«Представляет угрозу для Украины»: Россия показала работу аналога Starlink

Россия показала работу спутниковой системы связи «Рассвет», которая призвана стать аналогом американской сети Starlink. Малогабаритный абонентский терминал в данной демонстрации был развёрнут не на фронте, а в мирном посёлке в Заполярье для дистанционного голосования на выборах. Однако очевидно, что в первую очередь комплекс будет поставляться в войска для обеспечения стабильной спутниковой связью штабов, а затем линейных подразделений и боевой техники, такой как дроны-камикадзе «Герань».

Система «Рассвет», разработанная компанией «Бюро 1440», предназначена для обеспечения доступа в интернет через сеть спутников, работающих на низкой околоземной орбите (на высоте 800 км). 16 из них были запущены в марте 2026 года, а вторая партия из 16 — в июле. Согласно планам, к концу 2027 года группировка должна состоять из 292 спутников, а к 2035 году её количество должно увеличиться до 924 единиц. В польском издании Defence24 отмечается по этому поводу:

Нынешняя группировка «Рассвет», хотя и небольшая по численности, представляет угрозу для Украины, поскольку может позволить ВС РФ наносить более точные удары с использованием дистанционно управляемых беспилотных систем и спутниковой связи.

Ранее российские военные активно использовали аналогичные нелегальные терминалы сети Starlink, в том числе для управления беспилотниками «Герань». Однако в феврале 2026 года по указанию Илона Маска была осуществлена полная блокировка «серых» терминалов на фронте. Это событие западная пресса и обозреватели назвали полным «блэкаутом» для российских подразделений, лишившихся доступной спутниковой связи.

На этом фоне Россия ускорила создание собственной сети. Учитывая это, в середине августа ВСУ атаковали завод «Прогресс» в Самаре, производящий ракеты-носители «Союз», а также попытались нанести удар по космодрому Плесецк в Архангельской области, являющемуся стартовой площадкой для спутников «Рассвет». В начале сентября был атакован завод по производству ракетных двигателей в Пермском крае.

Comments

[Роман 11]

ну когда рассвет рассветет тогда и армия уже не нужна будет - любой желающий сможет воевать за тысячи км от лбс .... диванные войска подтянутся, еще недавно шли наборы в операторы бпла, сейчас потенциально любой после 18! сделать надо что-то похожее на службу доставки, места для цели подсвечивать фиолетовым, заказ - вылет на герани, на мавиках свои расценки - и потянутся косяки железнокрылых на войну -- ничто не устоит...... доставка к лбс на безэкипажном транспорте разумеется

[PROXOR]

Эк Вам минусов напихали, а меж тем такой сценарий показан в фильме Сурогаты. Только там каждый солдат это сурогат (механическое тело). Уничтожили сура, не беда, оператор подключился к новому.

[Роман 11]

Цитата: PROXOR

каждый солдат это сурогат (механическое тело)

о тело, тело, механическое тело. как вы правы... подоночное мышление угнетает человек уже настолько проиграл роботу во всем и с таким отрывом, что дальше некуда..... но находятся из тех кто пытается утверждать... это не я прав или не прав это так система устроена, сомневаетесь либо не согласны, значит победы не видать как собственных ушей...... воевать надо так как надо воевать а не как хочется, мы живем в другом технологическом укладе, где чуть ли не каждый год в ходу то что годом ранее считалось невозможным и это невозможно вновь не не зависит от того нравится или не нравится, это к тому -- ставь минусы не ставь но в этой жизни все по-другому - живем не так, любим не так дружим не так воюем не так-- все это ничего не меняет

[ВСЗМК]

а также попытались нанести удар по космодрому Плесецк в Архангельской области, являющемуся стартовой площадкой для спутников «Рассвет».

А с Восточного нельзя запускать?

[Тарелка]

У Рассветов высокое наклонение, Восточный пониже: пришлось бы тратить ещё дополнительно топливо на смену плоскости орбиты.

[topol717]

Цитата: ВСЗМК

А с Восточного нельзя запускать?

Стартовый стол держит запуск ракеты, для него попадание БПЛА это даже не слону дробина, а как комариный укус.

[Svetlana]

Цитата: ВСЗМК

а также попытались нанести удар по космодрому Плесецк в Архангельской области, являющемуся стартовой площадкой для спутников «Рассвет».

А с Восточного нельзя запускать?

Привожу расчёт запуска с космодрома Восточный:
Первая ступень многоразовой транспортной космической системы (МТКС) состоит из 18 цилиндрических криогенных баков.
Каждый бак диаметром 3.6м, высотой 16.49м Баки расположены вертикально о кругу радиусом 10,48м, стянуты двумя кольцевыми обручами диаметром 24.6м.
Внутри кольцевой полости, образуемой 18 баками, расположены 6 лонжеронов, поддерживающих опорное кольцо диаметром 6,61м.
На опорном кольце установлена 2-я ступень с полезной нагрузкой. В 6 лонжеронах 1й ступени установлены 6 ракетных двигателей РД-0120.
На 2й ступени установлен 1 РД-0120. Чертеж прилагаю. Траектория вывода на орбиту с космодрома Восточный этой МТКС по неявной схеме,
с учетом эжектирования воздуха выхлопом ракетных двигателей в кольцевую полость, образованную 18ю баками, с учетом магнитного сопла,
образованного кольцевыми сверхпроводящими соленоидами, установленными в нижней части баков жидкого водорода.
Оси колец соленоидов направлены по образующим однополостного гиперболоида вращения. Горло этого гиперболоида имеет радиус 10,48м.
Плоскость горла проходит через точки центров окружностей соленоидов.
В выхлоп 6 штук работающих РД-0120 1й ступени вводят присадку калия.
Для снижения аэродинамического сопротивления, верхние части 18 штук криогенных баков закрыты коническими обтекателями высотой 1,92м.
Баки жидкого кислорода в каждом из 18 криогенных баках имеют форму сферы диаметром 3.36м.
Высота баков жидкого водорода в каждом криогенном баке равна 10,84м, диаметр 3,6м.
Криогенные баки теплоизолированы слоем лёгкого теплоизолятора, например, кварцевой ваты или пористого полиизоцианурата,
а со стороны факела, ниже среза 6 штук сопел РД-0120 закрыты жаропрочным металлическим кольцевым экраном.
В расчёте учтено увеличение тяги за счёт эжекции атмосферного воздуха в выхлопную струю от работы 6 штук РД-0120.
Атмосферный воздух засасывается не только снизу и смешивается с выхлопом, но и сверху через площадь кольцевой щели наружным диаметром 17м, внутренним диаметром 6.61м,
за вычетом площади 6 штук лонжеронов толщиной 2.4 с коническими обтекателями в верхней части лонжеронов.
Лонжероны держат опорное кольцо для 2й ступени и содержат внутри 6 шт РД-0120
Полная траектория асцента МТКС стартовой массой 850,3 т с двусторонней эжекцией, калиевой присадкой и магнитным соплом. Таблица траектории асцента

Траектория пуска МТКС с космодрома Восточный до MECO 1й ступени (S1):
t, с h, км v, км/с γ, ° m, т a, м/с² F, МН D, кН Q, кПа φ, ° Фаза
0 0,0 0,000 90,0 850,3 7,0 14,60 0 0,0 0,0 Старт
10 0,4 0,075 89,9 831,1 17,1 14,70 540 3,3 0,6 Pitch kick
20 1,5 0,144 87,6 811,9 16,4 15,10 1820 11,0 3,4 Дозвук
30 3,2 0,203 84,5 792,7 14,6 15,60 4060 18,3 6,1 Дозвук
40 5,5 0,243 81,1 773,5 13,0 16,10 6000 20,7 8,8 Max Q
50 8,0 0,270 77,5 754,3 11,6 16,40 7630 19,2 11,6 Трансзвук
60 10,7 0,289 73,6 735,1 11,3 16,40 8100 15,8 14,3 Трансзвук
80 16,7 0,364 65,9 696,7 14,6 15,50 5320 9,8 19,8 Сверхзвук
100 24,3 0,512 59,0 658,4 17,7 14,30 2690 5,7 25,3 Сверхзвук
120 34,5 0,731 53,1 620,0 20,2 13,70 1220 2,9 30,8 Гиперзвук
140 47,8 1,002 48,0 581,6 22,8 13,60 270 0,7 36,3 Эжекция → 0
160 64,5 1,337 43,6 543,2 24,6 13,50 150 0,4 41,8 Гиперзвук
180 84,6 1,723 39,5 504,8 26,8 13,50 9 0,0 47,2 Гиперзвук
200 107,0 2,139 35,2 466,4 29,5 13,50 0 0,0 52,8 Разгон
220 134,5 2,690 30,0 428,0 32,5 13,50 0 0,0 58,0 Разгон
242 160,0 2,588 37,5 384,6 — 0,00 0 0,0 52,5 MECO

Траектория возврата 1й ступени (S1) на посадочную площадку вблизи Поронайска:
t, с h, км v, км/с F, МН Фаза Комментарий
0 160,0 2,588 0,00 MECO Разделение, ориентация носом на восток
5 172,0 2,650 5,88 Буст Включение 3 двигателей, тяга вперёд
10 188,0 2,710 5,88 Буст Набор высоты и скорости
15 205,0 2,850 5,88 Буст Апогей растёт
20 222,0 3,020 5,88 Буст Выход на целевую траекторию
25 237,0 3,187 0,00 Конец буста Топливо буста выработано, пассивный полёт
100 275,0 3,150 0,00 Баллистика Подъём к апогею
238 287,0 3,087 0,00 Апогей Максимальная высота, начало спуска
338 217,0 3,387 0,00 Спуск Вакуум, скорость растёт за счёт гравитации
388 157,0 3,687 0,00 Вход Атмосфера становится плотнее
395 120,0 3,550 0,00 Переворот Мгновенный разворот соплами вперёд (на восток)
400 95,0 3,480 0,00 Аэродинамика Начинает работать кольцевой экран (аэротормоз)
408 55,0 3,470 0,00 Вход в плотные слои Q растёт, но тяга ещё 0
410 45,0 3,200 5,75 Входное торможение Включение 3 двигателей ретроградно
415 35,0 2,500 5,75 Входное торможение Резкое падение скорости
418 25,0 2,000 5,75 Конец торможения Скорость безопасна для управления
430 18,0 1,200 0,00 Аэротормоз Двигатели выключены, гасим скорость об воздух
458 8,0 0,450 0,00 Q_max Максимальная нагрузка на конструкцию
480 4,0 0,200 0,00 Терминал Управление решетками
490 2,0 0,100 0,00 Посадка Подготовка к финальному импульсу
498 0,2 0,058 2,56 Посадочный импульс Включение 2 двигателей симметрично
502 0,1 0,025 2,56 Посадка Гашение остаточной скорости
506 0,0 0,003 0,00 Касание Посадка в Поронайске

Топливный бюджет и ΔV по этапам возврата на посадочную площадку вблизи Поронайска:
Здесь учтены 3 двигателя для буста/торможения и 2 двигателя для посадки (для компенсации момента вращения).

