Форум Новости Космонавтики

Вот какой вопрос возник. Обсуждаемые способы высадки на Луну обычно строятся вокруг схемы Кондратюка. Это понятно - она апробирована американцами. Но схема сложная, с множеством возможностей для аварий с фатальными последствиями. Одно дело - летать на низкой орбите вокруг Земли, где на любом витке можно прервать полет и сесть в более или менее безопасном месте, на что не требуется много топлива. И другое дело - летать вокруг Луны без возможности оперативной аварийной посадки (уму непостижимо, как американцам удалось провернуть свои лунные трюки с техникой того времени... но почему-то думается, что повторять высадку по их способу не следует).

О чем речь - есть класс периодических траекторий с низким облетом Земли и Луны. Эти траектории нуждаются в коррекции, но она низкоэнергетическая - может выполняться с малым расходом рабочего тела или вообще с помощью ЭРД. Вернуться на Землю можно при ее облете и на это требуется минимум энергетики.

225-339_m.gif

Такую траекторию, а точнее ее полярный аналог с обходом поясов Ван Аллена можно выбрать в качестве базовой при высадке на Луну. Те мы не выходим на орбиту Луны, а при ее облете отделяем лунный посадочный модуль. При следующем облете - забираем экипаж и оставляем лунный модуль на траектории, где его можно будет заправить для повторного использования.

Получается схема, где от орбитального корабля требуется такая же энергетика, как от обычного околоземного "Союза". Это важное преимущество, поскольку снижаются требования к РН для пилотируемых запусков до тяжелого (в районе 40 тонн) класса. И не надо заниматься жуткой многопусковой эквилибристкой в стиле советского фильма "Принцесса цирка".

Лунный модуль будет существенно тяжелее, примерно как по нынешней американской схеме с NRHO. Поскольку он должен будет выполнять посадку и взлет с параболической, а не круговой ХС. Но его можно заправлять многопуском, поскольку в процессе не будет людей.

Рассматривалось? Тогда почему не?

Цитата: Raul от 19.06.2023 20:32:43Вот какой вопрос возник. Обсуждаемые способы высадки на Луну обычно строятся вокруг схемы Кондратюка. Это понятно - она апробирована американцами. Но схема сложная, с множеством возможностей для аварий с фатальными последствиями. Одно дело - летать на низкой орбите вокруг Земли, где на любом витке можно прервать полет и сесть в более или менее безопасном месте, на что не требуется много топлива. И другое дело - летать вокруг Луны без возможности оперативной аварийной посадки (уму непостижимо, как американцам удалось провернуть свои лунные трюки с техникой того времени... но почему-то думается, что повторять высадку по их способу не следует).

О чем речь - есть класс периодических траекторий с низким облетом Земли и Луны. Эти траектории нуждаются в коррекции, но она низкоэнергетическая - может выполняться с малым расходом рабочего тела или вообще с помощью ЭРД. Вернуться на Землю можно при ее облете и на это требуется минимум энергетики.

[url="https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=dlattach;attach=34063;type=preview;file"]225-339_m.gif[/url]

Такую траекторию, а точнее ее полярный аналог с обходом поясов Ван Аллена можно выбрать в качестве базовой при высадке на Луну. Те мы не выходим на орбиту Луны, а при ее облете отделяем лунный посадочный модуль. При следующем облете - забираем экипаж и оставляем лунный модуль на траектории, где его можно будет заправить для повторного использования.

Получается схема, где от орбитального корабля требуется такая же энергетика, как от обычного околоземного "Союза". Это важное преимущество, поскольку снижаются требования к РН для пилотируемых запусков до тяжелого (в районе 40 тонн) класса. И не надо заниматься жуткой многопусковой эквилибристкой в стиле советского фильма "Принцесса цирка".

Лунный модуль будет существенно тяжелее, примерно как по нынешней американской схеме с NRHO. Поскольку он должен будет выполнять посадку и взлет с параболической, а не круговой ХС. Но его можно заправлять многопуском, поскольку в процессе не будет людей.

Рассматривалось? Тогда почему не?

Потому что дурость, совершенно не подходящая для пилотируемых полетов:

1. Не надо летать вокруг Луны, надо летать на Луну
2. Это так называемые "обходные" низкоэнергетические траектории. Требования по энергетике до уровня "Союза"? Обойдетесь РН тяжёлого класса? А подумать? Длительность данных перелетов сколько составляет знаете? Из чего вытекает что? Правильно, требования по радиационной защите, по снабжению, в конце концов по физиологическому обеспечению космонавтов.
3. Эти траектории являются не замкнутыми, как Вы там собрались стыковаться-заправляться? Где будете "ловить" ЛВПК, на гелиоцентрической орбите?
4. Особенно будет высокая надёжность без множества фатальных аварий и с возможностью прервать полет при возврате стыкующегося взлетающего объекта со стыкуемым облетающим Луну объектом (тут сарказм если что). И такие "догонялки", помимо сложностей с синхронизацией времени, наклонений, с жёсткой привязкой к кратности перелета и т.д,  будут уже далеко не низкоэнергетическими.

Цитата: Андрюха от 19.06.2023 22:32:351. Не надо летать вокруг Луны, надо летать на Луну

Так об этом и речь - лететь на Луну, не летая вокруг Луны.

Цитата: Андрюха от 19.06.2023 22:32:352. Это так называемые "обходные" низкоэнергетические траектории. Требования по энергетике до уровня "Союза"? Обойдетесь РН тяжёлого класса? А подумать? Длительность данных перелетов сколько составляет знаете? Из чего вытекает что? Правильно, требования по радиационной защите, по снабжению, в конце концов по физиологическому обеспечению космонавтов.

Перелет до Луны и обратно по периодической траектории продолжается ненамного дольше прямого. Основное время в ходе месячной экспедиции занимает пребывание на поверхности Луны. В это время орбитальный корабль летит по траектории в беспилотном режиме.

Цитата: Андрюха от 19.06.2023 22:32:353. Эти траектории являются не замкнутыми, как Вы там собрались стыковаться-заправляться? Где будете "ловить" ЛВПК, на гелиоцентрической орбите?

Долетная траектория - замкнутая. Стыковаться-заправляться будем на ней. И она не гелиоцентрическая, поскольку проходит в системе Земля-Луна, Солнце играет роль возмущающего фактора.

Цитата: Raul от 19.06.2023 22:45:12

Цитата: Андрюха от 19.06.2023 22:32:351. Не надо летать вокруг Луны, надо летать на Луну

Так об этом и речь - лететь на Луну, не летая вокруг Луны.

Цитата: Андрюха от 19.06.2023 22:32:352. Это так называемые "обходные" низкоэнергетические траектории. Требования по энергетике до уровня "Союза"? Обойдетесь РН тяжёлого класса? А подумать? Длительность данных перелетов сколько составляет знаете? Из чего вытекает что? Правильно, требования по радиационной защите, по снабжению, в конце концов по физиологическому обеспечению космонавтов.

Перелет до Луны и обратно по периодической траектории продолжается ненамного дольше прямого. Основное время в ходе месячной экспедиции занимает пребывание на поверхности Луны. В это время орбитальный корабль летит по траектории в беспилотном режиме.

Цитата: Андрюха от 19.06.2023 22:32:353. Эти траектории являются не замкнутыми, как Вы там собрались стыковаться-заправляться? Где будете "ловить" ЛВПК, на гелиоцентрической орбите?

Долетная траектория - замкнутая. Стыковаться-заправляться будем на ней. И она не гелиоцентрическая, поскольку проходит в системе Земля-Луна, Солнце играет роль возмущающего фактора.

У Вас даже на картинке в подписи перелет только до Луны не менее полумесяца. Не намного дольше прямого? 3.5 суток не сильно меньше?
Всё время в ходе месячной экспедиции занимает перелет туда-обратно.
И 4. не дочитали.
4.Особенно будет высокая надёжность без множества фатальных аварий и с возможностью прервать полет при возврате стыкующегося взлетающего объекта со стыкуемым облетающим Луну объектом (тут сарказм если что). И такие "догонялки", помимо сложностей с синхронизацией времени, наклонений, с жёсткой привязкой к кратности перелета и т.д,  будут уже далеко не низкоэнергетическими

И вот ещё что. Вы точно читали текст под Вашим же рисунком? И хотя траектория аппарата не замыкается...
Предположим даже что вдруг, каким то чудом, замкнулась. Успеете заправить?, а то ведь пролет быстрый и снова улетит. Будем несколько месяцев заправлять? Или сразу может и экипаж новой экспедиции подсадим? :)
А теперь серьезно: ну пройдет аппарат на той же высоте, дальше что?
1. Уходит на гелиоцентрическую орбиту
2. Выходит на некий новый эллипс, но он уже точно не будет проходить мимо Луны, условия кратности больше не совпадут. Аппарат на этом новом эллипсе будет пересекать орбиту Луны, когда она будет в другом месте.
Смысл там заправляться? Для нового совмещения (что бы с этого эллипса выйти опять на нужную облетную траекторию) помимо ожидания кратности и затрат на формирование новой траектории, понадобится менять ещё и наклонение (не забываем что есть ещё прецессия). Всё это выйдет таким 'низкоэнергетическим" боком...

