Какой тоннаж реально необходим для LOR-схемы в современной редакции?
Возьмем за отправную точку американскую лунную программу 60х-70х годов. Лунная экспедиция с разделением на орбитальный и посадочный модули на окололунной орбите (Lunar Orbit Rendezvous), экипаж 3 человека, 2 человека высаживаются на двое суток на поверхность Луны. Масса перелетного комплекса -- около 45 тонн на отлетной траектории (Trans-Lunar Injection). При использовании для TLI разгонной ступени с характеристиками S-IVB, необходимо менее 115 тонн стартовой массы на околоземной орбите. То есть, без довыведения на РС, даже при относительно низких тогдашних характеристиках, достаточно "честного" 115-120-тонника. Собственно, таким эквивалентом 115-тонника и являлся Сатурн-V по своей энергетике. Честный 140-тонник, к примеру, отправлял бы к Луне на той же разгонной ступени 55-56 тонн вместо 45, что позволило бы уже задуматься уже и о прямой схеме полета (Direct) вместо LOR. И надо сказать, такой вариант рассматривался в NASA, но в лимитах Сатурн-V условия экспедиции получались намного блее жесткими, чем "аполлоновские", и не позволяли рассчитывать на сколько-нибудь содержательную деятельность экспедиции на самой Луне.
Использование РБ с более высокими характеристиками (удельный импульс, отношение начальной массы к конечной), соответствующими современному уровню ракетостроения, позволяют снизить необходимую массу до 100 тонн. Но и это не предел, так как остаются значительные резервы в самом экспедиционном комплексе. Самый значительный из них -- использование водородно-кислородных двигателей для торможения на ОИСЛ и посадки на Луну. Это требует хранения криогенного топлива в космосе в течение около 4 суток с момента старта. Необходимые технологии для этого были известны уже в 60-70 годы, как в США (в вариантах проектов лунного директа), так и в СССР ("блок Р", "блок СР"). Существеную экономию также дает переход на современное оборудование, начиная с солнечных батарей вместо топливных элементов, и заканчивая электроникой. И наконец, оптимизация компоновки, использование кабины лэндера в качестве жилого объема в оба конца полета позволяет сократить массу командного модуля (и/или увеличить численность экипажа).
В совокупности, на современных технологиях необходимую для LOR массу на TLI можно сократить с 45 тонн до 30-31 тонн, при этом увеличив экипаж с 3 до 4 человек, и как минимум, не ухудшив при этом условий полета и высадки. Что позволяет использовать для пилотируемой экспедиции на Луну (а в дальнейшем, смены экипажей на лунной базе) ракеты-носителя 70-тонного класса -- в один запуск с Земли.
Что "кстати" соответствует проектной ПН американской SLS.
Схема LOR, трое на Луне, один в ЛОК на орбите.[/size]
Сравнение с "Аполлоном"/"Союзом"
0.250 -- масса на 1 человека (в лунных миссиях "Аполлона" -- 0.200-0.250)
1.500 -- кабина ЛПВК (БО "Союза" -- 1.300)
3.500 -- конечная масса ЛПВК (конечная масса "аполлоновского" -- 2.400)
Сравнение суммарной массы обитаемой части, включая экипаж и снаряжение
6.000 -- СА + кабина ЛПВК (в оба конца перелета)
4.200 -- СА + БО "Союза"
5.500 -- КМ "Аполлона" (на пути к Земле)
7.500 -- КМ + ВС "Аполлон"+ (вместе с ПАО ВС, и только на пути к Луне)
Ракетные блоки и агрегатные модули
isp=470, m0/m1=39.000/4.000=9.75 -- разгонная ступень
isp=470, m0/m1=14.000/2.000=7.00 -- тормозная ступень
isp=320, m0/m1= 5.000/1.000=5.00 -- ПАО ЛПВК
isp=320, m0/m1= 5.500/2.000=2.75 -- ПАО ЛОК
Развесовка
1.000 -- экипаж и снаряжение
1.500 -- кабина ЛПВК (пустая)
1.000 -- ПАО ЛПВК (конечная масса)
4.000 -- топливо ЛПВК (ндмг/ат, рабочий запас)
0.500 -- шасси и снаряжение ЛПВК
3.500 -- командный модуль ЛОК (пустой)
2.000 -- ПАО ЛОК (конечная масса)
3.500 -- топливо ЛОК (ндмг/ат, рабочий запас)
2.000 -- тормозная ступень (ТС, конечная масса)
12.000 -- топливо ТС (водород/кислород, рабочий запас)
4.000 -- разгонная ступень (РС, конечная масса)
35.000 -- топливо РС (водород/кислород, рабочий запас)
Сценарий полета
isp=470 m=70.000-35.000=35.000 dV=3195 разгон на отлетную траекторию
------- m=35.000- 4.000=31.000 ------- после сброса РС
isp=470 m=31.000- 6.600=24.400 dV=1103 коррекции и выход на окололунную орбиту
------- m=24.400- 9.000=15.400 ------- после отстыковки ЛПВК+ТС от ЛОК
isp=470 m=15.400- 5.400=10.000 dV=1990 торможение и заход на посадку
------- m=10.000- 2.000= 8.000 ------- после сброса ТС
isp=320 m= 8.000- 0.500= 7.500 dV= 202 зависание над площадкой и прилунение
------- m= 7.500- 0.500= 7.000 ------- шасси и снаряжение ЛПВК остается на Луне
isp=320 m= 7.000- 3.500= 3.500 dV=2175 взлет и стыковка
------- m= 3.500+ 9.000=12.500 ------- ЛПВК + ЛОК на орбите
------- m=12.500- 1.000=11.500 ------- после сброса ПАО ЛПВК
isp=320 m=11.500- 3.500= 8.000 dV=1139 полет к Земле, с коррекциями
------- m= 8.000- 3.500= 4.500 ------- сброс ПАО ЛОК и кабины ЛПВК, приземление
Расчет сделан с запасом, для доставки всех 4х на Луну и обратно. Характеристики и скорости взяты на основе данных существующей и исторической космической техники. Все массы в тоннах, все скорости в метрах в секунду.
Водородная тормозная ступень (ТС) сбрасывается после захода на посадку по причине своего относительно большого объема и высоты, что отрицательно сказывается на устойчивости. Зависание и прилунение осуществляется на двигателях ПАО ЛПВК. Для посадки и взлета используется многодвигательная установка с резервированием (6-8 двигателей на нгмд/ат или аналогах) с вытеснительной подачей топлива. Посадочное шасси и негерметичный контейнер снаряжения при взлете остается на Луне.
После возвращения и стыковки к ЛОК, ПАО ЛПВК отстреливается, кабина ЛВПК остается в составе комплекса на время обратного перелета, в качестве дополнительного жилого объема.
Вот объясни, зачем сейчас, в 21 веке оставлять человека болтаться на орбите над Луной? Зачем это надо было в 60е-70е - понятно, с автоматической стыковкой было никак (у США) или плохо (у нас) Ну а сейчас-то нафига?
Ели в сочетании с атомным ЭРД-буксиром, то предпочтительней вариант 2 - 40-тонник двупуск (буксир доставляет посадочный лэндер, массой 40 т, отдельно от экипажа, который летит на корабле с обычным ЖРД).
Если экспедиция осуществляется чисто на ЖРД, то предпочтительней, конечно, супертяж (вариант 5).
ЦитироватьВот объясни, зачем сейчас, в 21 веке оставлять человека болтаться на орбите над Луной? Зачем это надо было в 60е-70е - понятно, с автоматической стыковкой было никак (у США) или плохо (у нас) Ну а сейчас-то нафига?
Безопасность людей. Не картошку везем! :) Есть ряд ситуаций, когда пилот на ЛОК спасает положение. В частности, неисправность на ЛОК, препятствующая стыковке. Пилотируемый ЛОК также может взять на себя активную роль при стыковке, если проблемы возникли у взлетной ступени. В общем, на то и увеличение экипажа, оставлять наверху одного из четверых менее существенно, чем одного из троих. Но схема в любом случае просчитана для прилунения всего экипажа, так что можно и автомату довериться, если так уж понадобится.
ЦитироватьЕли в сочетании с атомным ЭРД-буксиром, то предпочтительней вариант 2 - 40-тонник двупуск (буксир доставляет посадочный лэндер, массой 40 т, отдельно от экипажа, который летит на корабле с обычным ЖРД).
Чисто гептильный ЛПВК всего 15 тонн весит, а экипаж на ОИСЛ доставляется и забирается в двухпуск 25-тоннок (корабль + РБ). Либо атомный буксир, либо 40-тонники, вместе избыточно.
ЦитироватьЕсли экспедиция осуществляется чисто на ЖРД, то предпочтительней, конечно, супертяж (вариант 5).
Вариант пять (150 тонн и более) это уже директ.
70-тонника пока нет.
150+ - тонника тоже нет.
Не вижу радикальной разницы в стоимости разработки этих носителей, да и инфраструктура под них не так уж сильно будет различаться.
К тому же наша цель в сияющем завтра - не флаговтык, а постоянная база на Луне, и желательно не одна. И про Марс забывать не надо.
А чем больше грузов нужно забросить наверх - тем нужнее большая ракета.
Поэтому не вижу большого смысла экономить по мелочам и набирать в экипаж карликов для сокращения массогабаритов корабля.
Всё равно помимо людей для лунной базы нужно будет возить кучу грузов.
Я за пятый вариант.
Первый и второй вариант (серийные тяжи существующие или перспективные, 20-40 тонн) имел бы смысл для разовых флаговтыков.
А 70-тонник - ни рыба ни мясо. Для флаговтыка дорого особый носитель делать, для большой программы 70 тонн маловато и неудобно.
ЦитироватьБезопасность людей. Не картошку везем! :) Есть ряд ситуаций, когда пилот на ЛОК спасает положение. В частности, неисправность на ЛОК, препятствующая стыковке.
Это какая например? Что-то сходу не придумываются неисправности, которые препятствуют стыковке и могут быть легко устранены силами одного пилота...
ЦитироватьПилотируемый ЛОК также может взять на себя активную роль при стыковке, если проблемы возникли у взлетной ступени.
Какие например проблемы? Не вышла на орбиту? Так это трындец, никакой ЛОК не спасет. Проблемы с управляемостью? Управление ЛОКом с Земли, на конечном участке - ТОРУ. Больно расточительно возить космонавта к Луне и оставлять там на орбите.