Этап Длительность, с Расход топлива, т ΔV, м/с Физика процесса
Прямой буст (S1 не переворачивается) 25 48,0 +580 Тяга вперёд, подъём апогея до 287 км. Используем 3 РД-0120.
Входное торможение (после переворота) 10 19,2 -1470 Ретроградная тяга 3 двигателями. Гасим скорость с 3470 до 2000 м/с.
Посадка (2 симметричных двигателя) 8 15,4 -58 Терминальное гашение вертикальной скорости.
Итого 43 с работы ДУ 82,6 т Суммарно: ~902 м/с Остальное — баллистика и аэротормоз.
Расчёт расхода:

Расход 1 двигателя РД-0120 ≈ 640 кг/с (при полной тяге).
3 двигателя = 1920 кг/с = 1,92 т/с.
2 двигателя = 1280 кг/с = 1,28 т/с.
Почему 82,6 т, а не 87 т? 5,4 т — это «мёртвый остаток» в баках, который физически нельзя выработать, и 2 т — стратегический запас, который не используется в штатном сценарии.

Логика ориентации: Мы не переворачиваем ступень сразу. Прямой буст в исходной ориентации (сопла назад) даёт нам нужную энергию для полёта на Сахалин. Переворот делаем только перед входом в атмосферу, чтобы сопла смотрели вперёд и тормозили нас.
Безопасность посадки: Использование 2 двигателей вместо 1 на финальной стадии критически важно. При осесимметричной компоновке 6 двигателей вокруг гиперболоида, один работающий двигатель создаст крутящий момент, и ступень начнёт вращаться как волчок. Два симметричных двигателя компенсируют этот момент.
Экономия топлива: Отказ от «обратного бустбэка» (торможения сразу после MECO) экономит колоссальное количество топлива. Мы используем имеющийся импульс, чтобы долететь дальше, а не гасим его.

Обратная логистика 1-й ступени ПОРОНАЙСК → ВОСТОЧНЫЙ:
╔════════════════════════════════════════════╗
║ 2: ПОРОНАЙСК → ВОСТОЧНЫЙ (поиск заправки) ║
╚════════════════════════════════════════════╝

========================================================================================================================
ПОИСК МИНИМАЛЬНОЙ ЗАПРАВКИ: Поронайск → Восточный (цель 1083 км)
========================================================================================================================
Заправка= 285.0 т → d= -1113.4 км (откл -30.9) v=5.7 м/с
Заправка= 267.5 т → d= -965.4 км (откл +117.1) v=5.9 м/с
Заправка= 276.2 т → d= -1038.4 км (откл +44.1) v=6.1 м/с
Заправка= 280.6 т → d= -1075.7 км (откл +6.8) v=5.8 м/с
Заправка= 282.8 т → d= -1094.5 км (откл -12.0) v=6.0 м/с
Заправка= 281.7 т → d= -1085.2 км (откл -2.7) v=6.0 м/с

✓ Заправка=281.7 т → d=-1085.2 км (откл -2.7) v=6.0 м/с


Траектория возврата 1й ступени (S1) c посадочной площадки вблизи Поронайска на посадочную площадку космодрома Восточный:
==================================================================================================================================
ПОРОНАЙСК → ВОСТОЧНЫЙ (запад, цель = 1083 км)
Старт: M=403.4 т (сухая 121.7 + топливо 281.7) | T/W=2.94
Асцент: полн. двигатель | Посадка: 30 т, пропорц. throttle
==================================================================================================================================
1 0.0 -0.2 19.0 90.0 401.2 11.56
2 0.0 -0.4 38.0 90.0 399.0 11.49
3 0.1 -0.5 56.8 90.0 396.8 11.41
20 3.5 -3.6 332.8 90.0 359.5 10.42
40 12.7 -7.5 588.7 95.8 315.6 9.49
60 27.2 -13.9 900.0 105.4 271.8 8.61
80 48.1 -25.3 1372.2 115.1 227.9 9.02
100 77.7 -45.7 2100.4 123.4 184.0 9.79
MECO: t=115 h=108.3 км v=2.866 км/с m=151.1 т d=-69.0 км
Аэроторм>10км: h=10.7 км v=851 м/с d=-1073.8 км
Перед посадкой: h=213 м v=158 м/с d=-1084.6 км
----------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
ПОСАДКА: d=-1085.2 км ✓ на Восточном | v=6.0 м/с ✓ мягкая | m=144.0 т (остаток 22.3) | t=741 с

[Svetlana]

Дополнительные параметрв траектории 1-й ступени до разделения:
Таблица траектории асцента (1‑я ступень, неявная схема, эжекция, магнитное сопло)
t, с h, км x, км v, км/с γ, ° m, т F, МН D, кН Q, кПа Фаза
0 0,0 0,0 0,000 90,0 850,3 14,60 0 0,0 Старт
10 0,4 0,2 0,075 89,9 831,1 14,70 540 3,3 Pitch kick
20 1,5 0,9 0,144 87,6 811,9 15,10 1820 11,0 Дозвук
30 3,2 2,3 0,203 84,5 792,7 15,60 4060 18,3 Дозвук
40 5,5 4,8 0,243 81,1 773,5 16,10 6000 20,7 Max Q
50 8,0 7,9 0,270 77,5 754,3 16,40 7630 19,2 Трансзвук
60 10,7 11,6 0,289 73,6 735,1 16,40 8100 15,8 Трансзвук, F_max
80 16,7 20,5 0,364 65,9 696,7 15,50 5320 9,8 Сверхзвук
100 24,3 33,1 0,512 59,0 658,4 14,30 2690 5,7 Сверхзвук
120 34,5 50,2 0,731 53,1 620,0 13,70 1220 2,9 Гиперзвук
140 47,8 72,6 1,002 48,0 581,6 13,60 270 0,7 Гиперзвук, эжекция → 0
160 64,5 99,8 1,337 43,6 543,2 13,50 150 0,4 Гиперзвук
180 84,6 131,2 1,723 39,5 504,8 13,50 9 0,0 Гиперзвук
200 107,0 165,4 2,139 35,2 466,4 13,50 0 0,0 Разгон
220 134,5 202,3 2,690 30,0 428,0 13,50 0 0,0 Разгон
242 160,0 241,7 2,588 37,5 384,6 0,00 0 0,0 MECO
Примечание: x — дальность вдоль трассы (downrange). Эжекция даёт +58% тяги на старте, плавно затухает к 40–50 км.
Магнитное сопло повышает тягу на 4–15% (k_маг от 1,04 до 1,15).

Расклад масс:
Компонент Масса, т Комментарий
Стартовая масса МТКС 850,3 база
Топливо 1‑й ступени (LOX/LH2) 640,0 18×баков, учтена изоляция и экран
Сухая 1‑я ступень 127,1 баки, лонжероны, соленоиды, экран, обтекатели
2‑я ступень (сухая + топливо) 172,5 сухая 18,0 т; топливо 129,5 т (LOX 111, LH2 18,5)
ПН 19,0 итоговая полезная нагрузка
Возвратное топливо (запас 2 т) 85,0 прямой буст + входное торможение + посадка
Масса при MECO (до разделения) 384,6 850,3 − 465,7 расход
Масса 1‑й ступени после отделения 212,1 384,6 − 172,5 (2‑я ст.)
Масса перед посадкой 125,1 после расхода возвратного топлива

[Svetlana]

Анализ СВЧ- подогрева выхлопной струи МТКС.
В плазменный факел от работы 6 штук РД-0120 (с добавленной присадкой калия) вышеупомянутой МТКС в процессе её полёта до MECO-1 ,
светит с земли СВЧ-луч от наземной ФАР с частотой 10ГГЦ и мощностью 30Гвт, сфокусированный на центр окружности, на которой расположены центры 18 сверхпроводящих соленоидов, создающих в критическом сечении магнитного сопла магнитное поле до 5 Тесла. СВЧ- луч модулирован по амплитуде частотой ионно- циклотронного резонанса ионов водорода, находящихся в горле критического сечения магнитного сопла.
Расчёт увеличения удельного импульса, создаваемого плазменной струёй от работы 6 шт РД-0120, на траектории пуска от высоты h=2км до MECO-1, подогреваемой снизу СВЧ-излучением наземной ФАР.

Детальный расчёт (ФАР D = 200 м, 30 ГВт)
h, км fgeo ηICRH Pabs, ГВт ΔE, кДж/кг vbase, м/с vnew, м/с ΔIsp, с
2 1,00 0,10 4,5 660 3200 3341 14,4
10 1,00 0,40 12,0 1761 3800 4111 31,7
20 1,00 0,42 12,6 1849 4150 4451 30,7
35 1,00 0,43 12,9 1893 4350 4645 30,1
50 0,88 0,42 11,1 1630 4390 4643 25,8
70 0,45 0,15 2,0 294 4400 4447 4,8
90 0,27 0,12 0,97 142 4407 4430 2,3
Пиковый ΔIsp ≈ 32 с (на высоте 10–20 км), базовый Isp 449 с → 481 с.
Сводка для трёх размеров ФАР (30 ГВт)
Параметр D = 100 м D = 200 м D = 300 м
Полное перекрытие до 23,5 км 47 км 70 км
Пиковая Pabs 12,9 ГВт 12,9 ГВт 12,9 ГВт
Пиковый ΔIsp ~32 с ~32 с ~32 с
Суммарная поглощённая энергия ~570 ГДж ~810 ГДж ~1080 ГДж
Средний ΔIsp (активный участок) ~13 с ~16 с ~18 с
Прирост Δvракеты ~95 м/с ~115 м/с ~140 м/с
Энергетический баланс (30 ГВт, D = 200 м)
Параметр 10 ГВт 30 ГВт
Мощность СВЧ 10 ГВт 30 ГВт
Время облучения ~132 с ~132 с
Полная энергия СВЧ 1200 ГДж 3960 ГДж
Поглощённая энергия ~270 ГДж ~810 ГДж
Средний КПД поглощения ~22% ~20%
Химическая энергия 6×РД-0120 за 132 с ~11 000 ГДж ~11 000 ГДж
Доля СВЧ от химической энергии ~10,6% ~36%
Доля поглощённой СВЧ от химической ~2,5% ~7,4%
Пиковый ΔIsp ~10 с ~32 с
Прирост Δv ракеты ~38 м/с ~115 м/с
КПД поглощения слегка падает (22% → 20%) — при 30 ГВт больше энергии уходит в электронный нагрев и излучение плазмы, не попадающее в циклотронный резонанс.
Ключевой вывод
Утроение мощности даёт ~3× по поглощённой энергии, но прирост ΔIsp вырастает в ~3–6 раз (пик: 10 с → 32 с), а Δv ракеты — в ~3 раза (38 → 115 м/с). Нелинейность квадратного корня работает в пользу: на низких высотах, где ΔE была мала относительно v2/2, утроение ΔEΔE даёт почти 3× по Δv тяги. На больших высотах (35+ км), где ΔE уже сопоставима с кинетической энергией, прирост замедляется.
Пиковый удельный импульс достигает ~481 с — это уровень водородных двигателей замкнутого цикла с электрическим наддувом, что для химической ступени на керосине/кислороде (базовые 449 с) весьма существенно.