Цитата: Raul от 19.06.2023 20:32:43Вот какой вопрос возник. Обсуждаемые способы высадки на Луну обычно строятся вокруг схемы Кондратюка. Это понятно - она апробирована американцами. Но схема сложная, с множеством возможностей для аварий с фатальными последствиями. Одно дело - летать на низкой орбите вокруг Земли, где на любом витке можно прервать полет и сесть в более или менее безопасном месте, на что не требуется много топлива. И другое дело - летать вокруг Луны без возможности оперативной аварийной посадки (уму непостижимо, как американцам удалось провернуть свои лунные трюки с техникой того времени... но почему-то думается, что повторять высадку по их способу не следует).

О чем речь - есть класс периодических траекторий с низким облетом Земли и Луны. Эти траектории нуждаются в коррекции, но она низкоэнергетическая - может выполняться с малым расходом рабочего тела или вообще с помощью ЭРД. Вернуться на Землю можно при ее облете и на это требуется минимум энергетики.

[url="https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?action=dlattach;attach=34063;type=preview;file"]225-339_m.gif[/url]

Такую траекторию, а точнее ее полярный аналог с обходом поясов Ван Аллена можно выбрать в качестве базовой при высадке на Луну. Те мы не выходим на орбиту Луны, а при ее облете отделяем лунный посадочный модуль. При следующем облете - забираем экипаж и оставляем лунный модуль на траектории, где его можно будет заправить для повторного использования.

Получается схема, где от орбитального корабля требуется такая же энергетика, как от обычного околоземного "Союза". Это важное преимущество, поскольку снижаются требования к РН для пилотируемых запусков до тяжелого (в районе 40 тонн) класса. И не надо заниматься жуткой многопусковой эквилибристкой в стиле советского фильма "Принцесса цирка".

Лунный модуль будет существенно тяжелее, примерно как по нынешней американской схеме с NRHO. Поскольку он должен будет выполнять посадку и взлет с параболической, а не круговой ХС. Но его можно заправлять многопуском, поскольку в процессе не будет людей.

Рассматривалось? Тогда почему не?

Лунный модуль должен садиться прямо с транслунной траектории и после взлёта выходить на траекторию возвращения к Земле. То есть, у него должен быть запас характеристической скорости даже больше, чем у перелётного модуля. При этом, пока космонавты находятся на Луне, "перелетный" корабль со спускаемым аппаратом от них улетел и вернётся только через месяц. Если космонавты случайно пропустят его возвращение или он будет занят съемочной группой, то продолжительность экспедиции увеличится вдвое.

Куда предпочтительней на мой взгляд, штернфельдовская траектория с перерасходом топлива - корабль должен сближаться с Луной до прохождения апогея. Гасить избыток скорости придётся и там, и здесь, но в данном случае перелёт займёт меньше времени (где-то на сутки, по сравнению с аполлоновской траекторией).

Естественно, это должен быть прямой рейс без переходов на окололунную орбиту.

Цитата: Андрюха от 19.06.2023 23:02:22У Вас даже на картинке в подписи перелет только до Луны не менее полумесяца. Не намного дольше прямого? 3.5 суток не сильно меньше?
Всё время в ходе месячной экспедиции занимает перелет туда-обратно.

Торопился с ответом, было мало времени (и сейчас тоже). Траектория 89а для двухмесячной экспедиции, когда орбитальный корабль совершает один беспилотный оборот в системе Земля-Луна, т.е. забирает экспедицию на следующем пролете Луны, который происходят с периодичностью в лунный месяц. А траектория 89b - вообще для полугодовой экспедиции.

В классе должна быть и более быстрая траектория на месячную экспедицию, с меньшим залетом за орбиту Луны. Она состоит из двух частей - первая с двугорбым облетом Луны вторая - эллипс вокруг Земли в противоположную от Луны сторону (готовой картинки нет, к сожалению).

Цитата: Андрюха от 19.06.2023 23:02:22Особенно будет высокая надёжность без множества фатальных аварий и с возможностью прервать полет при возврате стыкующегося взлетающего объекта со стыкуемым облетающим Луну объектом (тут сарказм если что)

Все траектории периодического облета замкнутые, во вращающейся с Луной системе координат (почему в книге написано, что траектория не замыкается, я не знаю). Хотя и неустойчивые.

• Если стыковка ОК и ЛК не состоялась на этапе полета к Луне, то возвращаемся в ОК к Земле после облета Луны через 10-12 дней (по траектории месячной экспедиции).
• Если стыковка ОК и ЛК не состоялась на этапе возвращения к Земле, то ЛК с экипажем остается на периодической траектории и подает сигналы SOS в ожидании спасательной экспедиции. Запасы должны быть предусмотрены, ЛК должен быть вместительным, в отличие от ОК
• При штатном ходе экспедиции и прямой, и возвратный полет экипажа проходит с двумя состыкованными
   кораблями (сравним с Аполлоном-13), кроме высадки и взлета.

Цитата: Андрюха от 19.06.2023 23:19:11Предположим даже что вдруг, каким то чудом, замкнулась. Успеете заправить?

Расходуемые разгонно-тормозные блоки (их два) выводятся на траекторию облета Луны и там стыкуются. Один отвечает за заправку ЛК топливом для посадки и взлета, другой тормозит ЛК около Луны, как в схеме Королева. Времени хватит.

Цитата: opinion от 19.06.2023 23:42:36Лунный модуль должен садиться прямо с транслунной траектории и после взлёта выходить на траекторию возвращения к Земле

В принципе, ЛК может немного полетать вокруг Луны, но это не обязательно.

Цитата: opinion от 19.06.2023 23:42:36То есть, у него должен быть запас характеристической скорости даже больше, чем у перелётного модуля.

У перелетного модуля XC расходуется только на коррекции траектории и стыковки, поэтому он заведомо намного меньше, чем у лунного модуля.

Цитата: Андрюха от 19.06.2023 22:32:35

Цитата: Raul от 19.06.2023 20:32:43Рассматривалось? Тогда почему не?

Потому что дурость, совершенно не подходящая для пилотируемых полетов:

4. Особенно будет высокая надёжность без множества фатальных аварий и с возможностью прервать полет при возврате стыкующегося взлетающего объекта со стыкуемым облетающим Луну объектом (тут сарказм если что). И такие "догонялки", помимо сложностей с синхронизацией времени, наклонений, с жёсткой привязкой к кратности перелета и т.д,  будут уже далеко не низкоэнергетическими.

Я подчеркнул слово дурость, потому что не согласен! На самом деле это просто дурь! Как я понимаю это из Левантовского...Ну вы бы батенька, который Raul, процитировали бы  его до конца и на стр. 234..."А теперь укажем обстоятельства, которое делает периодическое сближение с возвращением, этот своеобразный "космический бильярд", практически нереальным..." и далее по тексту и во-первых, и во-вторых, и в-третьих!
Маленький рефрен. Наибольший интерес в настоящее время, а не в 80-х годах прошлого столетия, представляют полярные лунные орбиты. Но как раз для этих орбит данный вид "искусства" не подходит, т.к. класс таких орбит располагается ближе к экватору Луны. А поворот плоскости это 25 м/с на градус! Ничего себе низкоэнергетические траектории! Чтобы посадить на полюс Луны взлётный модуль с такой Vx посадочная ступень должна быть монстром в квадрате! А чтобы доставить на периодическую орбиту такой ЛВПК нужен не один сверхтяж! Вот почему и не! ;D

Цитата: Raul от 20.06.2023 08:33:57

• Если стыковка ОК и ЛК не состоялась на этапе возвращения к Земле, то ЛК с экипажем остается на периодической траектории и подает сигналы SOS в ожидании спасательной экспедиции. Запасы должны быть предусмотрены, ЛК должен быть вместительным, в отличие от ОК

"Спасите наши души! Наш SOS всё глуше, глуше и ужас режет души - напополам!" (с)

Цитата: Практик от 20.06.2023 08:48:10Наибольший интерес в настоящее время, а не в 80-х годах прошлого столетия, представляют полярные лунные орбиты. Но как раз для этих орбит данный вид "искусства" не подходит, т.к. класс таких орбит располагается ближе к экватору Луны.

У Левантовского (книга есть в сети https://scask.ru/d_book_msp.php?id=69) плоская орбита только на рис 58, орбиты 59а и 59б могут быть под любым наклонением. Трудности с некруговой орбитой Луны преодолеваются с помощью небольших коррекций в перигее.