ЦитироватьЧисто гептильный ЛПВК всего 15 тонн весит, а экипаж на ОИСЛ доставляется и забирается в двухпуск 25-тоннок (корабль + РБ). Либо атомный буксир, либо 40-тонники, вместе избыточно.
Зачем такой легкий лэндер, если речь не идет о полете на ЛБ? Чисто флаговтык на 3 дня? Зачем? Толку с такого полета? Так что вам дело говорят - тяжелый лэндер атомным бкусиром (можно - многоразовый, потом только горючее подвозить) и экипаж на ОИСЛ сорокатонником.
ЦитироватьБольно расточительно возить космонавта к Луне и оставлять там на орбите.
А если экспедиция длительная? Этот вариант должен быть основным для вменяемой программы.
Тогда для космонавта на орбите делать радиационное убежище массой 100500 тонн?
Понятно что в длительных полетах придется сажать на Луну весь экипаж, на этот вариант надо ориентироваться.
Shestoper :
ЦитироватьА 70-тонник - ни рыба ни мясо
Dа , много правды !!!
Нужно сделать только один модульный носитель например з PN ом 105 do 250 тонн. Енергиа была сделана на 35 до 200 тонн ПН. А МРКН также носитель на 70 тонн. Другом словом, будет МРКН ,70 тонник и 180 тонник !
Три носители! А справа деньгов ? NASA делает только один носитель от 70 до до 165 тонн ПН.
Если уж серьезно браться за Луну нужен и соответствующий носитель - от 150т.
Наверняка такой носитель до конца века эксплуатироваться будет, если первые испытания году в 2030-35 будут. Лет 30-40 точно будет рабочей лошадкой.
Не нужно ни 100-, ни 75-тонника. Нужны РН обычной размерности и орбитальная заправка. Для активной детельности на Луне нужен прежде всего приличный грузопоток. Для него делаем два носителя. Первый:
Мо=600 т, Мпг=25 т.
Последняя ступень - водородная, приспособленная под дозаправку на орбите, масса - 146 т, топливо - 125 т.
Второй:
Мо=440 т, Мпг=7,7 т.
Последняя ступень - метановая, приспособленная для дозаправки на орбите, масса - 77 т, топливо -62 т.
На заправочной станции из последних ступеней делается и заправляется двухступенчатая РН, полезный груз составляется из двух ПГ. Одна ступень работает на разгон, другая - на торможение и посадку. В итоге на Луну лоставляется 32,7 т груза. Почти 100 т при 3-х операциях в год, и 200 - при 6-ти. Вполне приемлемо и принципиально. Общий потенциал технологии - объём её использования, не исчерпав который, не стоит переходить на следующую, предлагаю считать в 200 операций. Иными словами, пока мы не доставим на Луну 32,7*200=6540 т груза, никакой (никакой!) супертяж не нужен.
Омен.
ЦитироватьЭто какая например? Что-то сходу не придумываются неисправности, которые препятствуют стыковке и могут быть легко устранены силами одного пилота...
Легко. Взять хотя бы отказ системы ориентации. Неконтролируемое вращение началось, и привет. Пилот с этим справится на ручном управлении, дистанционка -- нет.
ЦитироватьКакие например проблемы? Не вышла на орбиту?
Да сколько угодно. Отказ одного или нескольких двигателей в конце выведения. Отказ системы управления. Отказ систем сближения. Перерасход топлива по любой причине. И т.д. В подобных случаях пилотируемый ЛОК сам подбирает "застрявшую" на орбите взлетную ступень. Управлять им с Земли затруднительно -- мало того, что задержки из-за большого расстояния, так еще часть витка вне радиовидимости может оказаться, а ждать удобного положения у взлетной ступени автономность не резиновая (особенно, в случае аварии).
ЦитироватьЗачем такой легкий лэндер, если речь не идет о полете на ЛБ? Чисто флаговтык на 3 дня? Зачем? Толку с такого полета? Так что вам дело говорят - тяжелый лэндер атомным бкусиром (можно - многоразовый, потом только горючее подвозить) и экипаж на ОИСЛ сорокатонником.
Советую уже осознать, что LOR принципиально предназначен только для коротких посещений Луны. За несколько суток орбита "уплывает", и вернуться по желанию, когда приспичило, уже нельзя. Только в "окно" (которое будет уже лунной ночью или через ночь -- не хотите провести ночку на Луне в лэндере?). Поэтому либо короткая экскурсия на пару-тройку дней, либо лунная база (хотя бы небольшой стационарный лагерь), где можно жить. Городить при этом особые тяжелые ракеты только ради того, чтобы вместо нормального лэндера таскать с собой летающий жилой барак, это маразм.
Людям вообще нечего там делать на пустом месте. Луна не тайга, куда геологи экспедиции мотаются. Думаю, эта архаичная аналогия на мозг давит, когда про такие вот "исследования" Луны говорят, мол, высадим туда геологов с молотками, пусть бродят, копаются. :lol: Да уж, наверное, трактор в тайгу забросить подороже будет, чем лишнюю пару бородатых. Только вот с Луной все строго наоборот.
ЦитироватьВ итоге на Луну лоставляется 32,7 т груза. Почти 100 т при 3-х операциях в год, и 200 - при 6-ти. Вполне приемлемо и принципиально.
Топливо не само придет на заправку. Его нужно доставлять. Плюс заправку вывести надо, заменять на ней вышедшие из строя узлы.
Для того, чтобы мягко положить на Луну 1 кг груза, надо вывести на НОО примерно 8-10 кг.
Каждая ваша операция потребует доставки на НОО порядка 300 тонн. То есть 12 пусков только 25-тонника. 6 операций в год - 72 пуска.
ЦитироватьСоветую уже осознать, что LOR принципиально предназначен только для коротких посещений Луны.
Полет по прямой схеме, и никакого баловства. Ни стыковок, ни ожидания нужного положения орбиты при экстренной эвакуации. А что накладно по энергетике - так нужно плясать от "грузовика", доставляющего на Луну модули.
И никаких 70-тонников. :D
ЦитироватьНе вижу радикальной разницы в стоимости разработки этих носителей, да и инфраструктура под них не так уж сильно будет различаться. К тому же наша цель в сияющем завтра - не флаговтык, а постоянная база на Луне, и желательно не одна. И про Марс забывать не надо. А чем больше грузов нужно забросить наверх - тем нужнее большая ракета. Поэтому не вижу большого смысла экономить по мелочам и набирать в экипаж карликов для сокращения массогабаритов корабля.
Хотя вообще-то LOR на 70-тоннике нормально выходит, без карликов (на уровне "Аполлона" примерно, плюс-минус), но я согласен насчет того, что между различными супертяжами не такая уж пропасть, а возить лучше квантами побольше. Потому и тему опроса так поставил. Успешным может оказаться любой вариант, вопрос подхода.
ЦитироватьЦитироватьВ итоге на Луну лоставляется 32,7 т груза. Почти 100 т при 3-х операциях в год, и 200 - при 6-ти. Вполне приемлемо и принципиально.
Топливо не само придет на заправку. Его нужно доставлять. Плюс заправку вывести надо, заменять на ней вышедшие из строя узлы.
Для того, чтобы мягко положить на Луну 1 кг груза, надо вывести на НОО примерно 8-10 кг.
Каждая ваша операция потребует доставки на НОО порядка 300 тонн. То есть 12 пусков только 25-тонника. 6 операций в год - 72 пуска.
Откуда вы взяли 300 т? Я же привёл данные: 125 т кислородно-водородного и 62 т кислородно-метанового топлива. Итого 187 т. Только их не нужно 25-тонником пускать. Фантазии нужно побольше.
ЦитироватьНе нужно ни 100-, ни 75-тонника. Нужны РН обычной размерности и орбитальная заправка. Для активной детельности на Луне нужен прежде всего приличный грузопоток. Для него делаем два носителя. Первый:
Мо=600 т, Мпг=25 т.
никакой (никакой!) супертяж не нужен.
Омен.
Масса ТЭМ- 25 мВт будет 120 тонн ! Ядерный двигатель на 25 мВт не можна сделать из 5 модулей !
ЦитироватьЦитироватьНе нужно ни 100-, ни 75-тонника. Нужны РН обычной размерности и орбитальная заправка. Для активной детельности на Луне нужен прежде всего приличный грузопоток. Для него делаем два носителя. Первый:
Мо=600 т, Мпг=25 т.
никакой (никакой!) супертяж не нужен.
Омен.
Масса ТЭМ- 25 мВт будет 120 тонн ! Ядерный двигатель на 25 мВт не можна сделать из 5 модулей !
Не нужен такой ТЭМ. Делите на 5.
ЦитироватьОткуда вы взяли 300 т? Я же привёл данные: 125 т кислородно-водородного и 62 т кислородно-метанового топлива. Итого 187 т. Только их не нужно 25-тонником пускать. Фантазии нужно побольше.
У Вас ПН + 2 ступени + топливо для них = 255,7 тонн.
Но для ПН нужны посадочные опоры, нужна силовая рама, к которой будут крепиться эти опоры, целевая ПН и посадочный ЖРД, который будет окончательно гасить скорость.
С учетом этого масса лэндера при посадке будет больше 32,7 тонн. И этот дополнительный груз нужно разгонять с НОО.
Или Вы записали все эти системы в ПН? Тогда урезайте осетра, то есть целевую ПН.
При отлетной массе комплекса на НОО 255,7 тонн собственно ПН будет тонн 25.
И какой фантазией вы хотите топливо на орбиту доставлять? Пушкой или ещё какой экзотикой?
ЦитироватьЦитироватьОткуда вы взяли 300 т? Я же привёл данные: 125 т кислородно-водородного и 62 т кислородно-метанового топлива. Итого 187 т. Только их не нужно 25-тонником пускать. Фантазии нужно побольше.
У Вас ПН + 2 ступени + топливо для них = 255,7 тонн.
Ну хорошо, учли ПН. 187+32,7=220 т. Но не 300. С чего вы в массу включаете ступени? Или вы считаете их как ПН? тогда надо добавлять.
ЦитироватьНо для ПН нужны посадочные опоры, нужна силовая рама, к которой будут крепиться эти опоры, целевая ПН и посадочный ЖРД, который будет окончательно гасить скорость.
Всё включено.
ЦитироватьС учетом этого масса лэндера при посадке будет больше 32,7 тонн. И этот дополнительный груз нужно разгонять с НОО.
Сколько?! Это Луна!