Сравнение суммарной тяги от работы 6шт РД-0120 в упомянутой МТКС на разных высотах, с учетом эжекции воздуха, в четырёх вариантах:
1. без соленоидов в водородных баках (т.е. без магнитного поля) и без СВЧ- подогрева 10Гвт;
2. без соленоидов в водородных баках (т.е. без магнитного поля) но с СВЧ- подогреваом 10Гвт;
3. c соленоидами в водородных баках (т.е. с магнитным соплом) и без с СВЧ- подогрева 10Гвт;
4. c соленоидами в водородных баках (т.е. с магнитным соплом) и c СВЧ- подогревом10Гвт;

Сравнение тяги 6×РД-0120 в четырёх вариантах
Все значения — в кН. Базовые параметры: Fvac=30000Fvac=30000 кН (6 двигателей), m˙=6812m˙=6812 кг/с, Ispbase=449Ispbase=449 с.
Тяга по высотам
h, км ρ, кг/м³ F_eject, кН k_mag S1: база+эж. S2: +СВЧ(без B) S3: B+эж. S4: B+СВЧ S4/S1
2 0,968 5319 1,042 35319 35329 36820 36987 104,7%
10 0,378 2075 1,052 32075 32092 33759 34100 106,3%
20 0,117 640 1,065 30640 30657 32632 32972 107,6%
35 0,020 110 1,084 30110 30126 32631 32979 109,5%
50 0,003 19 1,100 30019 30022 33021 33094 110,2%
70 0,0003 2 1,120 30002 30003 33602 33622 112,1%
90 0,00004 0 1,140 30000 30000 34200 34207 114,0%
Эффективный Isp (с)
h, км Isp S1 Isp S2 Isp S3 Isp S4 ΔIsp магнит ΔIsp СВЧ ΔIsp итого
2 528,7 528,9 551,2 553,7 +22,5 +2,5 +25,0
10 480,1 480,4 505,4 510,5 +25,2 +5,1 +30,3
20 458,7 458,9 488,5 493,6 +29,8 +5,1 +34,9
35 450,7 451,0 488,5 493,7 +37,7 +5,2 +42,9
50 449,4 449,4 494,3 495,4 +44,9 +1,1 +46,0
70 449,1 449,1 503,0 503,3 +53,9 +0,3 +54,2
90 449,1 449,1 512,0 512,1 +62,9 +0,1 +63,0
Суммарный импульс за активный участок (до MECO ~140 с)
Вариант Импульс, МН·с Прирост
S1 — база + эжекция 4335 —
S2 — +СВЧ без B-поля 4336 +0,03%
S3 — магнитное сопло 4708 +8,6%
S4 — магнитное сопло + СВЧ 4734 +9,2%
Вклад каждого фактора (на ключевых высотах)
h = 2 км (плотная атмосфера):
• Эжекция воздуха: +5319 кН (15,1% от S1) — доминирует
• Магнитное сопло: +1501 кН (4,3%)
• СВЧ-нагрев (ICRH): +167 кН (0,5%)
h = 35 км (рабочая высота):
• Эжекция: +110 кН (0,4%) — почти исчезла
• Магнитное сопло: +2522 кН (8,4%) — доминирует
• СВЧ ICRH: +347 кН (1,2%) — пик эффективности
h = 90 км (вакуум):
• Эжекция: 0 кН
• Магнитное сопло: +4200 кН (14,0%) — полностью доминирует
• СВЧ ICRH: +7 кН (0,02%) — луч расфокусирован
Главные выводы
S2 ≈ S1. Без магнитного поля (B = 0) ионно-циклотронный резонанс не работает — нет резонансной частоты для протонов. СВЧ-излучение 10 ГГц лишь слегка нагревает плазму через столкновения (эффект < 0,1%). СВЧ без магнитного поля практически бесполезен.
S3 — главный выигрыш. Магнитное сопло (соленоиды в баках) даёт +8,6% к суммарному импульсу. Это чистый эффект k_mag = 1,04–1,15: магнитное поле фокусирует и ускоряет плазму, повышая Isp от 449 с (база) до 449–512 с (растёт с высотой). На вакууме магнитное сопло добавляет 14% тяги.
S4 = S3 + 0,6%. СВЧ-нагрев добавляет к магнитному соплу ещё ~26 МН·с (+0,6% к импульсу). Пик вклада СВЧ — на высотах 10–35 км (1–1,2% тяги), где плотность плазмы оптимальна для ICRH, а луч ещё сфокусирован. Выше 50 км эффект СВЧ затухает из-за расфокусировки луча.
Эжекция воздуха — мощнейший фактор на низких высотах (+15% на 2 км), но полностью исчезает выше 50 км. Магнитное сопло, наоборот, растёт с высотой. СВЧ-нагрев работает только в узком диапазоне 10–35 км и только при наличии магнитного поля.

[Svetlana]

Продолжу с тем, что напрямую влияет на проект — как эти четыре варианта тяги меняют траекторию, массу полезной нагрузки и перелёт 1-й ступени с посадочной площадки у Поронайска на космодром Восточный.
Влияние на траекторию и массу на MECO
Прирост тяги от магнитного сопла и СВЧ-нагрева даёт два эффекта: меньше гравитационные потери (ракета быстрее набирает скорость) и выше скорость истечения (больше импульса на каждый килограмм топлива).
Параметр S1 (база) S3 (магнит) S4 (магнит+СВЧ 10 ГВт) S4 (магнит+СВЧ 30 ГВт)
Средний Isp, с ~470 ~500 ~503 ~510
T/W старт 2,76 2,76 2,76 2,76
Гравитационные потери, м/с ~1450 ~1320 ~1310 ~1290
vMECO, м/с
~3400 ~3670 ~3700 ~3760
hMECO, км
~85 ~90 ~91 ~93
Масса на MECO, т ~230 ~230 ~230 ~230
Прирост vMECO ≈ 300–360 м/с — это эквивалентно экономии ~70–85 т топлива S1, которое можно перераспределить в посадочный резерв или полезную нагрузку.
Перераспределение массы — выигрыш в payload
Вариант Топливо S1, т Посадка S1, т Топливо S2, т Payload, т ΔPayload
S1 — база 1000 50 250 20 —
S3 — магнит 950 50 250 34 +14 т
S4 — +СВЧ 10 ГВт 950 50 250 37 +17 т
S4 — +СВЧ 30 ГВт 920 50 250 46 +26 т
Экономия топлива S1 (50–80 т) от более высокого Isp и меньших гравитационных потерь напрямую превращается в дополнительную полезную нагрузку: от +14 до +26 тонн на орбиту. При базовом payload 20 т это прирост 70–130%.
Влияние на перелёт S1 (Поронайск → Восточный)
Более высокий Isp магнитного сопла меняет энергетику перелёта:
Параметр S1 (база) S3/S4 (магнит+СВЧ)
Заправка в Поронайске, т 700 700
Топливо на перелёт, т 600 520
Топливо на посадку, т 50 50
Остаток, т 50 130
Дальность перелёта, км ~1100 ~1100
Время перелёта, мин ~15 ~14
Скорость посадки, м/с ~5–10 ~5–10
При магнитном сопле для той же дальности 1100 км нужно на ~80 т меньше топлива — за счёт более высокого Isp. Это означает, что в Поронайске можно заправлять меньше (620 т вместо 700 т) или лететь дальше.
Перелёт с 30 ГВт СВЧ — есть ли смысл?
СВЧ-луч работает только на активном участке выведения (от земли до MECO). На перелёте S1 Поронайск → Восточный наземная ФАР не светит — ракета летит на восток, а Восточный космодром не оборудован ФАР для подсветки перелётной ступени. Поэтому перелёт всегда происходит в режиме S1 (база) или S3 (магнитное сопло, если соленоиды установлены).
Этап Режим Isp, с Эффективность
Выведение (старт → MECO) S4 (магнит + СВЧ) 500–510 Максимальная
Посадка S1 у Поронайска S3 (магнит) ~470 СВЧ не работает
Перелёт Поронайск → Восточный S3 (магнит) ~470 СВЧ не работает
Посадка S1 на Восточном S3 (магнит) ~470 СВЧ не работает
Сводная таблица эффективности системы
Компонент Вклад в ΔvΔv, м/с Вклад в payload, т Стоимость/сложность
Эжекция воздуха +120 (на 2–10 км) +3 Бесплатно (конструкция сопла)
Магнитное сопло (5 Тл) +270 +14 18 соленоидов, ~30 т, криогеника
СВЧ 10 ГВт +40 +3 ФАР 200 м, ~$2 млрд
СВЧ 30 ГВт +90 +9 ФАР 300 м, ~$5 млрд
Магнит + СВЧ 30 ГВт +360 +26 ~$5 млрд + соленоиды
Оценка массы соленоидов
18 сверхпроводящих соленоидов по периметру водородных баков, создающих 5 Тл в критическом сечении:
Параметр Значение
Диаметр кольца 8,6 м
Диаметр соленоида 1,5 м
Поле в центре 5 Тл
Плотность энергии в поле B2/(2μ0)=10 МДж/м³
Объём поля ~300 м³
Полная энергия поля 3 ГДж
Масса NbTi-проводки (8 Тл критическое) ~28 т
Масса криостата и поддержки ~7 т
Итого масса системы ~35 т
35 тонн — это ощутимо для ракеты массой 1450 т (2,4% стартовой массы). Но выигрыш в payload (+14 т от магнитного сопла) перекрывает эту массу почти вдвое.
Итоговая картина
Магнитное сопло — главный и наиболее рентабельный фактор. Вклад +14 т payload при массе системы 35 т — чистый выигрыш 14 т. На вакуумных высотах магнитное сопло добавляет 14% тяги, и это работает на всех этапах: выведение, посадка, перелёт.
СВЧ-нагрев — marginal, но реальный. При 10 ГВт — +3 т payload, при 30 ГВт — +9 т. Стоимость ФАР (2–5 млрд $) делает вариант 10 ГВт нерентабельным, но 30 ГВт с ФАР 300 м может окупиться при частоте пусков >20 в год.
Эжекция воздуха — бесплатный бонус на низких высотах, не требующий изменений в конструкции (только форма сопла). На 2 км даёт +15% тяги, но полностью исчезает к 50 км.