Цитата: Практик от 20.06.2023 08:54:48Спасите наши души! Наш SOS всё глуше, глуше

То есть Вы предпочитаете, чтобы все быстро заканчивалось, без шансов на спасение...

Цитата: Raul от 20.06.2023 09:04:59

Цитата: Практик от 20.06.2023 08:48:10Наибольший интерес в настоящее время, а не в 80-х годах прошлого столетия, представляют полярные лунные орбиты. Но как раз для этих орбит данный вид "искусства" не подходит, т.к. класс таких орбит располагается ближе к экватору Луны.

У Левантовского (книга есть в сети https://scask.ru/d_book_msp.php?id=69) плоская орбита только на рис 58, орбиты 59а и 59б могут быть под любым наклонением. Трудности с некруговой орбитой Луны преодолеваются с помощью небольших коррекций в перигее.

Где вы про это прочитали про любое наклонение? У меня Левантовский от 1974 года и ничего нет! стр 230-234. Облёт Луны с возвратом возможен при наклонениях до 18 градусов к экватору Луны. Далее "гибридная" траектория к Земле с промахом около 80 тыс.км. Прочитайте про баллистику Аполлонов и за счёт чего А-13 переходил с гибридной на возвратную траекторию...

Цитата: Raul от 20.06.2023 08:33:57Если стыковка ОК и ЛК не состоялась на этапе возвращения к Земле, то ЛК с экипажем остается на периодической траектории и подает сигналы SOS в ожидании спасательной экспедиции. Запасы должны быть предусмотрены, ЛК должен быть вместительным, в отличие от ОК

Цитата: Raul от 20.06.2023 08:47:47Расходуемые разгонно-тормозные блоки (их два) выводятся на траекторию облета Луны и там стыкуются. Один отвечает за заправку ЛК топливом для посадки и взлета, другой тормозит ЛК около Луны, как в схеме Королева. Времени хватит.

Да поймите Вы уже, что после такого облета с возвратом к Земле будь то ЛК, будь то ОК не вернетесь Вы уже к Луне на следующем витке (после пролета Земли). Заправляй, не заправляй - полетит корабль уже не туда куда нужно.
Присобачить блок Д к ЛК (как по схеме Королева для последующего торможения у Луны) при пролете Земли - это вообще гениально...

Цитата: Raul от 20.06.2023 08:33:57Если стыковка ОК и ЛК не состоялась на этапе полета к Луне, то возвращаемся в ЛК к Земле после облета Луны через 10-12 дней (по траектории месячной экспедиции).

И зачем тут тогда вообще ОК таскать?

Цитата: Raul от 20.06.2023 09:04:59плоская орбита только на рис 58, орбиты 59а и 59б могут быть под любым наклонением

Что значит плоская орбита? А бывают орбиты у которых перицентр  проходит под одним градусом, а апоцентр под другим? Лента Мебиуса :)
 

Цитата: Андрюха от 20.06.2023 10:23:20

Цитата: Raul от 20.06.2023 09:04:59плоская орбита только на рис 58, орбиты 59а и 59б могут быть под любым наклонением

Что значит плоская орбита? А бывают орбиты у которых перицентр  проходит под одним градусом, а апоцентр под другим? Лента Мебиуса :)
 

Практически да! Находясь под влиянием двух тел орбита будет искривляться превращаясь в подобие Мёбиуса. При грависферном перелёте на ВЛО так и происходит. Но там это регулируется начальным отлётом на другое наклонение, градусов на 10-15 отличающееся от полярного. К моменту перехода на ВЛО всё "встаёт" как надо! ;D

Цитата: Практик от 20.06.2023 09:21:24

Цитата: Raul от 20.06.2023 09:04:59

Цитата: Практик от 20.06.2023 08:48:10Наибольший интерес в настоящее время, а не в 80-х годах прошлого столетия, представляют полярные лунные орбиты. Но как раз для этих орбит данный вид "искусства" не подходит, т.к. класс таких орбит располагается ближе к экватору Луны.

У Левантовского (книга есть в сети https://scask.ru/d_book_msp.php?id=69) плоская орбита только на рис 58, орбиты 59а и 59б могут быть под любым наклонением. Трудности с некруговой орбитой Луны преодолеваются с помощью небольших коррекций в перигее.

Где вы про это прочитали про любое наклонение? У меня Левантовский от 1974 года и ничего нет! стр 230-234. Облёт Луны с возвратом возможен при наклонениях до 18 градусов к экватору Луны. Далее "гибридная" траектория к Земле с промахом около 80 тыс.км. Прочитайте про баллистику Аполлонов и за счёт чего А-13 переходил с гибридной на возвратную траекторию...

Левантовкий c. 230-234 - это популярно про Луну, которая движется по круговой орбите, а реальные траектории там не рассматриваются. Оттуда мной взята наглядная картинка и пояснения к ней, не более того.

Реальная баллистика в том, что при облете Луны с периодичностью, кратной лунному месяцу, можно выбирать наклонение орбиты и не находиться в плоскости орбиты Луны. Думаю, что такие траектории и их энергетика уже рассматривались в научной литературе, и мое любопытство именно относительно этого.

Цитата: Практик от 20.06.2023 09:21:24Облёт Луны с возвратом возможен при наклонениях до 18 градусов к экватору Луны.

Где это написано? :o Луна-3 под каким наклонением запускалась?

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/344992.png)

Цитата: Андрюха от 20.06.2023 10:23:20Да поймите Вы уже, что после такого облета с возвратом к Земле будь то ЛК, будь то ОК не вернетесь Вы уже к Луне на следующем витке (после пролета Земли).

Я специально показал идеальный случай у Левантовского - в плоскости круговой орбиты Луны без возмущающих факторов. Что там неправильно? Движение выполняется с возвращением к Луне на каждом витке орбиты - Вы с этим спорите?

Цитата: Андрюха от 20.06.2023 10:23:20Если стыковка ОК и ЛК не состоялась на этапе полета к Луне, то возвращаемся в ОК к Земле после облета Луны через 10-12 дней (по траектории месячной экспедиции).

Это была опечатка  :-[

Цитата: Дмитрий Инфан от 20.06.2023 05:19:08Куда предпочтительней на мой взгляд, штернфельдовская траектория с перерасходом топлива - корабль должен сближаться с Луной до прохождения апогея. Гасить избыток скорости придётся и там, и здесь, но в данном случае перелёт займёт меньше времени (где-то на сутки, по сравнению с аполлоновской траекторией).

Естественно, это должен быть прямой рейс без переходов на окололунную орбиту.

Прямой перелет - это схема со стартовой массой более 5000 тонн. Приятный способ,  :)  однако даже за ракету со вдвое меньшей стартовой массой у нас просят такие деньжищи... :o Тут вопрос поставлен о том, как "приобрести билет на Луну со скидкой", но без лишнего риска.

Цитата: Raul от 20.06.2023 21:38:20

Цитата: Андрюха от 20.06.2023 10:23:20Да поймите Вы уже, что после такого облета с возвратом к Земле будь то ЛК, будь то ОК не вернетесь Вы уже к Луне на следующем витке (после пролета Земли).

Я специально показал идеальный случай у Левантовского - в плоскости круговой орбиты Луны без возмущающих факторов. Что там неправильно? Движение выполняется с возвращением к Луне на каждом витке орбиты - Вы с этим спорите?

:-[

По поводу попадания к Луне на каждом витке такой "траектории". При старте с Земли кратность составляет 14 суток, допустим столько и перелет, но по возврату у Земли пролет Земли происходит в определенной плоскости, отличной от стартовой. Дальнейший отлет опять в сторону Луны будет происходить уже как бы с "орбиты" с тем наклонением, что оказалось при  подлёте к Земле. Кратность попадания в этом случае будет уже не 14 суток, а например 9-10 (если вернулись на 51,6), а время то перелета к Луне не меняется. Т.е. мы просто прилетим к Луне "с опозданием"...
Придется либо сильно корректировать наклонение, что большой минус энергетика, либо ждать следующего витка, но на нём расхождение может оказаться ещё хуже. Да и сколько этих витков вообще возможно? Это ведь не круговая орбита вокруг одного небесного тела. К тому же ещё и каждый следующий пролет Луны (на том витке когда КК туда попадает вообще), будет тоже с другим наклонением, нежели предыдущий, и даже не факт что с тем же перицентром, а нам то надо не просто к Луне, а с посадкой в конкретную точку. То есть, ещё и тут наклонение менять. И с чего Вы взяли что это всё будет низкоэнергетично? Никакой энергетики не хватит на все эти коррекции. А Вы, помнится, собирались уложится в Союз и 40 тонн РН...
И все сложные точные рассчеты необходимых коррекций за ограниченное время далеко не способствуют повышению надёжности всей экспедиции, так что со скидкой и без лишнего риска никак тут не выходит ;)

Цитата: Raul от 19.06.2023 20:32:43Получается схема, где от орбитального корабля требуется такая же энергетика, как от обычного околоземного "Союза". Это важное преимущество, поскольку снижаются требования к РН для пилотируемых запусков до тяжелого (в районе 40 тонн) класса. И не надо заниматься жуткой многопусковой эквилибристкой в стиле советского фильма "Принцесса цирка".