ЦитироватьИли Вы записали все эти системы в ПН? Тогда урезайте осетра, то есть целевую ПН.
А может быть добавить посадочную ступень к ПН? Вдруг её использовать можно?
ЦитироватьИ какой фантазией вы хотите топливо на орбиту доставлять? Пушкой или ещё какой экзотикой?
Любой, главное - чтобы дёшево было.
ЦитироватьЦитироватьСоветую уже осознать, что LOR принципиально предназначен только для коротких посещений Луны.
Полет по прямой схеме, и никакого баловства. Ни стыковок, ни ожидания нужного положения орбиты при экстренной эвакуации. А что накладно по энергетике - так нужно плясать от "грузовика", доставляющего на Луну модули.
И никаких 70-тонников. :D
Да :!: А интересно смотреть голосование. Пока что >150т идёт с большим отрывом. :)
ЦитироватьДа :!: А интересно смотреть голосование. Пока что >150т идёт с большим отрывом. :)
Так ведь люди думают, на чём они хотели бы полететь. А вы предложите скинуться личными средствами...
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьНе нужно ни 100-, ни 75-тонника. Нужны РН обычной размерности и орбитальная заправка. Для активной детельности на Луне нужен прежде всего приличный грузопоток. Для него делаем два носителя. Первый:
Мо=600 т, Мпг=25 т.
никакой (никакой!) супертяж не нужен.
Омен.
Масса ТЭМ- 25 мВт будет 120 тонн ! Ядерный двигатель на 25 мВт не можна сделать из 5 модулей !
Не нужен такой ТЭМ. Делите на 5.
МПД двигатели или ВАСИМР на 50- 200 мВт или болше абсолютные не можна делит ! Омен !
А как можно ядерны реактор делит ?
ЦитироватьЦитироватьДа :!: А интересно смотреть голосование. Пока что >идёт с большим отрывом. :)
Так ведь люди думают, на чём они хотели бы полететь. А вы предложите скинуться личными средствами...
Да, патому НАСА и делает СЛС на >150т.
ЦитироватьНе нужно ни 100-, ни 75-тонника. Нужны РН обычной размерности и орбитальная заправка. Омен.
A НПО Энергомаш работает над двигателем РД-175 тягу 1000 т на сверхтяжелые РН !
Мне использование ракет класса Протон кажется наиболее реалистичным.
Редко когда кто-то заявляет о разработке существенно более тяжёлых ракет, и всегда это - событие. В то время как очередная ракета этого класса появляется более-менее регулярно. Китайский носитель, Атл5/Дел4/Ари5, Ангара... А новых сверхтяжёлых ракет нет уже с четверть века. Разве что Фалькон-Хэви - если получится в заявленных масштабах - поднимет планку, по крайней мере, мне эта заявка выглядит наиболее реалистичной из не-протоновских.
МРКС имеет старшую модель в ряде 70 тонн, и возможность превратиться в унифицированный с этим рядом супертяж, примерно на 130 тонн:
Цитироватькстати у МРКС на 60-70 тн водородная ступень 3-х блочная в диаметре 5 м. Типа Дельта-4 Хэви. И 2 блока метановых 1-й ступени. так что можно обойти 8-10 м блок. (финт влево а сам ушёл вправо :)). А если сделать компоновку: 3 водородных блока (5м) в ряд, и к ним пристегнуть 4 блока 1-й ст. керосиновых или метановых. Получим 7-блок. Тонн на 130 :roll: Можно и блоки 1-й ст. выполнить Ф5 м :wink:
Цитироватьпо просьбе Валерича, легко :wink:
(http://s015.radikal.ru/i332/1207/21/f529ba0635d8t.jpg) (http://radikal.ru/F/s015.radikal.ru/i332/1207/21/f529ba0635d8.jpg.html)
МРКС превращается, превращается МРКС, в супертяж :P
Это вот отсюда: http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=964144#964144
Если старт сделать с хорошим запасом по стартовой массе, то, ИМХО, можно дополнительно увеличить ПН супертяжа на НОО, заменив крайние водородные блоки на метановые в тех же габаритах. Такой фокус может пригодиться для марсианского корабля, собираемого на орбите. Причем для запуска топлива или рабочего тела можно использовать в одноразовых метановых блоках двигатели в конце ресурса, отлетавшие свое на многоразовой ступени.
Вот вам и супертяж, и ряд, начатый от востребованных сейчас коммерческих нагрузок, перспективный на осязаемое будущее и экономичный в эксплуатации. Более крупных носителей, думаю, еще долго не потребуется - иначе масса силовой рамы будет расти быстрее, чем ПН.
ЦитироватьЛегко. Взять хотя бы отказ системы ориентации. Неконтролируемое вращение началось, и привет. Пилот с этим справится на ручном управлении, дистанционка -- нет.
. . .
Да сколько угодно. Отказ одного или нескольких двигателей в конце выведения. Отказ системы управления. Отказ систем сближения. Перерасход топлива по любой причине. И т.д. В подобных случаях пилотируемый ЛОК сам подбирает "застрявшую" на орбите взлетную ступень.
Это на самом деле аргументы за то, чтобы отказаться от предложенного флаговтыка, и делать нормальную программу освоения Луны, с ЛОСам, базами, и всем необходимым. И коммерцию с первого дня, а не потом. А иначе так и будем с безумным риском пускать никому не нужные экспедиции, причем риск определяет сверхдорогие архитектуры и супертяж -- на которые ни у кого нет денег.
Цитироватькстати у МРКС на 60-70 тн водородная ступень 3-х блочная в диаметре 5 м. Типа Дельта-4 Хэви. И 2 блока метановых 1-й ступени. так что можно обойти 8-10 м блок. (финт влево а сам ушёл вправо :)). А если сделать компоновку: 3 водородных блока (5м) в ряд, и к ним пристегнуть 4 блока 1-й ст. керосиновых или метановых. Получим 7-блок. Тонн на 130 :roll: Можно и блоки 1-й ст. выполнить Ф5 м :wink:
Не будет этого, забудьте.
ЦитироватьЦитироватьЕсли в сочетании с атомным ЭРД-буксиром, то предпочтительней вариант 2 - 40-тонник двупуск (буксир доставляет посадочный лэндер, массой 40 т, отдельно от экипажа, который летит на корабле с обычным ЖРД).
Чисто гептильный ЛПВК всего 15 тонн весит, а экипаж на ОИСЛ доставляется и забирается в двухпуск 25-тоннок (корабль + РБ). Либо атомный буксир, либо 40-тонники, вместе избыточно.
15-тонный ЛПВК обеспечит только флаговтык, а если мы планируем серьёзную экспедицию, то ЛПВК должен быть существенно больше. Во-первых, необходим нормальный бытовой отсек для проживания на Луне в течение двух недель, во-вторых, полноценная шлюзовая камера (будет много выходов на поверхность), в третьих, необходимо предусмотреть запас для тяжёлого оборудования - например, передвижной буровой установки для разведочных скважин (хотя бы на пару сотен метров). Так что лучше 40-тонный ЛПВК, доставляемый атомным буксиром.
ЦитироватьА как можно ядерный реактор делить?
А что в реакторе 120 тонн весит? Биозащита? Теплоноситель? Выводим отдельно.
ЦитироватьA НПО Энергомаш работает над двигателем РД-175 тягу 1000 т на сверхтяжелые РН !
1000т тяги при коэффициенте 1.2 и мюПН 3% даёт как раз 25 тонн...
ЦитироватьМПД двигатели или ВАСИМР на 50- 200 мВт или болше абсолютные не можна делит ! Омен !
А как можно ядерны реактор делит ?
Да нужно сделать сразу поменьше. И двигателя типа ВАСИМП под 4-5 МВт хватит на комбинированные полёты к Марсу. Если где-то не хватит, можно взять 2-4 небольших реактора вместо одного большого.
ЦитироватьА что в реакторе 120 тонн весит? Биозащита? Теплоноситель? Выводим отдельно.
И гарантируете герметичность стыков трубопроводов с теплоносителем, идущих от реактора к радиатору, даже после 10 лет работы? После сборки на орбите? И дефектоскопическое оборудование тоже на орбиту для сборки потащим?
Цитировать1000т тяги при коэффициенте 1.2 и мюПН 3% даёт как раз 25 тонн...
Это пример грамотного создания задела для унификации тяжелых и сверхтяжелых носителей в будущем - мощный ЖРД везде найдет применение.
ЦитироватьНе нужно ни 100-, ни 75-тонника. Нужны РН обычной размерности и орбитальная заправка. Для активной детельности на Луне нужен прежде всего приличный грузопоток. Для него делаем два носителя. Первый:
Мо=600 т, Мпг=25 т.
Стартовая масса ПВЛК будет около 30 т - возможные варианты носители !
Вариант А : РН МРКН на 35 т и РН МРКН на 45 т для РБ.
Вариант Б : РН на около 75 т.
Стартовая масса ПК-Л будет 27,3 т , а на орбите 20,3 т. Нам нужно носители :
Вариант А : РН МРКН на 20 т или Ангара на 20 т, для РБ носитель на 35 т.
Вариант Б . РН МРКН на 60 т
Варианты лунной экспедиции:
А - 4 носители
Б - 3 носители
Ц - 2 носители
Коротка оценка:
Вариант А, за много носители, за много нужных двигатели- идет на стоимость. За дорого !
Эффективный вариант ето Б и Ц.
А на стоимость думаю з носителем на 70 тонн ( ПВЛК + РБ) и з многоразовым носителем на 60 тонн (ПК-Л + РБ).
Толко так ! А МРКН и 70 тонник будет !
ЦитироватьИ гарантируете герметичность стыков трубопроводов с теплоносителем, идущих от реактора к радиатору, даже после 10 лет работы? После сборки на орбите? И дефектоскопическое оборудование тоже на орбиту для сборки потащим?
А стыки мы не трогаем, только теплоноситель через краник внутрь заливаем. А потом его затыкаем намертво.
ЦитироватьЭто пример грамотного создания задела для унификации тяжелых и сверхтяжелых носителей в будущем - мощный ЖРД везде найдет применение.
А кто спорит? Главное чтобы очередной РД-171 не получился.
ЦитироватьИ гарантируете герметичность стыков трубопроводов с теплоносителем, идущих от реактора к радиатору, даже после 10 лет работы? После сборки на орбите? И дефектоскопическое оборудование тоже на орбиту для сборки потащим?