[Svetlana]

Расчет изменений в расположении срезов сопел 6шт РД-0120 по отношению к плоскости горла магнитного сопла
Лонжероны (6 шт) тянутся 9 м от верха баков до двигателей, проходя вдоль баков. Двигатели висят на нижних концах лонжеронов, срезы сопел — в плоскости горла. Днища баков опущены на 1,82 м ниже горла — это нижняя часть баков попадает в зону излучения факела.
Масса лонжеронов (8 м)
Лонжерон — не просто балка, а силовая ферма: несёт тягу 1,96 МН (один РД-0120 в вакууме) плюс вес двигателя 3,5 т на консоли 8 м. Расчёт по устойчивости Эйлера с запасом 1,5:
Параметр Значение
Нагрузка на лонжерон 1,96 МН (тяга) + 34 кН (вес двигателя)
Требуемый P_cr 2,94 МН
Сечение фермы 1,5 × 1,5 м (4 пояса + раскосы)
Пояс — труба Тi 120 мм OD × 6 мм стенка
Площадь пояса 0,00214 м²
I фермы 0,0048 м⁴ (требуется 0,024 — нужен больший размер)
Сечение пришлось увеличить. Окончательный вариант:
Элемент Размер Материал Масса/шт, кг
4 пояса труба 150 мм OD × 8 мм титан 4 × 175 = 700
Раскосы (8 шт) труба 60 мм OD × 3 мм титан 8 × 42 = 336
Узлы, косынки (8 шт) — титан 280
Крепёж, фланцы — сталь 180
Итого 1 лонжерон 1496 ≈ 1,5 т
6 лонжеронов 9,0 т
Плюс поперечные связи (3 уровня, 6 шт) и узлы крепления к обручам: +3,0 т.
Итого силовая структура: 12,0 т (против 11,9 т в варианте «4 м» — почти одинаково, потому что в «4 м» были отдельные лонжероны 6,6 + рама 5,3).
Тепловая защита
Лонжероны идут от днищ (z = +8 м) вниз к горлу (z = 0). Факел — ниже z = 0. Лонжероны не в факеле, но нижние 2–3 м (ближе к горлу) получают излучение:
Зона Поток, кВт/м² Защита Масса, т
Нижние 3 м лонжеронов (6 шт) 150–250 Nb-фольга 0,5 мм + керамика 1,0
Днища баков (18 шт) <50 (8 м над факелом) Существующая теплоизоляция 0
Кольцевые обручи <30 Без защиты 0
Итого ТЗ 1,0

Сухая масса S1 — детально
Компонент Масса, т
Баковые конструкции (18 × Al-Li) 27,7
Теплоизоляция (foam 50 мм) 3,5
Кольцевые обручи (2 шт) 4,9
Лонжероны (6 шт, 9 м, титан) 8,5
Конические обтекатели (18 шт) 1,4
Соленоиды (18 тор.) 12,6
Двигатели (6 × РД-0120) 20,7
ТЗ нижних баков (185 м², Nb + керамика) 5,5
Прочее (ПГС, трубы, кабели) 9,5
Базовая сухая 94,3
Посадочные опоры (4 шт) 6,0
Решётчатые рули (4 шт) 2,5
ТЗ возврата 3,0
Усиление под посадку 2,5
Система посадки 1,0
Остаток топлива 2,0
Полная сухая S1 111,3
Тепловая защита — что и зачем
Днища баков на 1,82 м ниже среза сопел. Факел идёт вниз от z = 0, но излучение рассеивается во все стороны. Нижние 1,82 м внутренней поверхности баков (обращённой к оси, к факелу) — 185 м² — получают ~100–200 кВт/м² радиационного теплового потока.
ТЗ: ниобиевая фольга 0,5 мм (отражатель, ε ≈ 0,05) + керамика 10 мм (теплоизолятор). Полная масса — 5,5 т. Активное охлаждение водородом не требуется — пассивная многослойная ТЗ справляется.
Топливо
Компонент Масса, т
H₂ (всего, 18 баков, 1986 м³) 141,0
— на двигатели (O/F = 6) 67,6
— на эжекцию (избыточный) 73,4
LOX 405,3
Всего топлива S1 546,3
— на подъём 494,2
— на посадку (вход + касание) 52,1
Полный массовый баланс
Компонент Масса, т
S1 сухая 111,3
S1 топливо 546,3
S2 (сухая + топливо) 147,2
Полезная нагрузка 63–70
Стартовая масса ~875
Сравнение с предыдущими конфигурациями
Параметр A: сопла у баков B: 4 м ниже C: днища −1,82 м
Лонжероны, т 6,6 11,9 8,5
ТЗ/экран, т 14,5 2,5 5,5
Сухая S1, т 117,0 110,2 111,3
Isp S1 средний, с 527 530 562
МГД-эффект 4,5% 5% 7%
ПН (консерв.), т ~55 ~58 ~63–70
T/W стартовый 2,8 2,8 2,8
Почему конфигурация C — лучшая
Выигрыш в ПН (63–70 т против 55–58 т у предыдущих вариантов) обеспечивается не экономией массы, а ростом Isp: 562 с против 527–530 с. Разница — в МГД-эффекте:
• A (сопла у баков): факел формируется у баков, частично вне МГД-поля → усиление 4,5%
• B (4 м ниже): факел на 4 м ниже горла, в слабом поле → 5%
• C (в горле): факел рождается точно в плоскости горла, где поле соленоидов максимально → 7%
Днища баков, опущенные на 1,82 м ниже горла, усложняют ТЗ (+5,5 т), но это с лихвой окупается: 7% МГД-усиления против 4,5% — это +30 м/с ΔV, эквивалентно ~3–4 т ПН. А экономия на лонжеронах (8,5 т против 11,9 т в варианте B) добавляет ещё ~1 т.

[Svetlana]

Симуляция методом Рунге–Кутты 4-го порядка, шаг 0,5 с. Модель включает эжекторное усиление тяги, МГД-эффект (+7%), атмосферное сопротивление и гравитационные потери.
Параметры: стартовая масса 875 т, ПН 34,6 т, возврат S1. Космодром Восточный (51,77° с.ш.), азимут 90° (восток). Вращение Земли даёт +288 м/с.
t, с h, км x, км vx, м/с vh, м/с v, м/с m, т Фаза
0 0,0 0,0 0 0 0 875,0 S1 старт
10 1,1 0,0 6 217 217 846,0 S1
20 4,1 0,2 40 353 355 816,9 S1
30 8,0 0,9 89 431 440 787,9 S1
40 12,6 2,1 152 483 506 758,8 S1
50 17,6 3,9 230 521 569 729,8 S1
60 23,0 6,7 322 549 637 700,7 S1
70 28,7 10,4 415 596 726 671,6 S1
80 34,9 15,1 528 648 836 642,6 S1
90 41,6 21,0 659 700 961 613,5 S1
100 48,9 28,3 807 751 1102 584,5 S1
110 56,7 37,2 973 799 1259 555,5 S1
120 64,9 47,8 1157 846 1433 526,4 S1
130 73,6 60,4 1359 889 1624 497,4 S1
140 82,7 75,1 1581 931 1835 468,3 S1
150 92,2 92,1 1823 971 2066 439,2 S1
160 102,1 111,6 2088 1010 2319 410,2 S1
170 112,9 135,1 2392 1050 2612 181,8 SEP
180 122,6 158,3 2489 996 2681 177,8 S2
200 141,4 210,2 2702 885 2843 169,4 S2
220 158,0 266,4 2925 778 3027 161,0 S2
240 172,7 327,2 3147 706 3225 152,6 S2
260 186,7 392,1 3334 705 3408 144,2 S2
280 201,4 460,2 3481 743 3560 135,8 S2
300 214,5 532,7 3779 569 3822 127,4 S2
320 224,1 611,5 4098 397 4117 119,0 S2
340 230,4 696,8 4439 226 4445 110,6 S2
360 233,2 789,2 4808 56 4808 102,2 S2
380 232,6 889,3 5209 −113 5210 93,8 S2
400 228,6 997,8 5646 −281 5653 85,4 S2
420 221,4 1115,5 6130 −447 6146 77,0 S2
440 210,8 1243,4 6669 −612 6697 68,6 S2
460 197,1 1382,6 7196 −658 7226 60,2 S2
478 188,8 1510,9 7496 −291 7502 52,9 MECO
Сводка взлёта:
Параметр Значение
Время работы S1 170 с
Разделение: высота 113 км
Разделение: скорость 2612 м/с (vh = +1050)
Разделение: удаление 135 км
Время работы S2 308 с
MECO: скорость 7502 м/с
MECO + вращение Земли 7789 м/с = орбитальная
MECO: высота 189 км
Max q 54 кПа (в 7 раз ниже Falcon 9)
Max перегрузка 3,8 g
Полезная нагрузка 34,6 т
Программа тангажа: вертикальный старт 0–5 с → «пинок» 3° при 5–8 с → линейный разворот до 38° при t = 60 с → гравитационный разворот. S2 — набор высоты с углом 70° от вертикали (20° выше горизонта) до 160 км, затем плавное горизонтирование.
________________________________________
Профиль посадки S1
После разделения S1 (масса 163,4 т = 111,3 сухая + 52,1 топливо) летит по баллистической траектории. Три манёвра: входной импульс → аэроторможение → посадочный импульс.
t, с h, км x, км vx, м/с vh, м/с v, м/с m, т Фаза
170 112,9 135,1 2392 1050 2612 163,4 Разделение
200 140,1 206,8 2392 767 2512 163,4 Баллистический полёт
240 163,2 302,5 2392 392 2424 163,4
280 171,3 398,2 2392 20 2392 163,4 Апогей
320 164,6 493,9 2392 −353 2418 163,4 Снижение
360 142,9 589,6 2392 −727 2500 163,4
400 106,1 685,2 2392 −1105 2635 163,4
420 82,1 733,1 2392 −1296 2720 163,4 Вход в атмосферу
430 69,0 756,3 2221 −1295 2571 156,7 Входной импульс
440 56,3 777,3 1997 −1256 2359 148,3 2 двигателя, ретроград
450 44,0 796,0 1746 −1188 2112 139,9
460 32,3 812,5 1568 −1160 1951 137,8 Аэроторможение
470 22,2 825,6 838 −684 1082 137,8 Пик перегрузки
480 17,6 830,7 332 −339 474 137,8
500 12,4 834,4 105 −228 251 137,8
520 8,1 835,7 35 −193 196 137,8
540 4,7 836,1 9 −156 157 137,8
560 1,8 836,2 2 −132 132 137,8 Посадочный импульс
570 0,9 836,2 0 −61 61 134,7 2 двигателя, hoverslam
580 0,4 836,2 0 −31 31 131,3
590 0,2 836,2 0 −17 17 128,2
600 0,1 836,2 0 −9 9 125,2
610 0,0 836,2 0 −3 3 122,4 Касание
Сводка посадки:
Параметр Значение
Апогей S1 171 км, t = 280 с
Время от разделения до посадки 440 с
Входной импульс 2 × РД-0120, ретроград, 25 т, h = 69 км
Скорость до / после входного 2720 → 1950 м/с
Max q (вход) 214 кПа
Max аэро-перегрузка 26,5 g (на h ≈ 25 км)
Аэроторможение 1950 → 130 м/с (бесплатно)
Посадочный импульс 2 × РД-0120, hoverslam, h < 3 км
Скорость касания ~3 м/с по вертикали, 0 по горизонтали
Топливо осталось 9,4 т из 52,1 т
Посадочная точка 836 км по дальности от Восточного
Бюджет посадочного топлива (52,1 т):
Манёвр Топливо, т ΔV, м/с
Входной импульс (2 дв., 30 с) 25,0 ~770
Аэроторможение (бесплатно) 0 ~1820
Посадочный импульс (2 дв., ~50 с) 17,7 ~130
Остаток (резерв) 9,4 —
________________________________________
Ключевые наблюдения
26,5 g аэро-перегрузки — высокая, но осевая (вдоль оси баков). Для сравнения: Falcon 9 испытывает 4–5 g, но имеет баллистический коэффициент в 10 раз выше. Кольцевая компоновка 18 баков с огромной лобовой площадью (239 м²) работает как аэротормоз — это и преимущество (бесплатное торможение), и проблема (пиковая перегрузка). Включённое в сухую массу «усиление под посадку» (2,5 т) должно обеспечить прочность баков до ~30 g осевой нагрузки.
836 км дальности посадки — это район Охотского моря или полуострова Камчатка. Для возврата на стартовую площадку потребуется импульс возврата (boostback burn) — дополнительные ~20 т топлива, что снизит ПН до ~25–28 т. Альтернатива — посадка на плавучую платформу в Охотском море.
54 кПа max q на взлёте — экстремально низкое значение (Falcon 9: ~30–40 кПа), благодаря эжекторному усилению тяги и большому диаметру. Ракета почти не испытывает аэродинамических нагрузок на подъёме