Это как? Апогей далеко ЗА орбитой Луны.  Поэтому скорость про отлете  с низкой орбиты будет от 11,0 до 11,2 км/с.   И как получается носитель с ПН40т на НОО?

Цитата: Raul от 19.06.2023 20:32:43Такую траекторию, а точнее ее полярный аналог с обходом поясов Ван Аллена можно выбрать в качестве базовой при высадке на Луну. Те мы не выходим на орбиту Луны, а при ее облете отделяем лунный посадочный модуль. При следующем облете - забираем экипаж и оставляем лунный модуль на траектории, где его можно будет заправить для повторного использования.

Полярная орбита.... это неправильно - от слова совсем.  Например если за 2000км от Луны скорость аппарата будет 700м/с - относительно Земли и радиальная относительно точки встречи с Луной.  Далее Луна и Аппарат сближаются со скорость 1,23 км/с. 1,023 орбитальная скорость Луны и скорость аппарата 0,7км/с перпендикулярны.  Но! скорость аппарата  под углом 34,6град к плоскости орбиты Луны. Далее аппарат разгоняется в поле Луны и проходит на высоте 50км от поверхности со скоростью 2,45км/с.  и далее удаляется от Луны и на удалении от Луны опять 2000км скорость относительно Луны так же будет 1,23 км/с, НО! уже скорость аппарата будет не перпендикулярна плоскость орбиты а повернута на 34,6 градуса.  Всё - следующей встречи просто не будет.    

Цитата: Raul от 20.06.2023 21:55:01Прямой перелет - это схема со стартовой массой более 5000 тонн.

Или с ТФЯРД. Будет порядка 1500 тонн.

Цитата: Владимир   Шпирько от 20.06.2023 23:28:14

Цитата: Raul от 19.06.2023 20:32:43Получается схема, где от орбитального корабля требуется такая же энергетика, как от обычного околоземного "Союза". Это важное преимущество, поскольку снижаются требования к РН для пилотируемых запусков до тяжелого (в районе 40 тонн) класса. И не надо заниматься жуткой многопусковой эквилибристкой в стиле советского фильма "Принцесса цирка".

Это как? Апогей далеко ЗА орбитой Луны.  Поэтому скорость про отлете  с низкой орбиты будет от 11,0 до 11,2 км/с.  И как получается носитель с ПН40т на НОО?

Отлетная скорость не сильно зависит от высоты апогея около Луны. По поводу массы - принимались прикидки по тому, как запостить КК "Союз" по параболической. XC 3.3 км/c при УИ 3 км/c дает отношение масс 3, т.е.  при 10 тоннах (Бриз-М+Союз) получим 10*3=30 тонн на базовой и сделать добавку на то, что Союз все-таки не совсем обычный.

Цитата: Владимир Шпирько от 20.06.2023 23:51:09Полярная орбита.... это неправильно - от слова совсем. 

Да, поворот плоскости орбиты КК в системе Земля-Луна - это проблема. Но проходить Луну надо с большим наклонением, чтобы стали достижимыми полярные области (и только в них можно сидеть долго, а не считанные дни на лунном рассвете). Интересно, можно ли решить эту проблему? Андрюха тут собрался закрутиться в лист Мебиуса ;) .

Цитата: Raul от 21.06.2023 21:42:41

Цитата: Владимир   Шпирько от 20.06.2023 23:28:14

Цитата: Raul от 19.06.2023 20:32:43Получается схема, где от орбитального корабля требуется такая же энергетика, как от обычного околоземного "Союза". Это важное преимущество, поскольку снижаются требования к РН для пилотируемых запусков до тяжелого (в районе 40 тонн) класса. И не надо заниматься жуткой многопусковой эквилибристкой в стиле советского фильма "Принцесса цирка".

Это как? Апогей далеко ЗА орбитой Луны.  Поэтому скорость про отлете  с низкой орбиты будет от 11,0 до 11,2 км/с.  И как получается носитель с ПН40т на НОО?

Отлетная скорость не сильно зависит от высоты апогея около Луны. По поводу массы - принимались прикидки по тому, как запостить КК "Союз" по параболической. XC 3.3 км/c при УИ 3 км/c дает отношение масс 3, т.е.  при 10 тоннах (Бриз-М+Союз) получим 10*3=30 тонн на базовой и сделать добавку на то, что Союз все-таки не совсем обычный.

Так то оно так.  11,0....11,2 км/с дельта  2%.  Но ХС 3,3км/с это просто облет.  При пролете около Луны необходимо тормознуть, что бы остаться.... а это еще 0,9км/с.  и еще столько же чтобы разогнаться при следующем пролете.  Итого 3,3+0,9+0,9=5,1км/с.  Что по ФЦ даёт Мст=54,7тонн. И это при том, что посадочный модуль летит отдельно. 

Цитата: Владимир Шпирько от 21.06.2023 22:05:01При пролете около Луны необходимо тормознуть, что бы остаться.... а это еще 0,9км/с.  и еще столько же чтобы разогнаться при следующем пролете.  Итого 3,3+0,9+0,9=5,1км/с.  Что по ФЦ даёт Мст=54,7тонн. И это при том, что посадочный модуль летит отдельно.

Здесь (в созданной теме) обсуждается гипотетический вариант, когда Союз (или иной ОК) не тормозит около Луны, а остается на периодической траектории, перемещаясь от Земли к Луне и обратно. ЛК летает вместе с ним, кроме этапа высадки на Луну. Поэтому топливо ОК тратится только на коррекцию траектории, чтобы на ней оставаться, поскольку она неустойчива.

А вариант с выходом на низкую орбиту в духе 60-годов - он хорошо известен и его требования в энергетике  ОК - тоже известны.

Цитата: Raul от 21.06.2023 21:52:36

Цитата: Владимир Шпирько от 20.06.2023 23:51:09Полярная орбита.... это неправильно - от слова совсем.

Да, поворот плоскости орбиты КК в системе Земля-Луна - это проблема. Но проходить Луну надо с большим наклонением, чтобы стали достижимыми полярные области (и только в них можно сидеть долго, а не считанные дни на лунном рассвете). Интересно, можно ли решить эту проблему? Андрюха тут собрался закрутиться в лист Мебиуса ;) .

Да не проблема..... стартуем с наклонением космодрома или ближе к экватору.  И идем по варианту1 рис89.  В точке Л1 переходим на орбиту вокруг Луны но не круговую, а высокоэллиптическую - переселений 30...50км, апоселений 1000км при этом апоселений дальше, чем Луна.  Скорость в Переселении - 1,86км/с ХС перехода с облетной - 0,68. Далее в апоселении (высота 1000, скорость 1,18) поворачиваем орбиту до полярной - ХС 1,62км/с.  Итого 2,3км/с.  Для сравнения - при переходе с облетной на круговую орбиту: высота 50км скорость 1,68км/с -  ХС 1,04 км/с.

Цитата: Владимир   Шпирько от 21.06.2023 23:03:30

Цитата: Raul от 21.06.2023 21:52:36

Цитата: Владимир Шпирько от 20.06.2023 23:51:09Полярная орбита.... это неправильно - от слова совсем.

Да, поворот плоскости орбиты КК в системе Земля-Луна - это проблема. Но проходить Луну надо с большим наклонением, чтобы стали достижимыми полярные области (и только в них можно сидеть долго, а не считанные дни на лунном рассвете). Интересно, можно ли решить эту проблему? Андрюха тут собрался закрутиться в лист Мебиуса ;) .

Да не проблема..... стартуем с наклонением космодрома или ближе к экватору.  И идем по варианту1 рис89.  В точке Л1 переходим на орбиту вокруг Луны но не круговую, а высокоэллиптическую - переселений 30...50км, апоселений 1000км при этом апоселений дальше, чем Луна.  Скорость в Переселении - 1,86км/с ХС перехода с облетной - 0,68. Далее в апоселении (высота 1000, скорость 1,18) поворачиваем орбиту до полярной - ХС 1,62км/с.  Итого 2,3км/с.  Для сравнения - при переходе с облетной на круговую орбиту: высота 50км скорость 1,68км/с -  ХС 1,04 км/с.

Тратить рабочее тело на поворот орбиты - это как-то не комильфо, его выведение в Луне стоит очень много...

Я сейчас рассматриваю нестандартный вариант, когда экспедиция совершает на двух "Союзах" и одном лунном модуле.