Нет проблем сделать соединение хоть разъёмное, хоть нет, испытать его и отдефектоскопировать. А вы гарантируете, что герметичность трубопроводов и прочего не будет нарушена в процессе выведения?
ЦитироватьЦитироватьМПД двигатели или ВАСИМР на 50- 200 мВт или болше абсолютные не можна делит ! Омен !
А как можно ядерны реактор делит ?
Да нужно сделать сразу поменьше. И двигателя типа ВАСИМП под 4-5 МВт хватит на комбинированные полёты к Марсу. Если где-то не хватит, можно взять 2-4 небольших реактора вместо одного большого.
Я знаю что НАСА и Ad Astra Rocket Company так не думают. На первые полеты на Марс нужно 25 мВт, да, а патом для далных полетов и тяжелых грузов и больше. Ad Astra делат уже концепцие на 200 мВт.
А если мы сразу поменьше сделаем, это не эффективно. Патому будет и СЛС до 165 тонн. А ТЭМ- 25 мВт будет 120 тонн.
25 МВт можно снять с зеркала радиусом в сотню метров. При толщине люминиевой фольги в 0.1мм оно будет весить порядка 10 тонн...
В 20 т ПГ вполне можно втиснуть 10-МВт реактор. И нам этого хватит с запасом.
ЦитироватьЦитироватьА как можно ядерный реактор делить?
А что в реакторе 120 тонн весит? Биозащита? Теплоноситель? Выводим отдельно.
ЦитироватьA НПО Энергомаш работает над двигателем РД-175 тягу 1000 т на сверхтяжелые РН !
1000т тяги при коэффициенте 1.2 и мюПН 3% даёт как раз 25 тонн...
Для носителя на 25 тонн не нужен двигатель на 1000 тонн ! Разработка над РД-175 идет на Русский СЛС носитель .
ЦитироватьДля носителя на 25 тонн не нужен двигатель на 1000 тонн ! Разработка над РД-175 идет на Русский СЛС носитель .
А какая разница? Всё равно два шестикамерника на один блок не влезут.
ЦитироватьВ 20 т ПГ вполне можно втиснуть 10-МВт реактор. И нам этого хватит с запасом.
Не идет !!!
А 20 тонн ПН это абсолютные на полет на Марс не реально !!! Анализы уже сделано, нужно только все посмотреть !
ЦитироватьЦитироватьДля носителя на 25 тонн не нужен двигатель на 1000 тонн ! Разработка над РД-175 идет на Русский СЛС носитель .
А какая разница? Всё равно два шестикамерника на один блок не влезут.
На блок только один двигатель !
Oдна концепция от Хруничева :
A - 2 блоки з РД-175
B - централны блок из РД- 0120 (новая версия будет сделана) или на Метан и РД-162 двигатели.
Эффективный носитель на 70 тонн, стартова масса 1315 тонн.
Второй вариант- 4 блоки, стартова масса - 2315 тонн и 75 тонн ПН. Ну в етом варианте за много двигатели на 75 тонн ПН, идет на стоимость !
РД-175 4-х камерный 8)
ЦитироватьA - 2 блоки з РД-175
B - централны блок из РД- 0120 (новая версия будет сделана) или на Метан и РД-162 двигатели.
если боковые блоки на керосине с рд-175 то почему центральный на метане :roll: центр в таком случае водородный :!:
ЦитироватьЦитироватьВ 20 т ПГ вполне можно втиснуть 10-МВт реактор. И нам этого хватит с запасом.
Не идет !!!
А 20 тонн ПН это абсолютные на полет на Марс не реально !!! Анализы уже сделано, нужно только все посмотреть !
20 т - это для реактора. Но, кроме этого, желательно иметь РН сборной конструкции тонн на 35, и всё.
ЦитироватьРД-175 4-х камерный 8)
В ряде источников - 6ти. И верится этому больше - дефорсированный на колпак как раз 170 тонн даёт.
ЦитироватьЦитироватьA - 2 блоки з РД-175
B - централны блок из РД- 0120 (новая версия будет сделана) или на Метан и РД-162 двигатели.
если боковые блоки на керосине с рд-175 то почему центральный на метане :roll: центр в таком случае водородный :!:
Да, правилно !!!
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьВ 20 т ПГ вполне можно втиснуть 10-МВт реактор. И нам этого хватит с запасом.
Не идет !!!
А 20 тонн ПН это абсолютные на полет на Марс не реально !!! Анализы уже сделано, нужно только все посмотреть !
20 т - это для реактора. Но, кроме этого, желательно иметь РН сборной конструкции тонн на 35, и всё.
Масса ТЭМ-25 мВт для пилотируемых полетов на Марс составляет из :
Реактора, 4 турбомашины, генератор, радиатор, двигатели и другие элементы. Вместе 120 тонн !
Топливa будет около на 230 тонн!
Корабль на Марс- взлетно-посадочный комплекс - около 50 тонн ! А это не всё, будут и другие элементы. Суммарна масса МЭК будет на 480 тонн. А вы бы хотели носители на 25 тонн???
Ну и что? Всего 20 запусков - и готово.
Хорошая задача для серийной ракеты.
ЦитироватьНу и что? Всего 20 запусков - и готово.
Хорошая задача для серийной ракеты.
Так не будет !
Толко на взлетно-посадочный комплекс - ето хабитат- нужен носитель на 50 тонн. А ТЭМ поделить на 5? Посмoтрите как НАСА делает.
Цитировать15-тонный ЛПВК обеспечит только флаговтык, а если мы планируем серьёзную экспедицию, то ЛПВК должен быть существенно больше.
Еще раз повторяю: не надо каждый раз возить с собой летающие бараки вместо лэндера. Задача пилотируемого корабля -- доставить людей. Доставить жилье для людей -- задача грузового транспорта. Нужно:
1. Пилотируемый корабль под легкий лэндер, для доставки людей на ЛБ;
2. Грузовой корабль для доставки жилых и инструментальных модулей.
Оба транспорта в РН одной размерности.
А в вашем варианте что получается, один супертяжелый "пассажир" с летающим бараком (чтобы вместо 2 дней пробыть там 10 -- офигенный не-флаговтык!)? А на лунную базу на нем же летать будете, и туда таская ненужный тяжелый лэндер? Или вам потребуется два разных "пассажирских" корабля, тяжелый и легкий, под две разные РН? А грузовик уже третий будет?
ЦитироватьНужно:
1. Пилотируемый корабль под легкий лэндер, для доставки людей на ЛБ;
2. Грузовой корабль для доставки жилых и инструментальных модулей.
Оба транспорта в РН одной размерности.
О как оно! "Мой варант экономичнее чем с ЛОС!!!!" - а потом вдруг случайно выяснятся, что кораблей-то не два, а три, а лэндеров два - потому что "экономичный вариант" ресурсов на борту имеет всего-ничего и пригоден только для полетов к ЛБ (которой нету еще...)
ЦитироватьО как оно! "Мой варант экономичнее чем с ЛОС!!!!" - а потом вдруг случайно выяснятся, что кораблей-то не два, а три, а лэндеров два - потому что "экономичный вариант" ресурсов на борту имеет всего-ничего и пригоден только для полетов к ЛБ (которой нету еще...)
Этот набор слов не имеет никакого отношения к тому, что я написал выше.
ЦитироватьЦитировать15-тонный ЛПВК обеспечит только флаговтык, а если мы планируем серьёзную экспедицию, то ЛПВК должен быть существенно больше.
Еще раз повторяю: не надо каждый раз возить с собой летающие бараки вместо лэндера. Задача пилотируемого корабля -- доставить людей. Доставить жилье для людей -- задача грузового транспорта. Нужно:
1. Пилотируемый корабль под легкий лэндер, для доставки людей на ЛБ;
2. Грузовой корабль для доставки жилых и инструментальных модулей.
Оба транспорта в РН одной размерности.
А в вашем варианте что получается, один супертяжелый "пассажир" с летающим бараком (чтобы вместо 2 дней пробыть там 10 -- офигенный не-флаговтык!)? А на лунную базу на нем же летать будете, и туда таская ненужный тяжелый лэндер? Или вам потребуется два разных "пассажирских" корабля, тяжелый и легкий, под две разные РН? А грузовик уже третий будет?
Последния концепция от Хруничева- Февраль/2012.
ПВЛК-2 на 6 космонавтов, топливо Кислород- Метан.
Масса на орбите после отделения от РН 39,8 тонн. РБ будет нужны на 60 тонн или один носитель на 105 тонн.
ЦитироватьЦитировать15-тонный ЛПВК обеспечит только флаговтык, а если мы планируем серьёзную экспедицию, то ЛПВК должен быть существенно больше.
Еще раз повторяю: не надо каждый раз возить с собой летающие бараки вместо лэндера. Задача пилотируемого корабля -- доставить людей. Доставить жилье для людей -- задача грузового транспорта. Нужно:
1. Пилотируемый корабль под легкий лэндер, для доставки людей на ЛБ;
2. Грузовой корабль для доставки жилых и инструментальных модулей.
Оба транспорта в РН одной размерности.
Простите, но ЛБ придётся сперва построить, и всё это время, пока её будут строить на Луне придётся проживать космонавтам - монтажникам, наладчикам, геологам-разведчикам и т. д. Надеяться, что базу построят роботы - утопия. Правда, есть вариант, который отстаивает Шестопёр (и который вряд ли понравится вам): смонтировать ЛБ на Земле и в готовом виде, одним, так сказать куском, забросить на Луну. Для этого нужен гипертяж, тонн, так на 500. Прочие варианты требуют "нулевого цикла" - когда присутствие людей на Луне необходимо, но жить им ещё негде. Вот почему нужен тяжёлый "лэндер-сарай".
ЦитироватьА в вашем варианте что получается, один супертяжелый "пассажир" с летающим бараком (чтобы вместо 2 дней пробыть там 10 -- офигенный не-флаговтык!)? А на лунную базу на нем же летать будете, и туда таская ненужный тяжелый лэндер? Или вам потребуется два разных "пассажирских" корабля, тяжелый и легкий, под две разные РН? А грузовик уже третий будет?
А вот когда ЛБ будет построена, тогда, безусловно, можно вернуться к более простым и дешёвым аппаратам. Либо на базе тяжёлого 40-тонного лэндера создать специализированный пассажирский корабль - ведь база должна расширяться?