[Svetlana]

Уточненный расчёт расклада масс и траекторий по варианту S3, посадочная точка возвращаемой 1-й ступени - возле Поронайска, Сахалин
Таблица 1. Взлёт S1 (разгон 1-й ступени, S1- здесь это обозначение 1й ступени, а не варианта)
Параметры: стартовая масса 846,1 т, T/W = 2,87, эффективный Iсп ≈ 540 с (эжектор + МГД +7%), θ1 = 30,5°, PL = 41,8 т.
t, с h, км d, км v, м/с a, м/с² γ, ° m, т Q, кПа F, МН Фаза
0 0,0 0,0 0 28,5 90 806,1 0 24,3 S1 старт
10 1,1 0,0 200 28,0 82 801,0 0,02 24,0 S1
20 4,1 0,3 400 27,5 65 795,9 0,4 23,5 S1
30 8,0 0,9 540 26,8 52 790,8 1,2 23,0 S1
40 12,6 2,1 650 26,2 42 785,7 2,1 22,5 S1
50 17,6 3,9 760 25,5 33 780,6 4,0 22,0 S1
60 23,0 6,7 870 24,8 25 775,5 6,5 21,5 S1
80 35,0 15,1 1120 23,2 12 765,3 10,0 20,0 S1
100 49,0 28,3 1400 21,8 3 755,1 14,0 18,0 S1
120 65,0 47,8 1750 20,0 −2 744,9 15,0 16,0 S1
140 83,0 75,1 2200 18,5 −6 734,7 8,0 14,0 S1
160 105,2 119,1 2741 17,0 27,7 163,4 3,0 12,5 SEP
Max q = 15 кПа (в 20 раз ниже Falcon 9), max g = 2,9. Разделение на t = 160 с, h = 105,2 км, d = 119 км.
Таблица 2. Выведение S2 (до MECO)
Один РД-0120, Iсп = 455,5 с, без эжектора. Начальная масса S2+ПН = 189,0 т.
t, с h, км d, км v, м/с a, м/с² γ, ° m, т Q, кПа F, МН Фаза
160 105,2 119,1 2741 9,7 27,7 189,0 0 1,96 S2 старт
180 122,0 165,0 2940 9,5 19,0 180,2 0 1,96 S2
200 138,0 215,0 3150 9,3 12,0 171,4 0 1,96 S2
240 165,0 330,0 3600 8,9 4,0 153,8 0 1,96 S2
280 185,0 470,0 4150 8,6 −1,0 136,2 0 1,96 S2
320 197,0 630,0 4800 8,3 −3,0 118,6 0 1,96 S2
360 202,0 810,0 5550 8,0 −2,0 101,0 0 1,96 S2
400 201,0 1010,0 6400 7,8 −1,0 83,4 0 1,96 S2
453 200,5 1422 7504 7,5 0,1 60,1 0 1,96 MECO
Скорость MECO + вращение Земли = 7504 + 284 = 7788 м/с = круговая скорость на 200 км. Орбита достигнута. Время S2: 293 с.
Таблица 3. Посадка S1 (возврат к Поронайску)
После разделения S1 = 163,4 т (111,3 сухая + 52,1 топливо). Профиль: баллистический полёт → импульс расширения дальности (10,5 т, 2 дв., prograde) → входной импульс (15,0 т, 2 дв., retrograde) → аэроторможение → посадочный импульс (4,7 т, 2 дв.) → касание.
t, с h, км d, км v, м/с a, м/с² γ, ° m, т Q, кПа F, МН Фаза
160 105,2 119,1 2741 −9,6 27,7 163,4 0 0 Разделение
170 113,0 143,0 2710 −9,6 20,0 163,4 0 0 Coast
172 114,5 149,0 2820 14,0 18,0 161,2 0 3,92 Boost (prograde)
182 120,0 178,0 2970 13,5 12,0 152,9 0 3,92 Boost end
250 170,0 380,0 2700 −9,5 −12,0 152,9 0 0 Coast (apogee)
300 132,0 530,0 2500 −9,6 −30,0 152,9 0 0 Coast (снижение)
340 72,0 670,0 2750 −9,7 −45,0 152,9 2 0 Coast → entry
345 65,0 685,0 2700 12,0 −48,0 150,7 5 3,92 Entry burn
362 30,0 735,0 2200 11,5 −55,0 137,9 40 3,92 Entry burn end
380 18,0 790,0 1300 22,0 −60,0 137,9 110 0 Aero
400 10,0 870,0 500 35,0 −70,0 137,9 60 0 Aero
420 5,0 970,0 250 20,0 −80,0 137,9 12 0 Aero
440 2,0 1040,0 130 12,0 −85,0 137,9 3 0 Aero
460 0,5 1070,0 100 8,0 −88,0 137,9 1 0 Aero → landing
462 0,35 1076,0 60 20,0 −89,0 136,5 0,3 3,92 Landing burn
464 0,15 1079,0 20 19,0 −90,0 135,7 0,1 3,92 Landing burn
465 0,0 1080 ~5 9,8 −90 133,2 0 0 Касание
Max q (вход) = 110 кПа, max перегрузка (аэро) = 3,6 g, max перегрузка (входной импульс) = 1,4 g.
Бюджет посадочного топлива (52,1 т)
Манёвр Топливо, т ΔV, м/с Двигатели
Импульс расширения дальности (prograde) 10,5 +230 2 × РД-0120
Баллистический полёт (190 км апогей) 0 — —
Входной импульс (retrograde, h ≈ 70 км) 15,0 −500 2 × РД-0120
Аэроторможение (70 → 0,5 км) 0 −2200 —
Посадочный импульс (hoverslam, h < 500 м) 4,7 −100 2 × РД-0120
Остаток (резерв) 21,9 — —
Сводка
Параметр Взлёт S1 Выведение S2 Посадка S1
Длительность, с 160 293 305
Начальная масса, т 806,1 189,0 163,4
Конечная масса, т 163,4 + 189,0 60,1 133,2
Max q, кПа 15 0 110
Max g 2,9 3,3 3,6 (аэро)
Высота начала/конца, км 0 → 105 105 → 200 105 → 0
Дальность, км 119 1303 961 (до Поронайска)
Полезная нагрузка: 41,8 т на круговую орбиту 200 км с космодрома Восточный, с возвращением 1-й ступени на площадку возле Поронайска (Сахалин). Посадочная точка: 49,2° с.ш., 143,1° в.д.

[Svetlana]

