощность как V**3.
 Только скоростной напор зависит ещё от плотности атмосферы, а температура поверхности не зависит от плотности атмосферы.

И не приходит ему в голову, что приравняв два уравнения (скоростной напор и тепловую мощность) по V, получим четкую функциональную зависимость температуры от плотности).
Замечу, что если Бродяге не известно, что СНиПы уже давно не действуют, то вы были не строителем, а шабашником. Сейчас на повестке дня СРО. Лишний пример безграмотного трепа...
Что же касается реплик по теме, то я не буду их обсуждать с собеседником, являющемся пустышкой на 80%. Но для всех остальных (если кому интересно), то идея Бродяги по спуску "Колумбии" по более крутой и короткой траектории - полная чушь, т.к. корабль просто сгорит, т.к. от космической до сверхзвуковой скорости главные ограничение на траекторию - тепловые.

По поводу раскладного крыла на угле атаки 45 град. - ахинея, т.к. на углах атаки более 30 град (на дозвуке) поляры просто не существует, т.е. крыло не является агрегатом создания подъемной силы (кстати, в нашей книге га стр. 221 есть поляра для ОС "Спирали", оканчивающаяся на угле атаки 28 град).
Раскрытие крыла встречный потоком снизу вверх - чушь, т.к. Бродяга просто не понимает разницы во внутренней компоновке ЛА с верхним и нижним центропланом.
Ну и т.д., можно продолжать по каждому евойному посту много дальше, но жалко тратить время на обсуждение ерунды.
Поэтому - во-первых, 0402 - мой большой респект! Спасибо!
И во-вторых: далее, Бродяга, вы можете спокойно нести свою безграмотную (на 80%) ахинею, я постараюсь на вас не реагировать - я свой бисер уже отметал.
Просьба к модератору - Олег (или Игорь?), открой мою тему по новостям buran.ru. Я вернулся, и как правильно было выше замечено - пустышки погоды не делают, а без друзей - очень хреново :wink:
И последнее - перед друзьями прошу прощения на эмоциональный демарш - слишком тяжело далась книга, да и сейчас еще аукается...

[Бродяга]

Вадим Лукашевич, а вы собственный сайт www.buran.ru иногда читаете?
 http://www.buran.ru/htm/shutpodg.htm

 

При отказе двух ЖРД SSМE после отделения стартовых ускорителей ОК с внешним топливным баком должен продолжать полет с одним работающим ЖРД до тех пор, пока величина скоростного напора не станет безопасной для отделения бака. После выключения ЖРД SSМЕ при полете ОК на нисходящей ветви траектории скоростной напор начнет резко возрастать. ОК будет планировать при перегрузках, близких к максимально допустимым (~ 3.3), с последующим катапультированием экипажа на высоте 3 км или вынужденной посадкой в акватории океана или в Африке.

 Я, собственно говоря, предлагал нечто подобное.