ЦитироватьА вот когда ЛБ будет построена, тогда, безусловно, можно вернуться к более простым и дешёвым аппаратам. Либо на базе тяжёлого 40-тонного лэндера создать специализированный пассажирский корабль - ведь база должна расширяться?
ПВЛК-2 для Лунной базы, время пребывания до 180 дней. Будет тоже и одноразовыi грузовик. ПВЛК-1 и 2 ето многоразовые карабли.
ЦитироватьПрочие варианты требуют "нулевого цикла" - когда присутствие людей на Луне необходимо, но жить им ещё негде. Вот почему нужен тяжёлый "лэндер-сарай".
Хм, вот интересно. Посадка на Луну лэндера-сарая с людьми внутри не требует никакого "нулевого цикла". А посадка грузовой платформы с жилым модулем требует? Не более, чем посадка лэндера. Этим модулем и будут пользоваться экспедиции посещения, причем не только как строители времянкой, а как полноценной частью базы и в дальнейшем. И этот один-единственный модуль уже будет намного просторнее и удобнее, чем любой тяжелый лэндер, на котором вы прилетите и улетите. Вы ж на летающем сарае еще и обратно на орбиту подниматься собираетесь? :lol:
ЦитироватьА вот когда ЛБ будет построена, тогда, безусловно, можно вернуться к более простым и дешёвым аппаратам. Либо на базе тяжёлого 40-тонного лэндера специализированный пассажирский корабль - ведь база должна расширяться?
Я полагаю, в размерности 3-6 человек лунная база проработает лет 20, как минимум. На этот период вполне достаточно легких лэндеров, как хватает "Союзов" до сих пор. За это время сменится поколение ракетной техники, и там видно будет, стоит ли строить новые супертяжи, в какой размерности и т.д.
ЦитироватьСхема LOR, трое на Луне, один в ЛОК на орбите.
. . .
Reentrant, вполне достойный расчёт. Я и сам таких немало наделал в своё время... ;)
Неясно только, что у Вас с массой командного модуля (возвращаемого аппарата) ?
У Аполло он весил, как Вы сами пишете, "5.500 -- КМ "Аполлона". И это на троих.
А у Вас, значит, не считая вес экипажа, 3.500 - на четверых? ЗдОрово. :D
В такую массу разве только СА Шэньчжоу вместить можно (лунный вариант, с увеличенным ТЗП). Но вряд ли там поместятся 4 кресла. ;)
Ну пусть даже 4.500, считая общий вес капсулы с экипажем, всё равно для возвращения с Луны выглядит маловато. Хоть бы до аполловского трёхместного увеличили для приличия...
Кстати говоря, массовое совершенство (Мю-к) блоков Вас неверно посчитано:
ЦитироватьРакетные блоки и агрегатные модули
isp=470, m0/m1=39.000/4.000=9.75 -- разгонная ступень
isp=470, m0/m1=12.000/2.000=6.00 -- тормозная ступень
isp=320, m0/m1= 4.000/1.000=4.00 -- ПАО ЛПВК
isp=320, m0/m1= 3.500/2.000=1.75 -- ПАО ЛОК
Верно посчитана только первая строчка, в остальных конечная масса "потеряна" из стартовой.
Но это, в принципе, мелочи.
А по ХС в основном избыток, так что если уточнить ХС и массу экипажа, то возможно в те же 70 тонн и втиснется.
Гм, чуть не забыл. :? Главное.
Во всём расчёте явно не хватает переходников, которыми все эти 4 ракетных блока нужно будет скрепить в единую конструкцию. А их масса запросто может и в 3-4 тонны вылезти...
Особенно если учесть, какие длинные сопла потребуются для таких УИ.
ЦитироватьХм, вот интересно. Посадка на Луну лэндера-сарая с людьми внутри не требует никакого "нулевого цикла". А посадка грузовой платформы с жилым модулем требует? .
Имеем, выходит, такой расклад: жилой модуль - отдельно, посадочный лэндер - отдельно, тяжёлое оборудование для серьёзных разведочных операций - отдельно. То есть, три пуска 25-тонных РН вместо одного пуска 45-тонника (и соответственно, три рейса к Луне атомного буксира вместо одного). Я понимаю, 40-тонник дороже, но не в три же раза? А если вы собираетесь обойтись без атомного буксира, отправляя модули двупуском (с водородным разгонником), то это уже шесть 25-тонных РН выходит.
ЦитироватьЭтим модулем и будут пользоваться экспедиции посещения, причем не только как строители времянкой, а как полноценной частью базы и в дальнейшем. И этот один-единственный модуль уже будет намного просторнее и удобнее, чем любой тяжелый лэндер, на котором вы прилетите и улетите. Вы ж на летающем сарае еще и обратно на орбиту подниматься собираетесь? :lol:.
Место, на котором будет развёрнута лунная база должно быть перво-наперво всесторонне разведано: может оказаться, что ничего интересного, стоящего чтобы "огород городить" здесь не окажется. Вот почему желателен как можно больший комплект разведочного оборудования, и чтобы он имелся под рукой, а не на отдельном модуле, который ещё неизвестно долетит ли до места назначения.
А что касается возвращения с Луны, то взлётная ступень 40-тонного лэндера может быть минимальных размеров, где-нибудь на тонну-полторы тяжелее соответствующей ступени американского LEM (поскольку должна быть рассчитана на троих). ИМХО, основная функция лэндера - обеспечить пребывание людей на поверхности Луны на "нулевом этапе" в течение 10-14 суток. Предпочтительней иметь всё под рукой, на одном корабле, нежели забрасывать оборудование по кусочкам, несколькими отдельными модулями. Это и позже пригодиться - скажем баки большой посадочной ступени на следующем этапе могут быть приспособлены под хранение кислорода, воды и прочих материалов, необходимых для функционирования лунной базы.
ЦитироватьЦитироватьА вот когда ЛБ будет построена, тогда, безусловно, можно вернуться к более простым и дешёвым аппаратам. Либо на базе тяжёлого 40-тонного лэндера специализированный пассажирский корабль - ведь база должна расширяться?
Я полагаю, в размерности 3-6 человек лунная база проработает лет 20, как минимум. На этот период вполне достаточно легких лэндеров, как хватает "Союзов" до сих пор. За это время сменится поколение ракетной техники, и там видно будет, стоит ли строить новые супертяжи, в какой размерности и т.д.
Малыми лэндерами 6 человек можно доставить лишь в два приёма (как сегодня экипаж на МКС) и, соответственно, снять, в случае нештатной ситуации, также в два приёма. Что, ИМХО, не комильфо (вы, кстати, этот вопрос уже поднимали). Следовательно, 6 человек надо доставлять одним кораблём - это как раз 40-тонный лэндер.
ЦитироватьЦитироватьДа :!: А интересно смотреть голосование. Пока что >150т идёт с большим отрывом. :)
Так ведь люди думают, на чём они хотели бы полететь. А вы предложите скинуться личными средствами...
Вот это - ВЕРНО.
На все 146%. :D
ЦитироватьReentrant, вполне достойный расчёт. Я и сам таких немало наделал в своё время... ;)
Спасибо. :)
ЦитироватьНеясно только, что у Вас с массой командного модуля (возвращаемого аппарата) ?
У Аполло он весил, как Вы сами пишете, "5.500 -- КМ "Аполлона". И это на троих.
А у Вас, значит, не считая вес экипажа, 3.500 - на четверых? ЗдОрово. :D
В аполлоновские 5.500 входит экипаж со снарягой, без экипажа там что-то около 4.800 будет. У меня командный модуль больше СА "Союза", но меньше, чем КМ "Аполлона". Однако, в оба конца перелета к нему постоянно пристыкован аналог БО (кабина лэндера). Без кабины только на ОИСЛ, когда на борту один пилот. На пути к Луне, вместе с гермообъемом лэндера в "Аполлоне" больше кг на человека, однако, на обратном пути уже теснее. Ну и есть какие-то резервы с прогресса, все-таки за полвека ряд компонент полегчал. Думаю, несколько сот кг можно найти, если в деталях порыться.
ЦитироватьКстати говоря, массовое совершенство (Мю-к) блоков Вас неверно посчитано
Спасибо, исправил.
ЦитироватьА по ХС в основном избыток, так что если уточнить ХС и массу экипажа, то возможно в те же 70 тонн и втиснется.
Да, резервы на всякий случай взял побольше. В том числе, на случай таких косяков. :) И все цифры загрублены "для красоты", в основном, в сторону излишка.
ЦитироватьГм, чуть не забыл. :? Главное.
Во всём расчёте явно не хватает переходников, которыми все эти 4 ракетных блока нужно будет скрепить в единую конструкцию. А их масса запросто может и в 3-4 тонны вылезти...
Особенно если учесть, какие длинные сопла потребуются для таких УИ.
Переходник к верхней ступени РН это да. То есть 70 тонн без учета переходника. Между РС и ТС переходник должен быть достаточно компактным, так как я предполагаю не один большой движок на ТС, а связку. На взлетной ступени тоже связка, да там уже мелочи, впишется в допуск по массовому совершенству. В целом, если не в 70, то 75 тонн влезет в итоге.
ЦитироватьЦитироватьНеясно только, что у Вас с массой командного модуля (возвращаемого аппарата) ?
У Аполло он весил, как Вы сами пишете, "5.500 -- КМ "Аполлона". И это на троих.
А у Вас, значит, не считая вес экипажа, 3.500 - на четверых? ЗдОрово. :D
В аполлоновские 5.500 входит экипаж со снарягой, без экипажа там что-то около 4.800 будет. У меня командный модуль больше СА "Союза", но меньше, чем КМ "Аполлона". Однако, в оба конца перелета к нему постоянно пристыкован аналог БО (кабина лэндера). Без кабины только на ОИСЛ, когда на борту один пилот. На пути к Луне, вместе с гермообъемом лэндера в "Аполлоне" больше кг на человека, однако, на обратном пути уже теснее. Ну и есть какие-то резервы с прогресса, все-таки за полвека ряд компонент полегчал. Думаю, несколько сот кг можно найти, если в деталях порыться.
Ну, прогресс - штука двоякая. Мелькавшие тут данные по разработке ПТКНП и модернизациям "Союза" говорят скорее о том, что как ни крути, как ни тресни, а масса ползёт почему-то в основном в сторону увеличения. :?
Кроме того, Аполло был кораблём довольно специализированным, и всего на троих. Я даже не уверен, что лунный КМ (СА)
на четверых удастся уместить в его 5.500, а уж в 4.500 - не стоит и надеяться.