Эффективный I сп ≈ 540 с (эжектор + МГД +7%). Откуда берётся +7% и как Isp зависит от высоты
Физика МГД-надбавки
Надбавка 7% — это не одно явление, а сумма трёх независимых процессов:
Процесс Вклад Механизм
Снижение дивергенции факела ~3% Магнитное поле 0,3–5 Т удерживает плазму в канале гиперболоида, не давая ей растекаться радиально. Без МГД факел 6 двигателей расширяется конусом ~30°; с МГД — ~10°. Больше импульса — в осевом направлении.
Магнитное сопло (тепловая → кинетическая) ~2% Расходящееся поле гиперболоида работает как сопло Лаваля для плазмы: тепловая энергия ионов K⁺ конвертируется в направленную кинетическую. Плазма намагничена (rL≪Lканала), поэтому следует линиям поля.
Закрутка → осевая тяга ~2% Оси торов наклонены на 45° в тангенциальном направлении — поле имеет геликоидальную структуру. Вращательный момент плазмы частично преобразуется в осевой (как в винте).
Все три эффекта зависят от плотности плазмы, которая, в свою очередь, зависит от высоты через эжекцию.
Модель Isp(h)
Эффективный удельный импульс — это функция трёх компонент:
Iсп,эфф(h,v)=Tбаз(h)⋅Φэж(h,v)⋅(1+ηМГД(h))m˙полн⋅gIсп,эфф(h,v)=m˙полн⋅gTбаз(h)⋅Φэж(h,v)⋅(1+ηМГД(h))
где:
• Tбаз(h) — тяга 6×РД-0120 (растёт с высотой: 9,16 → 11,77 МН)
• Φэж=1+2,0⋅ρ(h)/ρ0⋅f(v) — эжекторный коэффициент (до 3,0 на старте, 1,0 в вакууме)
• ηМГД(h) — МГД-эффект (0,07 при плотной атмосфере, 0,042 в вакууме)
• m˙полн=2905 — постоянный расход своего топлива
Выше 50 км — эжектор исчезает, но инжектируемый H₂ (385 кг/с) расширяется как холодный газ через МГД-сопло, добавляя ~1,35 МН тяги.
Таблица Isp(h)
h, км ρ/ρ₀ Φ_эж η_МГД T_эфф, МН Isp, с
0 1,000 3,00 0,070 29,4 1032
5 0,601 2,20 0,070 24,0 843
10 0,337 1,58 0,070 18,4 645
15 0,158 1,22 0,064 14,8 519
20 0,072 1,09 0,052 13,2 464
30 0,015 1,01 0,044 12,4 436
40 0,003 1,00 0,042 12,3 431
≥50 0 1,00 0,042 13,2 461
Падение Isp с 1032 до 431 с на 20 км — это угасание эжектора. Рост до 461 с выше 50 км — вклад холодного H₂ + остаточный МГД.
________________________________________
Таблица 1. Взлёт S1 (переменный Isp)
Программа: вертикальный старт 0–5 с → «пинок» 5° → линейный разворот до 40° при t=50 с → гравитационный разворот.
t, с h, км d, км v, м/с a, м/с² γ, ° m, т Q, кПа F, МН Isp, с θ, °
0 0,0 0 0 28,5 90 806,1 0 29,4 1032 90
10 1,3 0 255 23,7 88 777,0 30 28,2 991 86
20 4,8 0,2 421 12,1 85 748,0 66 21,0 735 81
30 9,4 0,8 510 8,5 81 719,0 59 16,8 590 75
40 14,8 1,9 582 8,5 76 689,9 36 14,3 502 70
50 20,7 3,7 660 9,7 72 660,9 18 13,0 455 65
60 27,3 6,1 750 11,4 67 631,8 8 12,5 438 67*
80 42,7 13,7 976 13,4 61 573,7 1,4 12,3 431 61*
100 61,8 25,4 1284 18,3 56 515,6 0 13,4 470 56*
120 85,5 42,7 1672 22,4 52 457,5 0 13,4 470 52*
140 114,6 67,4 2153 27,0 48 399,4 0 13,4 470 48*
157 101,5 148 2885 29,8 19 163,4 0 13,4 470 19
*— гравитационный разворот (тяга вдоль скорости). Разделение при t = 157 с.
Max Q = 66 кПа (t = 20 с, h = 4,8 км). Max перегрузка = 3,0 g.
________________________________________
Таблица 2. Выведение S2 (до MECO)
Один РД-0120, Isp = 455,5 с (постоянный, без эжектора). Программа: 35° от вертикали (0–50 с) → плавный поворот (50–120 с) → горизонтальный полёт (120 с+).
t, с h, км d, км v, м/с a, м/с² γ, ° m, т Q, кПа F, МН Isp, с
157 101,5 148 2885 8,5 19,4 187,6 0 1,96 455,5
180 120,0 200 3050 8,8 17,0 177,9 0 1,96 455,5
200 140,0 273 3204 10,4 15,4 169,1 0 1,96 455,5
220 156,5 337 3393 12,9 12,9 160,3 0 1,96 455,5
250 182,0 444 3720 15,0 9,0 147,1 0 1,96 455,5
280 189,0 558 4112 16,7 4,4 134,0 0 1,96 455,5
320 194,8 735 4728 19,2 −0,4 116,4 0 1,96 455,5
360 185,6 938 5475 22,5 −4,6 98,9 0 1,96 455,5
400 158,9 1173 6390 26,9 −8,2 81,3 0 1,96 455,5
440 111,7 1447 7541 33,7 −11,2 63,7 0 1,96 455,5
451 136 1498 7501 34,5 ~0 65,4 0 1,96 455,5
MECO при t = 451 с: v = 7501 + 288 (вращение Земли) = 7789 м/с = круговая скорость 200 км. Полезная нагрузка: 47,3 т.
________________________________________
Таблица 3. Посадка S1 (к Поронайску)
После разделения: m = 163,4 т, v = 2885 м/с, h = 101,5 км, d = 148 км, γ = 19,4°. Профиль: boost (prograde, +400 м/с, 14 т) → баллистика (апогей ~165 км) → входной импульс (retrograde, 2 дв., до v < 2000 м/с) → аэроторможение → посадочный импульс (hoverslam, 2 дв.).
t, с h, км d, км v, м/с a, м/с² γ, ° m, т Q, кПа F, МН Фаза
173 101,5 148 3285 0 19,4 149,4 0 0 Баллистика
200 127 330 3120 0 11,8 149,4 0 0 Баллистика
260 161 640 3104 0 3,3 149,4 0 0 Баллистика
289 165 770 3098 0 0 149,4 0 0 Апогей
350 148 950 3150 0 −10,4 149,4 0 0 Баллистика
420 86 1110 3333 0 −21,6 149,4 0,4 0 Спуск
437 64 1180 3265 39 −24 149,4 81 0 Вход в атм.
438 63 1185 2480 22 −24 143,5 65 3,92 Вход. импульс
450 45 1240 2100 20 −26 138,0 12 3,92 Вход. импульс
470 14 1320 1988 268 −29 120,4 451 0 Аэроторм.
480 8 1340 586 53 −34 120,4 90 0 Аэроторм.
490 5,4 1355 309 20 −46 120,4 34 0 Аэроторм.
500 3,3 1365 224 13 −59 120,4 22 0 Аэроторм.
502 2,9 1367 215 12,6 −62 120,4 21 0 → Посадк.
505 2,3 1370 120 35 −65 118,7 34 3,92 Посадк. импульс
510 1,0 1375 60 20 −69 114,3 63 3,92 Посадк. импульс
513 0,3 1378 25 15 −70 111,6 71 3,92 Посадк. импульс
515 0 1380 ~5 9,8 −90 111,3 0 0 Касание
Посадочная точка: d ≈ 1380 км от Восточного — район Поронайска (49,2°N, 143,1°E, ~1900 км по дуге — с учётом кривизны Земли плоская дальность 1380 км соответствует ~1900 км по дуге).
Бюджет посадочного топлива (52,1 т):
Манёвр Топливо, т ΔV, м/с
Boost (prograde, +400 м/с) 14,0 +400
Входной импульс (retrograde) 25,7 −800
Аэроторможение 0 −1700
Посадочный импульс (hoverslam) 9,1 −220
Остаток (резерв) 3,3 —
________________________________________
Сводка
Параметр Значение
Стартовая масса 806,1 т
T/W стартовый 2,87
Isp S1 (старт) 1032 с
Isp S1 (вакуум) 470 с
Isp S1 (средневзвеш.) ~540 с
Разделение S1 t=157 с, h=101,5 км, v=2885 м/с
MECO S2 t=451 с, v=7789 м/с, h=136 км
Max Q (взлёт) 66 кПа
Max Q (вход S1) 451 кПа
Max перегрузка (вход) ~27 g (аэро)
Полезная нагрузка 47,3 т
Посадочная точка Поронайск, Сахалин (~1380 км)
Главный вывод: переменный Isp(h) подтверждает оценку ~47 т ПН — чуть больше ранней оценки 41,8 т, потому что точный учёт эжекторного усиления на малых высотах (Isp > 1000 с в первые 20 с) даёт дополнительный импульс, который постоянная модель не учитывала. Разница — в первых 20 секундах полёта, когда Isp превышает 700–1000 с и ракета получает «бесплатный» импульс от захваченного воздуха.

[Svetlana]

Сравнительная оценка массы 18 соленоидов (B = 5 Тл, D ≈ 8,6 м)
Исходные параметры
• 18 соленоидов, каждый диаметром ~1,5 м (R = 0,75 м), длина 0,8 м
• Поле 5 Тл в центре каждого соленоида
• Размещены в нижних частях 18 баков ЖВ (температура LH₂ ≈ 20 К)
• Необходимые ампер-витки: ~13,5 МА·витков (с запасом 1,4× на толщину обмотки и краевые эффекты)
• Магнитное давление: ~10 МПа
Инженерные параметры материалов
Параметр REBCO MgB₂ Nb₃Sn
Tc, К 92 39 18
T_раб, К 20 (LH₂) 20 (LH₂) 4,2 (LHe)
J_e при рабочей T и 5 Тл 400 А/мм² 30 А/мм² 1000 А/мм²
Эфф. плотность проводника 8,5 г/см³ 3,8 г/см³ 7,5 г/см³
Толщина обмотки ~30 мм ~270 мм ~20 мм
J_e для REBCO при 20 К, 5 Тл — по данным 4-мм ленты (Ic ~ 400–600 А при 20 К, 5 Тл, упаковка 0,75). MgB₂ — оптимистичная оценка для современных проводов (Jc ~ 100 А/мм² при 20 К, 5 Тл, фактор заполнения ~12%, упаковка 0,75). Nb₃Sn — консервативная оценка при 4,2 К, 5 Тл.
Массовая сводка
Компонент REBCO (20 К) MgB₂ (20 К) Nb₃Sn (4,2 К)
Проводник (18 катушек) 13,5 т 81 т 4,8 т
Силовая конструкция 13,0 т 15,0 т 13,0 т
Система охлаждения 1,0 т 1,2 т 10,0 т
Итого 27,5 т 97,2 т 27,8 т
Силовая конструкция
Магнитное давление P=B2/(2μ0)≈10P=B2/(2μ0)≈10 МПа требует стального цилиндра толщиной ~25 мм вокруг каждой катушки. Для MgB₂ обмотка толще (270 мм против 30 мм у REBCO), поэтому внешний радиус больше и конструкция тяжелее на ~15%.
Системы охлаждения
REBCO и MgB₂ (20 К, ванна LH₂): соленоид погружён в жидкий водород — охлаждение пассивное. Нужны только малые криокулеры для тепловых вводов (~50 кг на соленоид) и теплосъёмники (~30 кг). Мощность охлаждения ~0,3 кВт на соленоид, тепловая нагрузка ~3–5 Вт при 20 К — LH₂ легко справляется.
Nb₃Sn (4,2 К, внутри бака LH₂ 20 К): критическая проблема — нужно поддерживать 4,2 К внутри среды 20 К. Требуется:
• Гелиевые сосуды (титан/нерж.) — 120 кг × 18
• Вакуумные рубашки (изоляция LHe от LH₂) — 80 кг × 18
• Многослойная изоляция — 15 кг × 18
• Криокулеры 4 К (импульсные трубы) — 80 кг × 18
• Компрессоры — 150 кг × 18
• Тепловые вводы (HTS-вводы 300 К → 4,2 К) — 40 кг × 18
• Итого ~10 т, мощность ~1 кВт × 18 = 18 кВт электрической нагрузки
Влияние на ракету (S1 сухая = 127,1 т)
Материал Масса соленоидов S1 сухая + соленоиды Прирост
REBCO 27,5 т 154,6 т +21,6%
MgB₂ 97,2 т 224,3 т +76,5%
Nb₃Sn 27,8 т 154,9 т +21,9%
Ключевой фактор — запас по температуре
При приближении к MECO баки опустошаются, LH₂ уходит, охлаждение ухудшается:
• REBCO: Tc = 92 К — даже без LH₂ катушка остаётся сверхпроводящей до ~70 К. Огромный тепловой запас. При нагреве от 20 К до 70 К J_e падает с 400 до ~150 А/мм² — катушка работает с деградацией, но не квенчует.
• MgB₂: Tc = 39 К — запас 19 К. При потере LH₂ катушка квенчет за минуты. J_e при 30 К уже вдвое ниже.
• Nb₃Sn: Tc = 18 К — запас всего 14 К. Без активного LHe-охлаждения квенч наступает за секунды. При пустых баках охлаждение LHe теряет холодоисточник (LH₂ как тепловой буфер исчезает).
Вывод
REBCO — однозначный победитель. Сопоставимая масса с Nb₃Sn (27,5 vs 27,8 т), но охлаждение в ванне LH₂ без отдельной гелиевой системы, и колоссальный тепловой запас (Tc = 92 К). При снижении уровня LH₂ в баках к концу активного участка REBCO продолжает работать, тогда как Nb₃Sn теряет охлаждение.
Nb₃Sn — самая лёгкая катушка (4,8 т проводника), но 10 т криогенной системы и зависимость от LHe при 4,2 К делают схему уязвимой. Квенч при пустеющих баках — критический риск.
MgB₂ — самая тяжёлая (97 т) из-за низкой J_e при 5 Тл. MgB₂ хорош при полях 1–2 Тл, но при 5 Тл инженерная плотность тока падает до 30 А/мм², и обмотка раздувается до 270 мм. Для данной задачи непригоден.

[Svetlana]

Система запитки 18 REBCO-соленоидов магнитного сопла
Архитектура системы

┌──────────────────────┐
│ Наземный источник │
│ 200 В, 1630 кВт │
│ (зарядка ~83 мин) │
└──────────┬───────────┘
│
┌──────────▼───────────┐
│ HTS-токовводы │
│ (300К → 20К) │
│ REBCO Ø15 мм │
└──────────┬───────────┘
│
┌──────────▼───────────┐
│ Сверхпроводящий │ ← разомкнут при зарядке
│ ключ (REBCO+Te) │ ← замкнут в полёте
└──────────┬───────────┘
│
┌────────┬───────────┼───────────┬────────┐
│ │ │ │ │
┌──▼──┐ ┌──▼──┐ ┌──▼──┐ ┌──▼──┐ ┌──▼──┐
│Coil │─ │Coil │─ ──│Coil │─ ── │Coil │─ │Coil │
│ 1 │ │ 2 │ │ ... │ │ 17 │ │ 18 │
└─────┘ └─────┘ └─────┘ └─────┘ └─────┘
↑ LH₂ ↑ LH₂ ↑ LH₂ ↑ LH₂ ↑ LH₂
(бак 1) (бак 2) (бак N) (бак 17) (бак 18)
18 катушек соединены посовательно — один ток (8,15 кА) течёт через все. Это упрощает систему: один источник, одна пара токовводов, один сверхпроводящий ключ.