• Первый "Союз" летит по одной отлетной траектории с лунным модулем, на ней же с ним стыкуется и экипаж переходит в лунный модуль для посадки на Луну
• На Луне находимся сколько хотим.
• Для возвращения на Землю запускается второй беспилотный "Союз", который летит по той же траектории и стыкуется со стартующим с Луны лунным модулем, забирая его экипаж для посадки на Землю.

Запуски Союзов к Луне стоят относительно недорого, поскольку выполняются тяжелой ракетой. Вопрос в том, что делать с первым Союзом. Ответ - поворачивать орбиту с помощью механики многих тел (+солнышко), поскольку время на это ограничено только временем полета в беспилотном режиме и использовать для возращения одной из следующих экспедиций.

Цитата: Raul от 22.06.2023 11:28:38Я сейчас рассматриваю нестандартный вариант, когда экспедиция совершает на двух "Союзах" и одном лунном модуле.

Раулька !
Я призываю Вас перестать постить на форуме всякую ерунду, и сконцентрировать свои недюжинные
способности на прорыве к Сатурну.
Эти Ваши тексты хотя бы будет забавно читать... :o

Ой, затроллили ;D

Интересно (или забавно) то, что поскольку лунный "Союз" со космонавтами только стартует с Земли и возвращается на нее, а весь остальной полет проходит в лунном модуле, то его можно урезать до варианта "Зонда", который готовился для пилотируемого облета Луны. Такие космические корабли можно запускать обычной Ангарой с существующих стартовых площадок.

Но нам "не нужна доступная Луна, а нужна Луна супердорого и чтобы все осталось в проекте". Даешь многопуск супертяжей! Пусть их будет 2, нет 4, нет, 6 и еще 1 :-*

Спойлер

Дуплекc, к Сатурну прорывайтесь сами, cейчас самое время этим заняться ;)

[свернуть]

Цитата: Raul от 22.06.2023 11:28:38На Луне находимся сколько хотим

И сколько для этого предварительно необходимо всего на Луне, и сколько всяких разработок и технологий? И все  ради того что бы потом туда летать на Союзе? 

Цитата: Raul от 22.06.2023 19:19:06Интересно (или забавно) то, что поскольку лунный "Союз" со космонавтами только стартует с Земли и возвращается на нее, а весь остальной полет проходит в лунном модуле, то его можно урезать до варианта "Зонда", который готовился для пилотируемого облета Луны.

А в "Зонде" или даже "Союзе" полмесяца лететь в одну сторону нормально будет? :)
Или речь уже об классическом облете?
К тому же, как уже говорилось, посадка в заданный район поверхности, особенно на полюсе, точность ее выполнения с пролетной траектории в разы увеличивает риски, по сравнению с той же задачей, выполняемой с круговой орбиты. Равно, как и вероятность успешной стыковки взлетающего объекта с пролетающим (не находящемся на орбите) объектом....

Да, и такой ЛК будет явно тяжелее ЛК стыкующегося с ОК на низкой орбите. Плюс, Вы ещё и часть функций ОК на него перекладываете.  ЛК до каких массоразмеров разрастется то, представляете? Чем собрались выводить ЛК-монстр?

Цитата: Андрюха от 22.06.2023 20:33:50А в "Зонде" или даже "Союзе" полмесяца лететь в одну сторону нормально будет? :)
Или речь уже об классическом облете?

Не полмесяца, намного меньше. Если забираем экипаж с Луны другим кораблем, то выбор возможных траекторий будет шире. Важно, чтобы беспилотный Союз в после облета Луны остался на периодической орбите, где он пригодится для возвращения следующей экспедиции.

Цитата: Андрюха от 22.06.2023 20:33:50К тому же, как уже говорилось, посадка в заданный район поверхности, особенно на полюсе, точность ее выполнения с пролетной траектории в разы увеличивает риски, по сравнению с той же задачей, выполняемой с круговой орбиты.

Что мешает перед посадкой сначала вывести лунный модуль на круговую орбиту?

Цитата: Андрюха от 22.06.2023 20:33:50Равно, как и вероятность успешной стыковки взлетающего объекта с пролетающим (не находящемся на орбите) объектом....

В чем разница стыковки на круговой орбите и на отлетной с Луны траектории, с точки зрения ее выполнимости? И та, и другая стыковка получается с примерно одинаковой вероятностью, которая определяется в основном работой систем Курс и ССВП. Время на повторные попытки на траектории Луна-Земля не меньше, чем на круговой орбите. При неудаче лунный модуль остается на периодической орбите, где он многократно сближается с Землей, и откуда его проще достать спасательной экспедиции, чем с окололунной орбиты.

Цитата: Андрюха от 22.06.2023 20:29:51

Цитата: Raul от 22.06.2023 11:28:38На Луне находимся сколько хотим

И сколько для этого предварительно необходимо всего на Луне, и сколько всяких разработок и технологий? И все  ради того что бы потом туда летать на Союзе?

Очевидно, нужен лунный модуль с достаточным ресурсом автономной работы и запасом топлива для выполнения всех маневров.

Цитата: Raul от 22.06.2023 21:17:39

Цитата: Андрюха от 22.06.2023 20:33:50А в "Зонде" или даже "Союзе" полмесяца лететь в одну сторону нормально будет? :)
Или речь уже об классическом облете?

Не полмесяца, намного меньше. Если забираем экипаж с Луны другим кораблем, то выбор возможных траекторий будет шире. Важно, чтобы беспилотный Союз в после облета Луны остался на периодической орбите, где он пригодится для возвращения следующей экспедиции.

Цитата: Андрюха от 22.06.2023 20:33:50К тому же, как уже говорилось, посадка в заданный район поверхности, особенно на полюсе, точность ее выполнения с пролетной траектории в разы увеличивает риски, по сравнению с той же задачей, выполняемой с круговой орбиты.

Что мешает перед посадкой сначала вывести лунный модуль на круговую орбиту?

Цитата: Андрюха от 22.06.2023 20:33:50Равно, как и вероятность успешной стыковки взлетающего объекта с пролетающим (не находящемся на орбите) объектом....

В чем разница стыковки на круговой орбите и на отлетной с Луны траектории, с точки зрения ее выполнимости? И та, и другая стыковка получается с примерно одинаковой вероятностью, которая определяется в основном работой систем Курс и ССВП. Время на повторные попытки на траектории Луна-Земля не меньше, чем на круговой орбите. При неудаче лунный модуль остается на периодической орбите, где он многократно сближается с Землей, и откуда его проще достать спасательной экспедиции, чем с окололунной орбиты.

Опять, двадцать пять...
1. Почему выбор должен быть шире, если он летит по аналогичной траектории? Он же по Вашему после отлёта от Луны должен к ней опять вернуться. С чего Вы взяли что таких траекторий множество, да ещё и с многократным попаданием к Луне? И что среди этого множества должны быть траектории сушественно короче? Почему тогда с них не начать? Да потому что таких траекторий нет!  При сокращении времени перелета после пролета Земли Вы уже точно не попадете к Луне...
2. Насколько эта траектория периодична? Сколько "витков" возможно без коррекций на поддержание стабильности? За счёт чего будут проводиться эти весьма затратные коррекции? Не говоря уже про боковые составляющие этих коррекций для устранения рассогласований в наклонениях.  Нам ведь нужно в конкретное место, а не абы куда...
3. Да, согласен только с этим, перед посадкой ЛК можно предварительно вывести на круговую орбиту. Хотя тут тоже есть нюансы. Придется осуществлять разделение несколько раньше прохождения перицентра траектории, что бы ЛК  сформировал круговую орбиту, не "тормозя" собой ОК. А это потребует чуть больших затрат ХС.
4. Не сама стыковка отличается, а сближение. ЛК как минимум должен достичь скорости пролетающего ОК. Т.е. по сути выйти на компланарную траекторию, коэллиптичную ОК. Но посколько ОК при пролете, именно на селеноцентрическом участке, движется не по определенной орбите, а по параболе (гиперболе), я вообще сомневаюсь что возможно вывести ЛК с поверхности коэлиптично параболе. Если это и возможно, то опять же далеко не "даром". По энергетике. И нужно ещё что бы "окно" старта ЛК с выведением на нужную компланарную траекторию (а это по сути "окно" старта к Земле, а значит оно также ограничено кратностью) совпадало с "окном" пролета ОК.

Цитата: Raul от 22.06.2023 21:22:20

Цитата: Андрюха от 22.06.2023 20:29:51

Цитата: Raul от 22.06.2023 11:28:38На Луне находимся сколько хотим

И сколько для этого предварительно необходимо всего на Луне, и сколько всяких разработок и технологий? И все  ради того что бы потом туда летать на Союзе?

Очевидно, нужен лунный модуль с достаточным ресурсом автономной работы и запасом топлива для выполнения всех маневров.

В общем ЛК-МОНСТР...