Полторы тонны на трёхместную кабину ЛПВК тоже маловато, но с учётом прогресса с этой массой можно было бы согласиться... если бы не эта хытрая схема с отстрелом ПАО. Всё же дополнительный разъём ухудшает компонуемость и добавит массы.
Ну и остаётся вопрос переходников (см. выше).
С учётом этого всего, думается, 70 тонн всё же не хватит... И вопрос, хватит ли 75.
Хотя в целом порядок цифр близкий, и распределение масс тоже вполне оптимально.
Кстати, за счёт доразгона от "большого РБ" 70-тонник может закинуть на опорную и 75 (ну, примерно как у "Сатурна 5" ;) )
Месяца 2 назад была одна хохма. :) Тогда Лев (то ли от фантазии лишней, то ли градуса) заказал тут забросить на Луну корабель двумя 25-тонниками.
Ну, я слепил на скорую руку "чисто-флаговтыкательский" директ-лэндер на базе СА "Союза" под двоих героев, да их запуск на Ангарах в варианте "25+27" (на второй ракете - доразгон от КВТК). :D
Директлендер в эту массу еле уместился, да и то только с учётом "резервов с прогресса за полвека". Да и геройскому экипажу такой бочки на двоих не позавидуешь. Но задача, можно сказать, решение имела. 8)
Жалею, что не выложил его тогда на форум сразу (а потом подзабылось), можно было бы поюморить...
ЦитироватьКроме того, Аполло был кораблём довольно специализированным, и всего на троих. Я даже не уверен, что лунный КМ (СА) на четверых удастся уместить в его 5.500, а уж в 4.500 - не стоит и надеяться.
В "Союзе" же трое сидят как-то. Маск вообще собирается в 4.200 семерых утрамбовать. Даже картинки рисует! :)
ЦитироватьКстати, за счёт доразгона от "большого РБ" 70-тонник может закинуть на опорную и 75 (ну, примерно как у "Сатурна 5" ;) )
С довыведением резко нарастает масса разгонного блока. Если выведет 75 вместо 70, то из этих 5 тонн львиную долю сожрет само довыведение, выигрыш будет намного скромнее. Чтобы не морочиться с этими тонкостями, скажу проще, опорная цифра -- 31 тонна на TLI. А уж там хоть тушкой, хоть чучелом.
ЦитироватьМесяца 2 назад была одна хохма. :) Тогда Лев (то ли от фантазии лишней, то ли градуса) заказал тут забросить на Луну корабель двумя 25-тонниками.
Помню, я такой вариант тоже рисовал. Кроме жесточайшей экономии на человеках, еще водород в ЛОК вместо гептила.
ЦитироватьЦитироватьМесяца 2 назад была одна хохма. :) Тогда Лев (то ли от фантазии лишней, то ли градуса) заказал тут забросить на Луну корабель двумя 25-тонниками.
Помню, я такой вариант тоже рисовал. Кроме жесточайшей экономии на человеках, еще водород в ЛОК вместо гептила.
У ЦиХ, кстати, был вариант ПТК-Л с водородом.
ЦитироватьМежду РС и ТС переходник должен быть достаточно компактным, так как я предполагаю не один большой движок на ТС, а связку.
Связку водородников? С общим УИ=470 с ? Эт вряд. ли. ;)
ЦитироватьНа взлетной ступени тоже связка, да там уже мелочи, впишется в допуск по массовому совершенству.
Ну, это понятно, но закавыка в том, что
ещё должен быть нехилый такой переходник между ТС и ЛОК, и ЛПВК должен целиком помещаться внутре (примерно как на схеме комплекса Л3 ).
Вообще, возможно, более оптимальной была бы "полуторапусковая" схема, где такого переходника нет (вместо него ГО), и не требуется сертификация тяжёлой РН "под пилот", вместе с разработкой нового большого САС и прочими нюансами.
Просто запускать ЛОК на той же ракете среднего класса, что и его "МКСную" версию. С увеличенным топливом в ПАО, но без всей тяжёлой задницы с лапами и реактивной посадкой.
Лев как-то говорил, что версия уменьшенного СА с парашютной посадкой (на базе ПяТаКа НП) "потянет" где-то как раз на ~5 тонн. Вместе с "лунным ПАО" - порядка 12-13 тонн.
Как по мне - более толковый вариант бы получился. С более крупными грузолендерами.
То есть более крупные модули базы закидывать однопусками, а экипажи - полуторапусками (70-тонник + штатная РН ПТКНП).
ЦитироватьЦитироватьКроме того, Аполло был кораблём довольно специализированным, и всего на троих. Я даже не уверен, что лунный КМ (СА) на четверых удастся уместить в его 5.500, а уж в 4.500 - не стоит и надеяться.
В "Союзе" же трое сидят как-то. Маск вообще собирается в 4.200 семерых утрамбовать. Даже картинки рисует! :)
Ну да, ну да... :D
Цифрам Маска давно уж доверия нет. Особенно если так много желающих их перекручивать.
Не исключено (хотя и натурально цирк на дротi ), что семерых он таки закинет, хоть раз (шаттл когда-то тоже полтора раза восьмерых возил), но это будет оочень далеко от 4.200...
ЦитироватьЦитироватьКстати, за счёт доразгона от "большого РБ" 70-тонник может закинуть на опорную и 75 (ну, примерно как у "Сатурна 5" ;) )
С довыведением резко нарастает масса разгонного блока. Если выведет 75 вместо 70, то из этих 5 тонн львиную долю сожрет само довыведение, выигрыш будет намного скромнее.
Ну, это подразумевалось. Чтобы обеспечить 75 на опорной, нужно 5-8 тонн сжечь на доразгоне. Масса РБ растёт, конечно, движков тоже надо будет вероятно два, но зачастую оно того стоит.
ЦитироватьЧтобы не морочиться с этими тонкостями, скажу проще, опорная цифра -- 31 тонна на TLI. А уж там хоть тушкой, хоть чучелом.
Да, так точнее.
ЦитироватьСвязку водородников? С общим УИ=470 с ? Эт вряд. ли. ;)
По идее, масштабируя камеру сгорания в половину, получаем в 4 раза меньшую мощность при том же импульсе. То есть, блок в 4 четвертушки вдвое короче однокамерника. Верно?
ЦитироватьНу, это понятно, но закавыка в том, что ещё должен быть нехилый такой переходник между ТС и ЛОК, и ЛПВК должен целиком помещаться внутре (примерно как на схеме комплекса Л3 ).
ЛПВК в моем случае короче аполлоновского, так как роль посадочной ступени играет ТС, а его собственный ПАО маленький. Массу на себе этому переходнику нужно нести 10 тонн против 28 у "Аполлона". Я оценил бы этот "стакан" в тонну. Между РС и ТС меньше тонны, и от верхней ступени РН к РС еще пара тонн. И того, менее 4 тонн в сумме. Часть конструкции переходников можно сбросить еще на стадии выведения, когда ни перегрузок, ни потока уже нет. В общем, в 70 тонн не впишется, но в 75 наверняка.
ЦитироватьВообще, возможно, более оптимальной была бы "полуторапусковая" схема, где такого переходника нет (вместо него ГО), и не требуется сертификация тяжёлой РН "под пилот", вместе с разработкой нового большого САС и прочими нюансами.
Многопуск заставляет думать в сторону всего чисто на 25-тоннках. :) Или на 40-тонники идти, или на 100-тонники. Вся выгода с 70-тоннок в однопуске LOR-а. С грузовиками еще атомный буксир подпирает, работы-то уже реально ведутся.
Цитировать...
35.000 -- топливо РС (водород/кислород, рабочий запас)
...
Сценарий полета:
...
isp=470 m=70.000-35.000=35.000 dV=3195 разгон на отлетную траекторию
------- m=35.000- 4.000=31.000 ------- после сброса РС
Не маловата то ли ХС для отлетной траектории к Луне :?:
А вы учли гравитационные потери :?:
Какова обшая тяга ДУ РС :?:
ЦитироватьХм, вот интересно. Посадка на Луну лэндера-сарая с людьми внутри не требует никакого "нулевого цикла".
А отрабатывать посадку не надо? А шмякнется?
ЦитироватьМногопуск заставляет думать в сторону всего чисто на 25-тоннках. Smile Или на 40-тонники идти, или на 100-тонники. Вся выгода с 70-тоннок в однопуске LOR-а. С грузовиками еще атомный буксир подпирает, работы-то уже реально ведутся.
От именно. Какой супертяж ни возьми - неудобно получается. Кому 70т, кому 100, кому 130 надо.
А вот при кванте 25т - всё достаточно удобно. И в однопуск людей на ЛОС заслать, и модуль любой разумной массы запустить. Хоть 25т посадочной без учёта лендера.
ЦитироватьЦитироватьДа :!: А интересно смотреть голосование. Пока что >150т идёт с большим отрывом. :)
Так ведь люди думают, на чём они хотели бы полететь. А вы предложите скинуться личными средствами...
Ещё раз говорю: какая Луна, если нет денег даже на ракету?
ЦитироватьНе маловата то ли ХС для отлетной траектории к Луне :?:
А вы учли гравитационные потери :?:
Какова обшая тяга ДУ РС :?:
В dV=3195 потери уже включены. Для тяговооруженности "Центавра" или S-IVB этого достаточно. Если есть желание, можно снизить тягу и доразогнаться на ТС, у нее еще на это резерв заложен приличный.
ЦитироватьА отрабатывать посадку не надо? А шмякнется?
Отработано давно. :)
ЦитироватьЦитироватьА отрабатывать посадку не надо? А шмякнется?
Отработано давно. :)
Настолько давно что уже и забыли как...
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьДа :!: А интересно смотреть голосование. Пока что >150т идёт с большим отрывом. :)
Так ведь люди думают, на чём они хотели бы полететь. А вы предложите скинуться личными средствами...
Ещё раз говорю: какая Луна, если нет денег даже на ракету?
Если Ангара при грузоподъёмности 24 т (Старый будет спорить)обошлась в 6 миллиардов долларов и ещё не готова, то аналогичные затраты при аналогичном состоянии дел для 70-тонника будут 18 миллиардов долларов. А мы разработаем за миллиард КВБ для Протона, выведем заправочную станцию в 4 пуска (0,15 миллиарда*4+1 млрд*4)=4,6 миллиарда, за 1-2 миллиарда сделаем танкер и начнём полёты!