Катушка: конструкция и параметры
Параметр Значение
Геометрия
Радиус катушки (по баку) 1,8 м
Высота намотки 0,3 м
Число витков 400
Шаг намотки 0,75 мм
Кабель
Тип 15 REBCO-лент параллельно, изолированные
Лента 4 мм × 0,2 мм (REBCO + Cu + Hastelloy)
Ток на ленту 543 А (при Ic = 800 А, запас 1,5×)
Сечение кабеля 15 × 4 × 0,2 = 12 мм²
Электрические
Рабочий ток 8,15 кА
Ампер-витки (1 катушка) 3,26 МА-вит
Индуктивность (1 катушка) 6,82 Гн
Индуктивность (18 послед.) 122,8 Гн
Запасённая энергия 4,08 ГДж (1,13 МВт·ч)
Масса
REBCO+Hastelloy (3,4 т) + Cu (4,4 т) 7,8 т
Титановый каркас 0,8 т
Токовводы, изоляция, крепёж 0,5 т
Итого 18 соленоидов 9,1 т
REBCO-лента намотана на титановый каркас, прикреплённый к стенке бака с LH₂. Титан обеспечивает теплопроводность от катушки к водороду и механическую опору. Медная составляющая ленты (50% сечения) — стабилизация: при квенче медь берёт на себя ток и поглощает тепло.

Распределение поля в горле сопла
Поле при рабочем токе 8,15 кА (B_peak = 3 Тл на обмотке):

r, м B, Тл Зона
0 0,054 Ось ракеты (центр горла)
2 0,059 Центр канала
4 0,078 Канал
6 0,142 Канал (плазма)
8 0,671 У внутренней стенки бака
8,68 3,00 Обмотка (пик)
10,48 0,92 Центр бака
Поле по высоте (на радиусе r = 6 м, в зоне плазмы):

z, м B, Тл Зона
+5 0,009 Над горлом (в баках)
0 0,142 Плоскость горла (максимум)
−2 0,068 Под горлом
−5 0,009 Канал сопла
−10 0,016 Расширение
−20 0,007 Срез сопла
Профиль — сходящийся-расходящийся: поле растёт от z = +5 м к z = 0 (горло), затем спадает к z = −20 м (срез). Это и есть магнитное сопло: плазма ускоряется в расходящемся поле ниже горла.

Намагниченность: ларморовский радиус K⁺ в канале — 8,7 мм при размере канала 10 000 мм. Запас 1155×. Плазма намагничена абсолютно.

Сверхпроводящие токовводы (300 К → 20 К)
Параметр Значение
Материал REBCO-стержень Ø 15 мм
Длина 300 мм (тёплый → 77 К) + 200 мм (77 → 20 К)
Ток 8,15 кА
Теплоприток (HTS) 0,8 Вт на пару
Теплоприток (Cu, сравнение) 8,2 Вт на пару
HTS-токовводы снижают теплоприток в криогенную систему в 10 раз по сравнению с медными. Тёплый конец (300 К) соединён с источником питания через обычные медные шины. Переходная зона 77 К → 20 К — REBCO в вакуумной изоляции, минимальная длина для снижения теплопроводности.

Система зарядки
V, В P, кВт Время зарядки
10 82 27,8 ч
50 408 5,6 ч
100 815 2,8 ч
200 1630 1,4 ч
500 4075 33 мин
Рекомендуемый режим: V = 200 В, P = 1,6 МВт, зарядка за 83 минуты. Источник — дизель-генератор 2 МВт или промышленная сеть. Зарядка производится во время предстартовой подготовки, параллельно с заправкой ракеты топливом.

Сверхпроводящий ключ (Persistent Mode Switch)
Параметр Значение
Конструкция Секция REBCO-ленты с нихромовым нагревателем
Длина 0,5 м
Сопротивление (нормальное) ~0,1 Ом
Нагреватель 5 Вт, нагрев до 90 К (выше Tc = 90 К)
Время размыкания ~2 с
Время замыкания ~10 с (охлаждение до 20 К)
Режим зарядки: ключ разомкнут (нагрет выше Tc) → ток течёт от внешнего источника через катушки.

Режим полёта: ключ замкнут (охлаждён до 20 К, сверхпроводящий) → ток циркулирует в замкнутом контуре 18 катушек → внешний источник отключён и убран. Ток не затухает — нулевое сопротивление, нулевые потери. Время автономии — бесконечно (в пределах полёта 10 минут — совершенно не проблема).

Защита от квенча
Запасённая энергия 4,08 ГДж — это 1,13 МВт·ч, эквивалент 330 кг тротила. Защита делится на наземную и полётную.

Наземный режим (зарядка, предстарт):

Параметр Значение
Внешний разрядник R = 2 Ом (чугунные пластины, 15 т, на земле)
Напряжение при разряде 16,3 кВ
Пиковая мощность 132,8 МВт
Постоянная времени τ = L/R = 61 с
Время разряда (95%) 307 с (5,1 мин)
При детектировании квенча на земле: разомкнуть ключ → ток направляется в разрядник → энергия поглощается чугуном (нагрев ~500 К). Катушки не повреждаются.

Полётный режим:

Квенч в полёте — аналог отказа двигателя: миссия потеряна, но ступень должна уцелеть для повторного использования.

Параметр Значение
Вероятность квенча REBCO при 20 К, 3 Тл, 70% Ic < 10⁻⁶/ч
За 10 мин полёта < 2 × 10⁻⁷
Запасы по каждому параметру:

Параметр Рабочее Предел Запас
Температура 20 К 90 К (Tc) 4,5×
Поле 3 Тл 25 Тл (Bc) 8×
Ток 543 А/лента 800 А (Ic) 1,5×
При квенче в полёте: квенч-нагреватели принудительно переводят все 18 катушек в нормальное состояние → ток спадает за 14 с (τ = 122,8/(18×0,5) = 13,6 с) → медь поглощает часть энергии, остаток уходит в LH₂ через стенки баков (ΔT_LH₂ < 5 К). Катушки перегреваются до ~200–400 К — без разрушения REBCO (допустимо до 600 К), ступень сохраняет структуру.

Охлаждение (интеграция с LH₂)
Источник тепла Мощность
Токовводы (пара HTS) 1,6 Вт
Каркас/изоляция (18 катушек) 90 Вт
Излучение факела (полёт) ~100 Вт
Джоулев нагрев 0 (сверхпроводник)
Итого ~192 Вт
Тепловая инерция LH₂: 141 т × 9,73 кДж/(кг·К) = 1372 МДж/К. При 192 Вт нагрев на 1 К занимает 2 часа. За 10-минутный полёт ΔT < 0,01 К — система остаётся при 20 К без какого-либо активного охлаждения. LH₂ в баках — пассивный криостат, обеспечивающий охлаждение соленоидов, хранение топлива и тепловой буфер одновременно.

Операционная последовательность
Этап Время Операция
T−90 мин 0–83 мин Зарядка катушек: V = 200 В, I растёт до 8,15 кА
T−7 мин 10 с Замыкание сверхпроводящего ключа (охлаждение до 20 К)
T−7 мин 5 с Отключение источника, отвод токовводов
T−7 мин 5 с Проверка: I = 8,15 кА, B_peak = 3 Тл, нулевые потери
T−5 мин — Заправка LH₂ завершена, соленоиды при 20 К
T−0 — Старт. Ключ замкнут, ток циркулирует автономно
T+0 → T+10 мин — Полёт. Поле поддерживается без питания
T+10 мин — Разделение S1. Поле сохраняется (LH₂ в баках)
T+15 мин — Посадка S1. LH₂ ещё холодный, соленоиды активны
Посадка — При необходимости: разрядка через разрядник
Система полностью автономна в полёте — ни одного ватта внешнего питания. Сверхпроводящий ключ замкнут, ток циркулирует в контуре 18 катушек без затухания, охлаждение — пассивное через LH₂ в баках.

[Svetlana]

Полные траектории ascent и возврата: fairings-forward (Cd = 2,2, Cl = 0,40)
Программа тангажа (гибридная)
Проблема чистого gravity turn: при T/W = 2,22 угол траектории «залипает» на γ ≈ 42° — слишком круто. Решение — гибридная программа: gravity turn до h = 25 км, затем фиксированный тангаж 83° (7° от горизонта) для разгона горизонтальной скорости.

Фаза t, с Угол от вертикали Описание
Вертикальная 0–8 0° Выход из плотных слоёв
Разворот 8–33 0° → 72° Начало гравитационного разворота
Gravity turn 33–~55 72° → ~42° Естественный разворот до h = 25 км
Доворот h > 25 км 83° (7° от горизонта) Добор горизонтальной скорости
Подбор af для попадания в Поронайск
af V_MECO h_MECO γ_MECO x_MECO x_пос Δ до цели
0,88 4193 63,3 9,6 150,0 ~993 −90
0,89 4314 64,3 9,4 155,9 ~1040 −43
0,90 4429 65,2 9,2 161,5 ~1085 +2
0,91 4556 66,2 8,9 167,7 ~1130 +47
Оптимальный: af = 0,900 — посадка на ~1085 км (Δ = +2 км).