"Да, и такой ЛК будет явно тяжелее ЛК стыкующегося с ОК на низкой орбите. Плюс, Вы ещё и часть функций ОК на него перекладываете. ЛК до каких массоразмеров разрастется то, представляете? Чем собрались выводить ЛК-монстр?"

Цитата: Андрюха от 22.06.2023 22:09:16

Цитата: Raul от 22.06.2023 21:22:20

Цитата: Андрюха от 22.06.2023 20:29:51

Цитата: Raul от 22.06.2023 11:28:38На Луне находимся сколько хотим

И сколько для этого предварительно необходимо всего на Луне, и сколько всяких разработок и технологий? И все  ради того что бы потом туда летать на Союзе?

Очевидно, нужен лунный модуль с достаточным ресурсом автономной работы и запасом топлива для выполнения всех маневров.

В общем ЛК-МОНСТР...

"Да, и такой ЛК будет явно тяжелее ЛК стыкующегося с ОК на низкой орбите. Плюс, Вы ещё и часть функций ОК на него перекладываете. ЛК до каких массоразмеров разрастется то, представляете? Чем собрались выводить ЛК-монстр?"

Так всего один монстр, а по принятой схеме получатся два - орбитальный и посадочный. :o :o

Если кроме шуток про монстры, то размер лунного модуля получится вполне обыкновенным, с учетом того, то около Луны его будет тормозить расходуемый разгонно-тормозной блок.

Цитата: Raul от 22.06.2023 22:57:08Если кроме шуток про монстры, то размер лунного модуля получится вполне обыкновенным, с учетом того, то около Луны его будет тормозить расходуемый разгонно-тормозной блок.

Без шуток, взлетать с Луны он тоже будет за счет РТБ? :o
См. пункт 4 сообщения выше...
В случае выведения РБ, ТБ, КА-заправщиков и т.д. при пролете ОК у Земли возникнут те же сложности со сближением и стыковкой, что и при облете у Луны. Да, возможно, в сфере действия Земли вся траектория ОК будет эллипсом, а не параболой, НО фактически при пролете ОК у Земли это будет отлетная к Луне траектория, со всеми вытекающими. Что опять таки накладывает ограничения по "окнам" старта РБ, раз; по энергетическим затратам на "попадание" на близкую, очень близкую, отлетную траекторию и на "догон" ОК при его пролете, два. А следовательно, увеличивает и требования к РН...

Не успел вчера разобрать ваши пункты

Цитата: Андрюха от 22.06.2023 21:51:301. Почему выбор должен быть шире, если он летит по аналогичной траектории? Он же по Вашему после отлёта от Луны должен к ней опять вернуться. С чего Вы взяли что таких траекторий множество, да ещё и с многократным попаданием к Луне? И что среди этого множества должны быть траектории сушественно короче? Почему тогда с них не начать? Да потому что таких траекторий нет!  При сокращении времени перелета после пролета Земли Вы уже точно не попадете к Луне...

Не будет жесткого ограничения на время, в течение которого надо вернуться в Луне, поэтому класс траекторий будет шире. Союз без экипажа может крутиться в системе Земля-Луна-Солнце долго и следующий пролет Луны можно организовать через несколько месяцев, тогда, когда он потребуется (ресурс автономного полета Союза потребуется продлить).

Цитата: Андрюха от 22.06.2023 21:51:302. Насколько эта траектория периодична? Сколько "витков" возможно без коррекций на поддержание стабильности? За счёт чего будут проводиться эти весьма затратные коррекции? Не говоря уже про боковые составляющие этих коррекций для устранения рассогласований в наклонениях.  Нам ведь нужно в конкретное место, а не абы куда...

По баллистике наклонение естественным образом сместится к плоскости Земля-Луна (правда, там ОК без надобности). Но коррекции высокоэллиптических орбит в задаче 3-4 тел - низкоэнергетические, а не затратные, ими уже пользуются при полетах АЛС, CAPSTONE, например. Поэтому нужную периодичность можно будет поддерживать искусственным образом, с помощью малых коррекций. Это вопрос вычислительной математики. И математически периодические орбиты у Левантовского тоже все время надо корректировать, что у него и написано.

Цитата: Андрюха от 22.06.2023 21:51:303. Да, согласен только с этим, перед посадкой ЛК можно предварительно вывести на круговую орбиту. Хотя тут тоже есть нюансы. Придется осуществлять разделение несколько раньше прохождения перицентра траектории, что бы ЛК  сформировал круговую орбиту, не "тормозя" собой ОК. А это потребует чуть больших затрат ХС.

Естественно, не надо тормозить ОК для выхода на ОЛО, ради этой экономии и нужна затея с двумя ОК. Мы размениваем один тяжелый ОК на два легких. Даже если первый ОК не удастся использовать для возвращения следующей экспедиции, мы, по крайней мере, ничего не потеряем в плане суммарной Мст многопуска (думаю, даже выиграем, поскольку Орел для Луны весит намного больше, чем два Союза).

Цитата: Андрюха от 22.06.2023 21:51:304. Не сама стыковка отличается, а сближение. ЛК как минимум должен достичь скорости пролетающего ОК. Т.е. по сути выйти на компланарную траекторию, коэллиптичную ОК. Но посколько ОК при пролете, именно на селеноцентрическом участке, движется не по определенной орбите, а по параболе (гиперболе), я вообще сомневаюсь что возможно вывести ЛК с поверхности коэлиптично параболе. Если это и возможно, то опять же далеко не "даром". По энергетике. И нужно ещё что бы "окно" старта ЛК с выведением на нужную компланарную траекторию (а это по сути "окно" старта к Земле, а значит оно также ограничено кратностью) совпадало с "окном" пролета ОК.

Конечно, тут есть математические сложности. В идеальном варианте мы стартуем с Луны точно к той гиперболической траектории, по которой летит ОК, с помощью пространственного маневра. В реальном - надо "считать математику" для каждой экспедиции.

Цитата: Андрюха от 23.06.2023 08:00:50

Цитата: Raul от 22.06.2023 22:57:08Если кроме шуток про монстры, то размер лунного модуля получится вполне обыкновенным, с учетом того, то около Луны его будет тормозить расходуемый разгонно-тормозной блок.

Без шуток, взлетать с Луны он тоже будет за счет РТБ? :o
См. пункт 4 сообщения выше...

Да нет, только садиться. РТБ выводит себя и ЛК на круговую орбиту, потом выдает тормозной импульс, отделяется и разбивается (как в схеме H-1 Л3).

Цитата: Андрюха от 23.06.2023 08:00:50

Цитата: Raul от 22.06.2023 22:57:08Если кроме шуток про монстры, то размер лунного модуля получится вполне обыкновенным, с учетом того, то около Луны его будет тормозить расходуемый разгонно-тормозной блок.

В случае выведения РБ, ТБ, КА-заправщиков и т.д. при пролете ОК у Земли возникнут те же сложности со сближением и стыковкой, что и при облете у Луны. Да, возможно, в сфере действия Земли вся траектория ОК будет эллипсом, а не параболой, НО фактически при пролете ОК у Земли это будет отлетная к Луне траектория, со всеми вытекающими. Что опять таки накладывает ограничения по "окнам" старта РБ, раз; по энергетическим затратам на "попадание" на близкую, очень близкую, отлетную траекторию и на "догон" ОК при его пролете, два. А следовательно, увеличивает и требования к РН...

ЛК надо будет (1) заправить, что можно сделать на его предыдущем пролете около Земли и (2) состыковать с РТБ и ОК. Есть две стартовые площадки - в Плесецке и на Восточном, соответственно можно сначала вывести на опорную орбиту РТБ, а затем, при его успешном выведении, отправить туда ОК с экипажем. С опорной орбиты оба аппарата стартуют к пролетающему ЛК и стыкуются с ним.

Цитата: Raul от 23.06.2023 09:18:31Союз без экипажа может крутиться в системе Земля-Луна-Солнце долго и следующий пролет Луны можно организовать через несколько месяцев, тогда, когда он потребуется

Я бы на таком Союзе второй раз не полетел. Может все таки не стоит все усложнять до безумия? ;)
И вообще, это уже не "периодическая долетная траектория", а последовательность совершенно разных траекторий, которые нужно все время просчитывать...

Цитата: Raul от 23.06.2023 09:55:48Без шуток, взлетать с Луны он тоже будет за счет РТБ? :o
См. пункт 4 сообщения выше...

Это было к тому, что такой ЛК (выводимый с поверхности Луны на пролетную (отлетную) траекторию для сближения с движущимся там ОК) будет более тяжелым, чем просто  выводимый на круговую орбиту. Почему? пункт 4...

Цитата: Raul от 23.06.2023 09:55:48ЛК надо будет (1) заправить, что можно сделать на его предыдущем пролете около Земли

Это тоже выведение КА-заправщика на компланарную отлетную траекторию для сближения, со всеми вытекающими сложностями, которые рассмотрены ранее...

