Köszi!Igen, valami ilyesmire gondoltam, hogy a NASA-korszaktól az USA-ban stratégiai szinten nem, max a hardverfejlesztés során tudtak konfrontálódni (egymás tyúkszemére lépni) a népek. De mondjuk nem szántottak be teljes programokat platformostul csak azért mert egy fejes épp meghalt. Vagy más lett az elnök. Ez a fajta stabilitás azért hosszú távon jót tett az amerikai projekteknek.
Katonai projektek lettek elkaszálva sorozatban: Dyna-Soar, Blue Gemini, MOL... az első és az utolsó már kitűzött start időpontokkal, személyzettel, félig-meddig kész rendszerekkel is bírt, mikor el lettek meszelve.
A civil projekteknél is voltak előrehaladott, majd elkaszált megoldások, a leginkább említésre méltó a nukleáris meghajtású űrbárka / Mars-űrhajó elképzelések voltak, a NERVA nukleáris-kémiai hajtómű gyakorlatilag 90%-ban készen volt, mikor szóltak, hogy arról ne álmodjanak, hogy most erre milliárdokat kapnak...
Buran gondolom majd a következő poszt lesz.
Nem, a következő két poszt a Szaljut-6 lesz, aztán majd a Szaljut-7, és utána az Enyeria / Poljus, végül az orosz űrrepülőgép-program.
Nézem
wikin, hogy ott kerozin-LOX oldalgyorsítókat használtak az amerikai szilárdak helyett (plusz a központi fokozat is termelt, míg az STS-ben az egy sima tank).
Igazából fel se merült, hogy az összes hajtómű a siklóban kapjon helyet és max egy eldobható tartály lógjon rajta?
Szerintem neked kimaradt az
előző rész.
Haladjunk sorban. A NASA azért döntött úgy, ahogy, mert ráébredt, hogy a költségcsökkentés kritikus pontja az, hogy hányszor repül majd az űrrepülőgép egy évben. A földi infrastruktúra, a háttér ugyanannyiba kerül, ha évi 4x repül, mintha 40x. Utóbbi esetén viszont az egy útra vetített költség jóval alacsonyabb lesz. Tehát szó szerint
mindent az űrsiklóval szerettek volna megoldani és felvinni. Ezért építették meg az űrsiklót olyanra, amilyenre az USAF / NRO akarta, hogy az ő műholdjaikat is az űrrepülőgép vihesse fel. Emiatt az űrrepülőgépre szerelt hajtómű logikus döntésnek tűnt - ha évi 40 indítás lesz, akkor a drága SSME hajtóműveket meg kellene őrizni és újrafelhasználni. A szilárd hajtóanyagú gyorsítórakéta pedig olcsó megoldásnak tűnt. Utólag már az amerikaiak is rájöttek, hogy a tervük féllábú óriás, ekkor kezdték el a Shuttle-C (C = Cargo, teher) terveket szövögetni, hogy egy tehermodul lesz az űrsikló helyén, a végén 2-3db egyszer használatos SSME hajtóművel.
A Szovjetek már az 1972-es amerikai terveket is fintorral fogadták, lévén náluk egyértelmű volt, hogy nem fognak mindent az űrsiklóval felvinni, plusz értelmét se nagyon látták a teljesen űrrepülőgép-alapú infrastruktúrának. Usztyinov viszont az űrrepülőgép másolatát akarta. Ekkor jött az ötlet, hogy a hajtóműveket szereljék a középső fokozatra, így a rendszer valójában két elemből fog állni, a hordozórakétából és az űrrepülőgépből, és az előbbi az utóbbi nélkül is használható lesz - míg az amerikaiaknál az űrrepülőgép nélkül a gyorsítórakéták és a külső hajtóanyag-tartályok semmit sem érnek...
Mivel pedig Glusko egy nagy méretű hordozórakétát szeretett volna, a Vulkan-t, hogy a Szovjet holdprogram megvalósulhasson, a szovjet űrrepülőgép-program ebbe az irányba mozdult el....
Így még egyszer átolvasva jutott eszembe a Droidnak (vagy a Csajszinak) ez az adása, ahol az alábbi kritériumokat foglalták össze:
- a rakéta legyen minél magasabban, hogy az üa ne a pilóták fölött robbanjon
- csak folyékonnyal gyenge lenne, így kellett bele a szilárd, viszont az meg beleállt a mégis fejmagasságba érő üa tartályba Challengernél.
Először is, az üzemanyag elhelyezése sose volt meghatározó kritérium, az oldalsó elhelyezést a szükség szülte, mert így lehetett az SSME hajtóműveket az egész út alatt használni. Erre még két opció lett volna, ha a tartályokat az űrrepülőgép előtt helyezik el (a Lockheednek volt még a Phase A-ban egy ilyen terve, a Star Clipper) vagy az ürrepülőgép mellett, két oldalt (ilyen tervek is voltak több cégtől).
Másodszor a "gyenge" folyékony hajtóanyagú rakéta dolgot nehéz hova rakni magyarázat nélkül. A folyékony hajtóanyagú rakéta mindig
sokkal hatékonyabb, mint a szilárd hajtóanyagú. Szilárd hajtóanyaggal a tömeg-arányos hatásfok (ISP) 270-280 másodperc körül tetőzik. A kerozin-alapú megoldások nagyságrendileg 330-350 másodperc körül, a folyékony hidrogén alapúak viszont 420-450-at is tudnak. A probléma az, hogy a folyékony hidrogén-alapú hajtóművekből nehéz nagy teljesítményt kihozni, az SSME a maga tengerszinten 1860 kN tolóerejével nem gyenge, csak éppen ezt egy irgalmatlanul bonyolult és ezért drága megoldásokkal éri el. Hozzá képest a kerozint égető hajtóművek egyszerűbb megoldásokkal és olcsóbban tudnak nagy tolóerőt elérni.
Az SRB esetén a 12 000 kN tolóerőre előszeretettel mondják, hogy hát na, ezt folyékony hajtóanyagú rakéta nem tudja. Nem tudja a frászt. 3db RD-180-as hajtómű pl. képes lenne rá, az F1-ből pedig kettő elég lenne...
Közi az újabb jó cikket! 