Ключевые параметры (af = 0,900)
Параметр Ascent Возврат
V_MECO / V_пос 4429 м/с ~6 м/с
h_MECO / h_пос 65,2 км 0
γ_MECO 9,2° −90°
x_MECO / x_пос 161,5 км ~1085 км
t_MECO / t_возвр 123,9 с ~350 с
m_MECO / m_пос 345 т ~326 т
Топливо S1 остаток 88,7 т —
Q_max ~53 кПа (ascent, h=22 км) ~85 кПа (возврат, h≈30 км)
T/W старт 2,22 —
Траектория ascent (af = 0,900, гибридный тангаж)
t, с h, км V, м/с γ, ° x, км m, т T, МН Isp, с D, кН q, кПа a, м/с² n, g pitch, °
0 0,0 0 90 0 1141 24,9 395 0 0 21,8 2,2 0
10 0,6 110 90 0 1077 25,0 398 250 5 23,2 2,4 0
20 2,5 218 87 0 1013 25,5 420 1500 16 25,2 2,6 26
30 5,3 335 76 1 949 26,8 448 4500 42 28,2 2,9 58
40 8,2 462 55 3 885 28,2 480 5200 48 31,8 3,2 72
50 11,0 610 40 7 821 29,0 490 3800 35 35,3 3,6 71
60 14,2 800 34 13 757 29,8 495 2600 24 39,4 4,0 71
70 18,2 1030 34 22 693 30,2 498 1800 17 43,6 4,4 71
80 23,5 1320 34 35 628 30,5 499 1100 10 48,6 5,0 83
90 31,2 1700 21 53 564 30,8 500 380 3 54,7 5,6 83
100 40,5 2200 14 78 500 31,0 500 55 0,4 62,0 6,3 83
110 51,2 2850 11 108 436 31,2 500 8 0,1 71,6 7,3 83
120 62,5 3700 9,8 142 371 31,4 500 2 0,0 84,6 8,6 83
124 65,2 4429 9,2 161 345 31,4 500 1 0 91 9,3 83
Траектория возврата (fairings-forward, Cd = 2,2, Cl = 0,40)
t, с h, км V, м/с γ, ° x, км m, т T, МН Isp D, кН q, кПа a, м/с² n, g α° Фаза
0 65,2 4429 9,2 161,5 241,3 0 0 200 0,5 9,6 1,0 15 MECO
20 80,5 4370 5,0 248 241,3 0 0 45 0,1 9,6 1,0 15 Баллистика
40 88,0 4320 1,0 334 241,3 0 0 12 0,0 9,5 1,0 15 Апогей 88 км
60 86,0 4340 −3,0 420 241,3 0 0 14 0,0 9,5 1,0 15 Спуск
80 77,0 4390 −7,0 503 241,3 0 0 160 0,5 9,5 1,0 15 Спуск
100 62,0 4440 −9,5 583 241,3 0 0 1200 4,0 14,5 1,5 15 Вход в атм.
120 42,0 4180 −10,5 660 241,3 0 0 13000 45 54,0 5,5 15 Торможение
130 30,5 3400 −10,0 700 241,3 0 0 24000 85 99,5 10,1 15 Q_max
140 25,0 2100 −8,0 740 241,3 0 0 19000 66 78,8 8,0 15 Торможение
150 22,5 1200 −5,0 770 241,3 0 0 8500 30 35,2 3,6 15 Торможение
160 21,0 800 −10 790 241,3 0 0 4500 16 18,6 1,9 15 Торможение
175 19,5 490 −18 810 241,3 0 0 2700 10 11,2 1,1 0 → ПЕРЕВОРОТ
190 16,0 420 −35 820 241,3 0 0 2900 13 12,0 1,2 0 Drag-спуск
210 10,0 330 −55 832 241,3 0 0 3100 14,5 12,9 1,3 0 Drag-спуск
230 5,0 250 −75 838 241,3 0 0 2900 13,5 12,0 1,2 0 Drag-спуск
250 2,0 195 −85 840 241,3 0 0 2750 12,8 11,4 1,2 0 Терминал
265 1,0 165 −88 842 241,3 10,6 455 2500 12 32 3,3 0 ★ BURN (6 дв.)
268 0,6 110 −88 843 235,0 10,6 455 1100 5 32,0 3,3 0 Suicide burn
271 0,3 55 −87 843 229,0 10,6 455 280 1,3 32,0 3,3 0 Suicide burn
274 0,1 15 −80 843 224,0 4,5 455 20 0,1 1,0 0,1 0 Hover
278 0 6 −90 ~1085 221,5 4,4 455 0 0 0 0 0 ★ КАСАНИЕ
Бюджет топлива S1 (af = 0,900)
Статья Топливо, т
Топливо S1 (всего) 883,8
Сожжено на ascent (af = 0,900) 795,4
Остаток после MECO 88,4
Suicide burn (6 двиг., 85%, ~9 с) ~14,0
Hover (6 двиг., 42%, ~4 с) ~6,0
Итого посадка ~20,0
Остаток после посадки ~68,4
Резерв (2 повторные попытки + неточность) ~40
Чистый остаток ~28
S2: расчёт топлива для V_MECO = 4429 м/с
Параметр Значение
V_circ (200 км) 7788 м/с
V_MECO горизонтальная 4372 м/с (cos 9,2° × 4429)
ΔV S2 (добор + циркуляция) ~3416 м/с
Гравитационные потери S2 ~500 м/с
ΔV суммарный S2 ~3916 м/с
Isp S2 (1× РД-0120, vac, augmented) 500 с
Массовое отношение (циркуляция)
e^3916/(500×9,81)= 2,22
Топливо S2 ~31 т
Полная массовая сводка
Компонент Масса, т
Двигатели (12× РД-0120) 41,4
Соленоиды REBCO (18 торов, в LH2) 37,1
Баки (с обтекателями) 34,2
Структура + авионика + экран 48,0
Остатки топлива (1%) 8,8
TPS (обтекатели, аблятор 6 мм) 0,31
Сухая S1 169,8
Топливо S1 (LOX + LH2, O/F = 6) 883,8
Сухая S2 14,0
Топливо S2 31,0
Полезная нагрузка 40,0
Стартовая масса ~1139
Тепловая картина (fairings-forward)
Компонент T_max, K Светится Проблема
Обтекатели (наветренные, TPS) ~1650 жёлто-белый нет (аблятор)
Сопла двигателей (в тени кольца) ~50 нет нет
Внешние стенки баков ~350 нет нет
REBCO соленоиды (в LH2, 20 K) 20 нет нет
Внутренние стенки баков ~60 нет нет
Единственное, что светится — 18 конических обтекателей. Двигатели в тени, баки в тени, соленоиды при 20 K.

Что изменилось по сравнению с engines-forward
Параметр Engines-forward Fairings-forward
af 0,870 0,900
V_MECO 4249 4429
γ_MECO 10,6° 9,2°
Топливо S2 33 т 31 т
Топливо S1 остаток 114 т 88 т
Остаток после посадки 95 т 68 т
TPS масса 1,6 т 0,31 т
Двигатели нагреваются? 1900 K (нужен Re/YSZ) 50 K (в тени)
Что светится сопла + обтекатели только обтекатели
Запас устойчивости +0,95 м +2,05 м
Fairings-forward экономит 1,3 т TPS и защиты сопел, двигатели остаются холодными, запас устойчивости в 2 раза больше. Расплата — меньше остаток топлива (68 т vs 95 т), но 68 т всё равно хватает на две повторные попытки.

[rocket757]

«Представляет угрозу для Украины»: Россия показала работу аналога Starlink

. Кто такие заголовки придумывает?
Если б Маск про свой Старлинк типо того написал... не не не, он же-ж не !!!
В рекламе и прочих документах пишу ПРОТИВ, только про ДИХЛОФОС и прочие яды... там целевая аудитория ищет именно такое, т. е. яды, которые и должны быть против чего то...
Система "Рассвет", это... для обеспечения того, сего и прочего... будут использоваться для военных целей... не вижу препятствий, никаких...
И вообще, не стоит увлекается таким, что мы против какой то страны... враг, недружественный режим/правящие которые осуществляют ДЕЙСТВИЯ несущие угрозу нашим гражданам, стране... тут все понятно, оправдано они нам угрожают, мы не можем оставить это без ответа....
Как то так...

[север 2]

нет , ну если Украина сама способна атаковать в России заводы производящие ракеты-носители "Союз" да ещё сама способна атаковать космодром Плисецк в Архангельской области да ещё и завод ракетных двигателей в Перми , то конечно, кроме как договорится с таким монстром , другого варианта нет . Спрашивается , от куда и как появился такой "монстр" зная , что к до СВО , ну каком ни-будь году так 2011 даже прилёт со стороны Украины до какого то Курска в сторону АЭС одиночного фугаса , означал бы самые жестокие выводы для Украины со стороны России . А что за это время ? А за это время Украина пуляет уже до Архангельска и до Перми !!! , И кому от этого легче , что Украину Запад всем снабжает , Стреляет и бомбят то именно Украина. Та самая Украина , которая к началу СВО даже на двести км. в глубь России стрельнуть не способна была ... За четыре года СВО там всё должно было быть помножено на НОЛЬ , не то что создать им возможности наносить удары аж в глубь России , как сейчас !!!

[Dart2027]

Цитата: север 2

Стреляет и бомбят то именно Украина. Та самая Украина , которая к началу СВО даже на двести км. в глубь России стрельнуть не способна была ... За четыре года СВО там всё должно было быть помножено на НОЛЬ , не то что создать им возможности наносить удары аж в глубь России , как сейчас !!!

Цитата: север 2

И кому от этого легче , что Украину Запад всем снабжает

Сами-то поняли, что написали?

[север 2]

а вы фактами и аргументами опровергните мой комментарий , тогда и будет ясно , чьё написанное понятно , а чьё нет !

[Dart2027]

Цитата: север 2

а вы фактами и аргументами опровергните мой комментарий

Сперва пишете, что Украине все поставляют, то есть все производится за ее пределами, а потом возмущаетесь, что у нее есть возможность наносить удары. Так сами-то поняли, что написали?

[helilelik]

Вы сами себе противоречите. Чего множить на ноль на Украине,если все поставляет запад?

[север 2]

помножить на НОЛЬ в первую очередь , это помножить на ноль всего то несколько шоссейных дорог с мостами и несколько веток жд . с одним туннелем , что связывает Запад с Украиной . На ЧМ море был целый ЧМ ВМФ России , в отсутствии ВМФ Украины и фактическом не присутствии и не вмешательстве флотов Турции , Румынии Болгарии , но только сейчас порты Украины помножаются на НОЛЬ .Запад давно мог бы тараном на постсоветскую Россию выбрать могие из бывших республик СССР . От Прибалтийских до Ср. Азиатских или там другую какую Грузию ... Но нет , выбрал Украину , потому что она сама этого сакрально желала ... Значить и цифра которую Россия там должна помножить на НОЛЬ находятся не на Западе , а на Украине .

[Сергей Митинский]

Это всё нытьё пораженца
Вам прежде всего должно быть понятно что никто России и Украине договорится не даст
Не договариваться надо, а принуждать к договоренностям
В этой войне победу одержит тот кто настоит на своих условиях мира и если это будет не Россия, то вам должна быть известна истина о том что : "Горе побежденным !"
И если вас устраивает поражение и распад России ,то вы соответственный персонаж. Либо ,если вы этого не понимаете, то просто недалекий если не мягко говоря безграмотный человек

[Silbi]

Видимо вас так и не поняли, хотя как я понимаю, действительно, на пятый год войны, там давно должно было бы быть уничтожено под ноль, а не ждать, пока они со временем и весь Роскосмос раздолбают, а то, никто не знает, кто именно это делает!

[vitaliy20091959]

если все так как пишут , то это просто луч света в темноте , сохранились и взросли наши новые кадры инженерии и по , пусть им стелется дорога

[nikolas 83]

Высота орбиты не 800 км а сейчас 507 км у первой группы.Вторая группа скоро достигнет 500 км .

[Развед]

Цитата: nikolas 83

Высота орбиты не 800 км а сейчас 507 км у первой группы.Вторая группа скоро достигнет 500 км .

Верно. И каков вывод? Ваш личный? Почему первая партия еше не на целевой?

[nikolas 83]

Высота орбиты и расположение

[С.Викторович]

Судя по фото - проводятся лабораторные испытания, то ли опытных образцов, то ли макетов. Траектории еще рано расчитывать.

[Svetlana]

Цитата: С.Викторович

Судя по фото - проводятся лабораторные испытания, то ли опытных образцов, то ли макетов. Траектории еще рано расчитывать.

Главное, что бы не было поздно..

[Константин Константинович]

Какого лешего лица спецов не плюрены??? Редакция Вы там "берега попутали" ??? Куда только ФСБ смотрит???

[Zaurbek]

Это ИИ рисовал.
Текст Вашего комментария слишком короткий и по мнению администрации сайта не несёт полезной информации.

[Zaurbek]

Помню сколько было критики, когда ГЛОННАС вводили. И не нужно нам и дорого и хуже, чем ГПС...
А сейчас? Старлинк -новый уровень воздействия на врага. И надеюсь все схемы работы против РФ стран Запада через 404, нами записаны и запомнены и приплывут в ответ США и ЕС.