Ангара - это бабкопопил. Разработка семейства Ангары обошлась бы РОВНО в столько же, сколько разработка Руси - топовая машина которой как раз и тянет 70-80 тонн с водородом.
Слишком мелкие блоки хороши, если их можно таскать качественно дешевле в расчете на килограмм. Если так же или дороже, то предпочтение лучше отдавать крупным. Не сверхбольшим - типа 100-130 тонн, но крупным - 30-40 тонн как минимум, а лучше - 50-70.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьДа :!: А интересно смотреть голосование. Пока что >150т идёт с большим отрывом. :)
Так ведь люди думают, на чём они хотели бы полететь. А вы предложите скинуться личными средствами...
Ещё раз говорю: какая Луна, если нет денег даже на ракету?
Я абсолютно не представляю себя - НАСА будет лететь на астероиды и Марс а Китай на Луну -а Роскосмос будет только мечтать и ничего не делать ???
Из симпозиум, Калуга 2010 г. :
АНАЛИЗ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ ДЛЯ ПИЛОТИРУЕМЫХ
ПОЛЁТОВ НА МАРС[/size]
ЦитироватьРеализация пилотируемой экспедиции на Марс в обозримой пер-спективе будет осуществляться в соответствии с концепцией, предпола-гающей создание на околоземной орбите марсианского экспедиционного комплекса. Для перелёта к Марсу рассматривается использование в его составе двухрежимной ядерной энергодвигательной установки. Доставка на орбиту модулей этого комплекса, топлива и космонавтов осуществляет-ся с помощью средств выведения, которые являются составной частью марсианской транспортной системы. В качестве ракет-носителей для реа-лизации марсианских пилотируемых экспедиций рассматриваются частич-но многоразовые ракеты-носители (МРКН) и разработанные на их базе РН сверхтяжёлого класса.
Определяющей характеристикой РН является грузоподъёмность, которая определяет объёмы запусков, их стоимость и сроки сборки ком-плекса. Рассматриваются следующие варианты: МРКН грузоподъёмно-стью до 60 т, одноразовые РН с различной грузоподъёмностью в диапазоне 75-250 т.
Из страны стоимости толко один носител в диапазоне от 75 до 200 или до 250 тонн.
Так будет и НАСА -СЛС и так ранше была ЕНЕРГИА - самый эффективный носитель мира.
ЦитироватьИз симпозиум, Калуга 2010 г. :
АНАЛИЗ СРЕДСТВ ВЫВЕДЕНИЯ ДЛЯ ПИЛОТИРУЕМЫХ
ПОЛЁТОВ НА МАРС[/size]
ЦитироватьРеализация пилотируемой экспедиции на Марс в обозримой пер-спективе будет осуществляться в соответствии с концепцией, предпола-гающей создание на околоземной орбите марсианского экспедиционного комплекса...
Уже ошибка.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьДа :!: А интересно смотреть голосование. Пока что >150т идёт с большим отрывом. :)
Так ведь люди думают, на чём они хотели бы полететь. А вы предложите скинуться личными средствами...
Ещё раз говорю: какая Луна, если нет денег даже на ракету?
Если Ангара при грузоподъёмности 24 т (Старый будет спорить)обошлась в 6 миллиардов долларов и ещё не готова, то аналогичные затраты при аналогичном состоянии дел для 70-тонника будут 18 миллиардов долларов. А мы разработаем за миллиард КВБ для Протона, выведем заправочную станцию в 4 пуска (0,15 миллиарда*4+1 млрд*4)=4,6 миллиарда, за 1-2 миллиарда сделаем танкер и начнём полёты!
Ну хорошо. Начнём мы полёты. А дальше то что?
mihalchuk писал(а):
ЦитироватьЕсли Ангара при грузоподъёмности 24 т (Старый будет спорить)обошлась в 6 миллиардов долларов и ещё не готова, то аналогичные затраты при аналогичном состоянии дел для 70-тонника будут 18 миллиардов долларов.
За 20 лет розработки это
300 Миллион $ в год маленькие деньги на носитель (a Ксахстан получает в год около 150 Миллион $ за Баиконур) который будет 40 лет работать. Стоимость ПН Протона около 10 000$/кг. У Ангары будет около 7500 $/кг - говорит осторожно компания ИЛС.
Затраты на 70 тонник не будут в аналогичном состоянии, а если и будут, таки носитель будет на десятки лет лет больше эффективно ПН в космос выводит чем Ангара. Наверно получим стоимость ПН 3000- 3500$/кг.
Ну да , на это и нужные исследовательные программы или не делать пилотируемые полеты на Луну или Марс.
Толко до сравненя, стоимость ПН 50 тонн Falcon Heavy будет стоить около 2200 Dollar/кг. Да это первые острожные оценки которые много говорят.
ЦитироватьЗа 20 лет розработки это 300 Миллион $ в год маленькие деньги на носитель (a Ксахстан получает в год около 150 Миллион $ за Баиконур) который будет 40 лет работать. Стоимость ПН Протона около 10 000$/кг. У Ангары будет около 7500 $/кг - говорит осторожно компания ИЛС.
Маленькие-не маленькие, но чтобы при такой цене запуска их отбить Ангару десяток лет придётся изготавливать и пускать забесплатно. Так что более реалистично 15000 $/кг
А если затраченное ещё и на 18% годовых умножить - то при $300млн/год общие затраты уже $52 млрд......
ЦитироватьМаленькие-не маленькие, но чтобы при такой цене запуска их отбить Ангару десяток лет придётся изготавливать и пускать забесплатно. ..
А их не надо отбивать: инвестиции в разработку РН и пусковую инфраструктуру сделало государство. И эти инвестиции - безвозвратные (точнее, безвозвратные в денежном смысле, взамен государство получает "независимый доступ в космос"). Таким образом, себестоимость пуска будет складываться, по крупному, из затрат на изготовление, операционных затрат космодрома и затрат на страховку. Не так уж дорого и получится.
ЦитироватьВообще, возможно, более оптимальной была бы "полуторапусковая" схема, где такого переходника нет (вместо него ГО), и не требуется сертификация тяжёлой РН "под пилот", вместе с разработкой нового большого САС и прочими нюансами.
Просто запускать ЛОК на той же ракете среднего класса, что и его "МКСную" версию. С увеличенным топливом в ПАО, но без всей тяжёлой задницы с лапами и реактивной посадкой.
Пересчитал под "Ангару-5", получилось еще интереснее. При правильной развесовке полноценный ЛОК на водороде вписывается в один пуск А-5. И еще два пуска -- лэндер и танкер-заправщик. Весь LOR ложится в 3 стандартные А-5, все проставки учтены, при том и корабль, и лэндер выходят побольше. :)
Лунный орбитальный корабль
---------------------------------------
1.000 -- экипаж и снаряжение
5.500 -- ЛОК (пустой и без АО)
2.000 -- АО ЛОК
9.500 -- топливо ЛОК (водород+кислород)
---------------------------------------
18.000 == стартовая масса (без САС)
Цитировать5.500 -- ЛОК (пустой и без АО)
Столько весил командный отсек Аполлона. Конус длиной 3,4 метра и диаметром 3,9. В него помещалось 3 человека в довольно спартанских условиях. А Вы хотите четверых возить в 21-ом веке? Вы садист? :D
Дальще, запас ХС у Вас 3,5 км/с. К Луне улетим. А маневрирование у Луны? А возвращение на Землю?
Нужно минимум 4 пуска Ангары: вывод ЛОК, лэндера и двух разгонных блоков для них.
ЦитироватьСтолько весил командный отсек Аполлона. Конус длиной 3,4 метра и диаметром 3,9. В него помещалось 3 человека в довольно спартанских условиях. А Вы хотите четверых возить в 21-ом веке? Вы садист? :D
Уже указывал выше, повторю еще раз: 5500 у Аполлона -- ВМЕСТЕ С ЭКИПАЖЕМ и снаряжением. У меня здесь -- отдельно.
ЦитироватьДальще, запас ХС у Вас 3,5 км/с. К Луне улетим. А маневрирование у Луны? А возвращение на Землю?
А кто сказал, что ЛОК стартует с НОО? :lol: Его третья ступень разгоняет, он сам только доводится.
ЦитироватьНужно минимум 4 пуска Ангары: вывод ЛОК, лэндера и двух разгонных блоков для них.
У этого решения одно достоинство -- думать не надо. ;) Только оно далеко не оптимально.
ЦитироватьЦитироватьНе маловата то ли ХС для отлетной траектории к Луне :?:
А вы учли гравитационные потери :?:
Какова обшая тяга ДУ РС :?:
В dV=3195 потери уже включены. Для тяговооруженности "Центавра" или S-IVB этого достаточно. Если есть желание, можно снизить тягу и доразогнаться на ТС, у нее еще на это резерв заложен приличный.
"Не верю!" (С)
НАСА принимала идеальную ХС для отлёта к Луне 3175 м/сек :!:
Какова у Вас начальная тяговооруженность РС, чтобы грав. потери составили всего 20 м/сек :?:
Снижение тяги приведёт к РОСТУ грав. потерь. :idea:
ЦитироватьУже указывал выше, повторю еще раз: 5500 у Аполлона -- ВМЕСТЕ С ЭКИПАЖЕМ и снаряжением. У меня здесь -- отдельно.
Разница конечно колоссальная. :D
ЦитироватьА кто сказал, что ЛОК стартует с НОО? :lol: Его третья ступень разгоняет,
До какой скорости разгоняет 18 тонн?
ЦитироватьНАСА принимала идеальную ХС для отлёта к Луне 3175 м/сек :!:
Это как раз не идеальная скорость, а расчетная. ;) Для тяговооруженности у S-IVB. Идеальная там около 3140."
ЦитироватьРазница конечно колоссальная. :D
Ага, 6500 с четверыми против 5500 с троими стартовая масса.
ЦитироватьДо какой скорости разгоняет 18 тонн?
Остается около 1155-1160 до TLI.
ЦитироватьЦитироватьЗа 20 лет розработки это 300 Миллион $ в год маленькие деньги на носитель (a Ксахстан получает в год около 150 Миллион $ за Баиконур) который будет 40 лет работать. Стоимость ПН Протона около 10 000$/кг. У Ангары будет около 7500 $/кг - говорит осторожно компания ИЛС.