Цитата: Raul от 23.06.2023 09:55:48Есть две стартовые площадки - в Плесецке и на Восточном, соответственно можно сначала вывести на опорную орбиту РТБ, а затем, при его успешном выведении, отправить туда ОК с экипажем. С опорной орбиты оба аппарата стартуют к пролетающему ЛК и стыкуются с ним.

Так о том и речь. Сколько понадобится ХС на согласование плоскостей опорной орбиты РТБ и траектории пролетающего ОК? Сколько еще на доразгон? Учитывая что ОК при пролете Земли не может делать никаких маневров (т.е. должен оставаться на неизменном подлетном наклонении), иначе он просто "уйдет" с любимой Вами "периодической" траектории и к Луне уже не попадет. У Вас РТБ весь свой запас топлива, предусмотренный вообще то на другое, на это "сожрет"...

В общем, везде я вижу только лишние затраты ХС, и нигде Вы ничего не сэкономите, ну никак...

Цитата: Андрюха от 23.06.2023 10:46:14

ЦитироватьСоюз без экипажа может крутиться в системе Земля-Луна-Солнце долго и следующий пролет Луны можно организовать через несколько месяцев, тогда, когда он потребуется

Я бы на таком Союзе второй раз не полетел. Может все таки не стоит все усложнять до безумия? ;)

Хм, а некоторые думают, что полетавший корабль надежнее в плане того, что там все дефекты сборки уже  выявились.

Ну вот вывел Союз экипаж к Луне. Все для возвращения на Землю там есть, но но пригодилось, поскольку стыковка была успешной и космонавты перешли в лунный модуль, перетащив туда свои ложементы и припасы. Что, нельзя чокнутым на небесной механике математикам поизучать на этом аппарате свои теоретические выводы? А вдруг он пригодится в качестве ретранслятора или для спасательной экспедиции?

Цитата: Андрюха от 23.06.2023 10:46:14Это было к тому, что такой ЛК (выводимый с поверхности Луны на пролетную (отлетную) траекторию для сближения с движущимся там ОК) будет более тяжелым, чем просто  выводимый на круговую орбиту. Почему? пункт 4...

Не обязательно. Если мы погасим круговую скорость при помощи РТБ, а на ЛК оставим только мягкую посадку, то топлива в ЛК потребуется меньше, чем при экспедициях Аполлонов. И аппарат будет простым, одноступенчатым.

Цитата: Андрюха от 23.06.2023 10:46:14Сколько понадобится ХС на согласование плоскостей опорной орбиты РТБ и траектории пролетающего ОК? Сколько еще на доразгон? У Вас РТБ весь свой запас топлива, предусмотренный вообще то на другое, на это "сожрет"...

Зачем согласовывать плоскости орбит с помощью ХС? Надо согласовать момент запуска и азимут выведения, как это делается при полетах к МКС.

У Бриза-М собственная ХС составляет 7 км/с и он может взять дополнительные баки, поскольку на нем не будет спутника. Выход на отлетную - это ~3.3 км/c, масса при этом уменьшается в три раза (конечно, потребуется блок тяжелее Бриза-М и РКН тяжелее нынешней Ангары).

Цитата: Андрюха от 23.06.2023 10:46:14Учитывая что ОК при пролете Земли не может делать никаких маневров

При пролете Земли выгоднее всего делать коррекцию траектории ЛК, поэтому они именно тогда будут проводиться. РТБ будет подстраиваться под оптимальную траекторию ЛК.

Спойлер

Ехидный вопрос - как Вы с дуплеком и практиком полетите к Сатурну, если не отработаете все маневры около Земли и Луны. ;)

[свернуть]

Цитата: Raul от 23.06.2023 11:25:35Хм, а некоторые думают, что полетавший корабль надежнее в плане того, что там все дефекты сборки уже  выявились.

Ну не летавший же корабль месяцами вокруг Солнца ;D

Цитата: Андрюха от 23.06.2023 10:46:14И вообще, это уже не "периодическая долетная траектория", а последовательность совершенно разных траекторий, которые нужно все время просчитывать...

Цитата: Raul от 23.06.2023 11:25:35Не обязательно. Если мы погасим круговую скорость при помощи РТБ, а на ЛК оставим только мягкую посадку, то топлива в ЛК потребуется меньше, чем при экспедициях Аполлонов. И аппарат будет простым, одноступенчатым.

Да речь про взлет! И стыковку с пролетающим ОК. Больше ему топлива понадобиться, больше, чем аналогу стыкуемому на круговой орбите...Этот ЛК фактически должен совершить отлет к Земле...

Цитата: Raul от 23.06.2023 11:25:35Зачем согласовывать плоскости орбит с помощью ХС, надо согласовать момент запуска и азимут выведения, как это делается при полетах к МКС.

Цитата: Андрюха от 23.06.2023 10:46:14Учитывая что ОК при пролете Земли не может делать никаких маневров (т.е. должен оставаться на неизменном подлетном наклонении), иначе он просто "уйдет" с любимой Вами "периодической" траектории и к Луне уже не попадет.

А если не будет согласованного "окна" старта в нужный момент? А если ОК при пролете Земли окажется на меньшем наклонении, чем широта космодрома выведения? Особенно актуально для Плесецка, Вами добавленного...

Если говорим о предварительно выведенном РТБ, находящемся на опорной орбите с уже заданным наклонением, при сближении с пролетающим ОК о каком азимуте выведения может идти речь? Вдруг, его наклонение оказалось 63 градуса, а ОК подлетел с 51 градуса, что тогда делать будем? С 63 доворачивать при старте? РН потянет?...

Цитата: Raul от 23.06.2023 11:44:00

Цитата: Андрюха от 23.06.2023 10:46:14Учитывая что ОК при пролете Земли не может делать никаких маневров

При пролете Земли выгоднее всего делать коррекцию траектории ЛК, поэтому они именно тогда будут проводиться. РТБ будет подстраиваться под оптимальную траекторию ЛК.

Выгоднее, да. НО тогда забудьте про свою "периодическую" траекторию!

Оптимальной оказалось экваториальное наклонение, все? С Плесецка будем на Экватор пулять? ))

Цитата: Андрюха от 23.06.2023 11:54:11Выгоднее, да. НО тогда забудьте про свою "периодическую" траекторию!

Траектория будет квазипериодической, c большим наклонением и "костыликами".

Цитата: Андрюха от 23.06.2023 11:54:11Оптимальной оказалось экваториальное наклонение, все?

Нет, для оптимальности экваториального наклонения, чтобы без коррекций, надо пододвинуть Луну на идеальную круговую орбиту и убрать Солнце :D

Цитата: Андрюха от 23.06.2023 11:54:11С Плесецка будем на Экватор пулять? ))

Нет, на восток.

Цитата: Андрюха от 23.06.2023 11:52:38И вообще, это уже не "периодическая долетная траектория", а последовательность совершенно разных траекторий, которые нужно все время просчитывать...

В общем, да.

Цитата: Андрюха от 23.06.2023 11:52:38а речь про взлет! И стыковку с пролетающим ОК. Больше ему топлива понадобиться, больше, чем аналогу стыкуемому на круговой орбите...Этот ЛК фактически должен совершить отлет к Земле...

Отлет по гиперболе  - это плюс ~900 м/c к круговой скорости, +1.35 тонн к массе 10-тонного аппарата. Вы очень переживается за старт ЛК к Земле, а ведь этот недорого! Затратно всю связку ОК+ЛК переводить на окололунную орбиту.

Цитата: Андрюха от 23.06.2023 11:52:38

ЦитироватьУчитывая что ОК при пролете Земли не может делать никаких маневров (т.е. должен оставаться на неизменном подлетном наклонении), иначе он просто "уйдет" с любимой Вами "периодической" траектории и к Луне уже не попадет.

А если не будет согласованного "окна" старта в нужный момент? А если ОК при пролете Земли окажется на меньшем наклонении, чем широта космодрома выведения? Особенно актуально для Плесецка, Вами добавленного...

Если говорим о предварительно выведенном РТБ, находящемся на опорной орбите с уже заданным наклонением, при сближении с пролетающим ОК о каком азимуте выведения может идти речь? Вдруг, его наклонение оказалось 63 градуса, а ОК подлетел с 51 градуса, что тогда делать будем? С 63 доворачивать при старте? РН потянет?...

Мы же говорим по ЛК, а не ОК? Наклонение орбиты к плоскости Земля-Луна будет выбираться так, чтобы он было большим. При первой экспедиции это можно сделать за счет начальных условий, правильно? При последующих- за счет правильно рассчитанных коррекций.