Маленькие-не маленькие, но чтобы при такой цене запуска их отбить Ангару десяток лет придётся изготавливать и пускать забесплатно. Так что более реалистично 15000 $/кг
А если затраченное ещё и на 18% годовых умножить - то при $300млн/год общие затраты уже $52 млрд......
Да, 300 Миллион$ ето маленкие денги. На каждого человека в России только 2,1 $ на год !!!
А затраты на водку и курение совсем не до сравнения !!!
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЗа 20 лет розработки это 300 Миллион $ в год маленькие деньги на носитель (a Ксахстан получает в год около 150 Миллион $ за Баиконур) который будет 40 лет работать. Стоимость ПН Протона около 10 000$/кг. У Ангары будет около 7500 $/кг - говорит осторожно компания ИЛС.
Маленькие-не маленькие, но чтобы при такой цене запуска их отбить Ангару десяток лет придётся изготавливать и пускать забесплатно. Так что более реалистично 15000 $/кг
А если затраченное ещё и на 18% годовых умножить - то при $300млн/год общие затраты уже $52 млрд......
Да, 300 Миллион$ ето маленкие денги. На каждого человека в России только 2,1 $ на год !!!
А затраты на водку и курение совсем не до сравнения !!!
МОЛОДЕЦ МАРК! В корень, туды её в качель :P
ЦитироватьА их не надо отбивать: инвестиции в разработку РН и пусковую инфраструктуру сделало государство. И эти инвестиции - безвозвратные (точнее, безвозвратные в денежном смысле, взамен государство получает "независимый доступ в космос"). Таким образом, себестоимость пуска будет складываться, по крупному, из затрат на изготовление, операционных затрат космодрома и затрат на страховку. Не так уж дорого и получится.
Т.е. фактически мы эти деньги дарим всем иностранцам, пожелавшим воспользоваться нашей ракетой. Не жирно?
А независимый доступ в космос у нас и сейчас есть.
ЦитироватьТ.е. фактически мы эти деньги дарим всем иностранцам, пожелавшим воспользоваться нашей ракетой. Не жирно?
А независимый доступ в космос у нас и сейчас есть.
Таковы особенности разработки ракетной техники во всем мире: затраты на разработку несет государство. Не понимаю, почему это Вас так возмутило?
ЦитироватьЦитироватьА их не надо отбивать: инвестиции в разработку РН и пусковую инфраструктуру сделало государство. И эти инвестиции - безвозвратные (точнее, безвозвратные в денежном смысле, взамен государство получает "независимый доступ в космос"). Таким образом, себестоимость пуска будет складываться, по крупному, из затрат на изготовление, операционных затрат космодрома и затрат на страховку. Не так уж дорого и получится.
Т.е. фактически мы эти деньги дарим всем иностранцам, пожелавшим воспользоваться нашей ракетой. Не жирно?
А независимый доступ в космос у нас и сейчас есть.
насколько я понимаю, иностранцам только байтерек. остальное себе любимым и в первую очередь. а какое там соотношение будет никто еще не знает. коммерческие пуски только для снижения себестоимости производства
ЦитироватьЦитироватьНАСА принимала идеальную ХС для отлёта к Луне 3175 м/сек :!:
Это как раз не идеальная скорость, а расчетная. ;) Для тяговооруженности у S-IVB. Идеальная там около 3140."
При чем здесь S-IV :?: Речь шла о програме
"Созвездие" (Constellation) :idea:
(http://s018.radikal.ru/i523/1207/5f/c15be2536a6b.jpg)
Source page 5 (http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20100017341_2010017742.pdf)
По программе Аполлон фактические ХС для лунных миссий (А-8, А10-А17) были опубликованы. :idea:
Постараюсь найти..
ЦитироватьПри чем здесь S-IV :?: Речь шла о програме "Созвездие"
Порылся по старым американским книжкам, 3175 упоминается либо без комментариев, либо с пометкой "для Луны в апогее". Плюс, видимо, для формирования траектории свободного возвращения. Так что вероятно, вы правы.
В сравнении с прочими фазами полета, этот момент их не особо волновал, разница в оценках начинается с mid-course corrections и т.д. Что в общем-то и понятно. Гравитационные потери на TLI при довыведении копеечные, т.к. тяговооруженность большая (порядка 0.7). При закладке сотни м/с на M/C разброс в 20-30 м/с на старте для оценочных расчетов роли не играет. Вот для КВТК потери уже ощутимы. Гонял его как-то на модели, там экономия на тяге уже более, чем на полсотни просаживает.
mihalchuk писал(а):
ЦитироватьНе нужно ни 100-, ни 75-тонника.
Цитироватьпока мы не доставим на Луну 32,7*200=6540 т груза, никакой (никакой!) супертяж не нужен.
ЦитироватьНе нужен такой ТЭМ. Делите на 5
ЦитироватьДа нужно сделать сразу поменьше.
ЦитироватьВ 20 т ПГ вполне можно втиснуть 10-МВт реактор. И нам этого хватит с запасом.
ЦитироватьНе будет этого, забудьте.
ЦитироватьТак ведь люди думают, на чём они хотели бы полететь
Без комментарий !!!
Давайте перенесём обсуждение TLI манёвра сюда:
Гравитационные потери TLI маневра (http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=8622)
ЦитироватьДавайте перенесём обсуждение TLI манёвра сюда:
Гравитационные потери TLI маневра (http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=8622)
Я как бы не добавлю ничего нового, если укажу, что по вашему же графику в первом сообщении той темы при тяговооруженности от 0.5 (а при использовании РБ в качестве довыводящей ступени она в момент начала TLI еще выше) около 20-30м/с, откуда отлетная dV=3170-3190 (считая от чистой в 3140). Это дополнительный бонус от использования оптимальной лунной схемы (как в паре Сатурн-Аполлон) вместо использования для лунных экспедиций РН, оптимизированных под НОО.
Там же приведена картинка с ПТК-Л, с отлетной 3220 -- при тяговооруженности на КВРБ (или что там у них) порядка 0.3, это также можно использовать в качестве референса. Вообще, в наших условиях брать цифру 3175 от NASA не вполне корректно. Они рассчитывают на старт с низких широт (м.Канаверал) и перелет близкий к плоскости лунной орбиты. При этом некоторый запас ХС может браться для расширения "окна". В наших условиях это бесполезно, так как перелет по-любому всегда вне плоскости.
ЦитироватьЦитироватьДавайте перенесём обсуждение TLI манёвра сюда:
Гравитационные потери TLI маневра (http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=8622)
Я как бы не добавлю ничего нового, если укажу, что по вашему же графику в первом сообщении той темы при тяговооруженности от 0.5 (а при использовании РБ в качестве довыводящей ступени она в момент начала TLI еще выше) около 20-30м/с, откуда отлетная dV=3170-3190 (считая от чистой в 3140). Это дополнительный бонус от использования оптимальной лунной схемы (как в паре Сатурн-Аполлон) вместо использования для лунных экспедиций РН, оптимизированных под НОО.
Там же приведена картинка с ПТК-Л, с отлетной 3220 -- при тяговооруженности на КВРБ (или что там у них) порядка 0.3, это также можно использовать в качестве референса. Вообще, в наших условиях брать цифру 3175 от NASA не вполне корректно. Они рассчитывают на старт с низких широт (м.Канаверал) и перелет близкий к плоскости лунной орбиты. При этом некоторый запас ХС может браться для расширения "окна". В наших условиях это бесполезно, так как перелет по-любому всегда вне плоскости.
На картинке с ПТК-Л ХС 3220м/с как раз то и учитывет грав. потери и траектория отлёта к Луне
пространственная.
Для ПТК-Л РКК Энергия планировала криогенный РБ (с центральным блоком КВТК плюс блок
сбрасываемых баков а-ля криогенная концепция Хруничевского "Бриза").
Грав. потери вызваны наличием одного маршевого двигателя (скорее всего это будет РД-0146Д).
В Вашем случае для 70-тонной связки (за вычетом топлива РС для довыведения) при отлёте к Луне
ОДУ 6хРД-0146Д начальная тяговооруженность будет ~0.643. :idea:
ЦитироватьГрав. потери вызваны наличием одного маршевого двигателя (скорее всего это будет РД-0146Д).
В Вашем случае для 70-тонной связки (за вычетом топлива РС для довыведения) при отлёте к Луне
ОДУ 6хРД-0146Д начальная тяговооруженность будет ~0.643. :idea:
Я ж в этом примере на на Ангаре-5 стартую, какие 70 тонн. :)
В моем расчете на РС 40тс тяги (если РД-0146, то 4 штуки). m0=41+18=59 тонн, тяговооруженность 40/59=0.678 -- но это еще не на НОО, а на начало работы третьей ступени. На НОО будет 40/35.7=1.12. Никаким РБ столько не снилось. Там, правда, в конце разгона будет сброс ступени и переход на один 7,5-тонник, но и масса уже будет не та, до 7.5/18=0.417 упадет, но не надолго. В сумме, как показывает численное моделирование, потери ерундовые.
У РД-О146 нет многократного включения, у РД-0146Д тяга всего 7.5 тс,
РД-0148Д пока сушествует только на бумаге.
Надо прикинуть вашу РС с начальной массой в 35 тонн для различных конфигураций
ОДУ РС (1, 2. 3, 4 и 6хРД-0146Д) при старте с 200 км и 400 км НОО :idea:
ЦитироватьУ РД-О146 нет многократного включения, у РД-0146Д тяга всего 7.5 тс, РД-0148Д пока сушествует только на бумаге. Надо прикинуть вашу РС с начальной массой в 35 тонн для различных конфигураций ОДУ РС (1, 2. 3, 4 и 6хРД-0146Д) при старте с 200 км и 400 км НОО :idea:
Ступень 41 тонна с адаптером к кораблю, конечная масса 5.200 с адаптером. Плюс 18 тонн корабль. Если 7.5 тонн тяги на двигатель, то минимум, 5 штук надо. Иначе гравпотери на выведении начинают заедать. Если делать модификацию, то желательно тягу не ниже 8 тонн удержать, при isp=470. А включений ему нужно ровно три (старт, циркуляризация орбиты и отлет). Как S-IVB, в общем.
О, я ж так понимаю, импульс против тяги у них за счет управления пропорциями кислород/водород регулируется? ТОгда вообще нет проблем, в начале работы больше тяги, в конце больше импульс. Так и в 4 движка впишемся.
Дежавю (С) Эмиль Буарак - уже ДАВНО обсуждали здесь:
Криогенный РБ для лунной мисси ПТК НП (http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=9989)