Цитата: Raul от 23.06.2023 12:12:20Нет, для оптимальности экваториального наклонения, чтобы без коррекций, надо пододвинуть Луну на идеальную круговую орбиту и убрать Солнце :D

Ну экваториальное рассогласование было просто для примера :D

Смысл то понятен, и он в том что все равно потребуется какая-то боковая составляющая в маневрах сближения, увеличивающая энергетические затраты, и может так случиться, что весьма невыгодная...Что, в свою очередь, прежде всего повышает требования к РН...

Цитата: Raul от 23.06.2023 12:29:34Мы же говорим по ЛК, а не ОК? Наклонение орбиты к плоскости Земля-Луна будет выбираться так, чтобы он было большим. При первой экспедиции это можно сделать за счет начальных условий, правильно? При последующих- за счет правильно рассчитанных коррекций.

Нужно же подобрать все стартовые условия так, чтобы пролететь над поверхностью Луны на заданном подлетном наклонении (скажем 90 градусов, и назовем его наклонение 1) с возвратом к Земле на определенное наклонение (2), позволяющее после пролета Земли вернуться к Луне на тоже самое подлетное наклонение (1), после которого еще нужно хотя бы просто вернуться к Земле (на наклонение 3). Периодичность выходит в 2 витка. При этом, еще ставится условие чтобы наклонение (3) было равным или большим широты космодрома если подразумевается дозаправка ЛК. Это то будет очень сложно сделать (и не возможно без коррекций) чтобы совпали все требования и условия (кратность, нужное наклонение последующего облета и т.д.). Если же ЛК после дозаправки еще и должен успеть состыковаться со следующим ОК новой экспедиции, то в наклонении (3) должны еще и обеспечиваться все начальные стартовые условия первой экспедиции (попадание на наклонение (1) у Луны и т.д. по кругу)...

Т.е., либо хорошенько тратимся на коррекции, либо отказываемся от "периодичности". И вся изначальная идея стремиться к нулю...

Цитата: Андрюха от 23.06.2023 12:41:19Нужно же подобрать все стартовые условия так, чтобы пролететь над поверхностью Луны на заданном подлетном наклонении (скажем 90 градусов, и назовем его наклонение 1) с возвратом к Земле на определенное наклонение (2), позволяющее после пролета Земли вернуться к Луне на тоже самое подлетное наклонение (1), после которого еще нужно хотя бы просто вернуться к Земле (на наклонение 3). Периодичность выходит в 2 витка. При этом, еще ставится условие чтобы наклонение (3) было равным или большим широты космодрома если подразумевается дозаправка ЛК. Будет очень сложно сделать (и не возможно без коррекций) чтобы совпали все требования и условия (кратность, нужное наклонение последующего облета и т.д.)...
Т.е., либо хорошенько тратимся на коррекции, либо отказываемся от "периодичности"...и вся начальная идея стремится так к нулю...

Андрюха! Я Вами поражаюсь! У вас столько терпения объяснять что то новоявленному Раулю Ипполитовичу Кондратюку! ;D При этом понимая, что это все пустое...

Цитата: Андрюха от 23.06.2023 12:41:19Нужно же подобрать все стартовые условия так, чтобы пролететь над поверхностью Луны на заданном подлетном наклонении (скажем 90 градусов, и назовем его наклонение 1) с возвратом к Земле на определенное наклонение (2), позволяющее после пролета Земли вернуться к Луне на тоже самое подлетное наклонение (1), после которого еще нужно хотя бы просто вернуться к Земле (на наклонение 3). Периодичность выходит в 2 витка. При этом, еще ставится условие чтобы наклонение (3) было равным или большим широты космодрома если подразумевается дозаправка ЛК. Это то будет очень сложно сделать (и не возможно без коррекций) чтобы совпали все требования и условия (кратность, нужное наклонение последующего облета и т.д.). Если же ЛК после дозаправки еще и должен успеть состыковаться со следующим ОК новой экспедиции, то в наклонении (3) должны еще и обеспечиваться все начальные стартовые условия первой экспедиции (попадание на наклонение (1) у Луны и т.д. по кругу)...

Андрюха, Вы здесь обсуждаете вопрос дозаправки и повторного использования ЛК. Понятно, что организация этого дела сложна (как и любое повторное использование космической техники). И без проведения расчетов нельзя сказать, сколько на это потребуется топлива.

Цитата: Андрюха от 23.06.2023 12:41:19Т.е., либо хорошенько тратимся на коррекции

Это (хорошенько или нет) нельзя прикинуть на калькуляторе.

С первым полетом, когда мы выводим ЛК с Земли и дозаправляем на околоземной орбите, проблем нет? Насчет повторного использования Вы сами можете сказать, что:

Цитата: Андрюха от 23.06.2023 10:46:14Я бы на таком... второй раз не полетел.

И это отменяет проблему дозаправки.

Цитата: Андрюха от 23.06.2023 12:41:19либо отказываемся от "периодичности". И вся изначальная идея стремиться к нулю...

Я с Вами уже согласился начет периодичности, а Вы продолжаете доказывать. :) У нас со вчерашнего дня обсуждается модифицированная схема с запуском двух ОК, которая не завязана на периодичность.

Цитата: Raul от 23.06.2023 18:35:02С первым полетом, когда мы выводим ЛК с Земли и дозаправляем на околоземной орбите, проблем нет?

С орбитой проблем нет :)

Цитата: Raul от 23.06.2023 18:35:02Я бы на таком... второй раз не полетел.

Это про ОК, который после облета Луны болтается не известно где и не известно сколько :D

Цитата: Raul от 23.06.2023 18:35:02модифицированная схема с запуском двух ОК

Так в чем тогда остаётся новизна идеи? Только в том что исключается НОЛО и посадка-взлет ЛК с/на пролетной траектории? Или в том что многоразовый ЛК дозаправляется при облете Земли, а не на НОО? 

Цитата: Андрюха от 23.06.2023 19:29:39Это про ОК, который после облета Луны болтается не известно где и не известно сколько :D

Так, но ведь и ЛК между экспедициями будет болтаться "неизвестно где и неизвестно сколько", у него сходная орбита с ОК?

Цитата: Андрюха от 23.06.2023 19:29:39Так в чем тогда остаётся новизна идеи? Только в том что исключается НОЛО и посадка-взлет ЛК с/на пролетной траектории? Или в том что многоразовый ЛК дозаправляется при облете Земли, а не на НОО?

Да, а что? (но я не думаю, что это новая идея). Вы думаете, что заправлять ЛК на лунной орбите с наклонением 86 град. будет дешевле и проще, чем при облете Земли?

Есть пять важных преимуществ у ЛК, который базируется на траектории облета Земли и Луны:

• энергетическая эффективность;
• возможность использовать легкие ОК и существующую РКН, а не тяжелый ОК, под который надо создавать и сертифицировать сверхтяжелую ракету;
• от Земли к Луне и от Луны к Земле мы летим вместе с ОК и у нас есть дублирующая СОЖ;
• при любых стыковках можно использовать телеоператорный режим;
• экономится время, поскольку стыковки выполняются в пути между двумя небесными телами.

Цитата: Raul от 23.06.2023 20:49:45Есть пять важных преимущества у ЛК, который базируется на траектории облета Земли и Луны:

• энергетическая эффективность;
• возможность использовать легкие ОК и существующую РКН, а не тяжелый ОК, под который надо создавать и сертифицировать сверхтяжелую ракету;
• от Земли к Луне и от Луны к Земле мы летим вместе с ОК и у нас есть дублирующая СОЖ;
• при любых стыковках можно использовать телеоператорный режим;
• экономится время, поскольку стыковки выполняются в пути между двумя небесными телами.

Так конечно попроще, но в такой схеме все же второй ОК должен выводиться с соблюдением следующих условий: пролетать над поверхностью Луны на заданном подлетном наклонении (1) и после "приема" взлетевшего ЛК возвращаться к Земле на необходимое наклонение (2), равное или большее широте космодрома, так как он "везёт" ЛК. Но так как мы выяснили и согласились что ЛК ну никак не останется на этом эллипсе после пролета Земли, то есть следующие варианты:
1. ЛК одноразовый и оставляем его вообще у Луны;
2. ЛК многоразовый, и тогда при подлёте ОК с ЛК к Земле нужно тут же успеть дозаправить отделившийся ЛК и сразу же выводить следующий ОК к нему для следующего полета к Луне посредством этого ОК (иначе, как Вы наконец признали сами, ЛК улетит неизвестно куда и на сколько). Этот вариант уже не просто проблематичен, а скорее невозможен;
3. ЛК многоразовый остаётся на "полпути" (околоземной ВЭО). В этом случае требованием для второго ОК по возврату именно на нужное наклонение можно пренебречь. ОК достаточно просто вернуться на Землю. ЛК будет дозаправляется на ВЭО, близкой к отлетной траектории.

Цитата: Raul от 23.06.2023 20:49:45Да, а что? (но я не думаю, что это новая идея). Вы думаете, что заправлять ЛК на лунной орбите с наклонением 86 град. будет дешевле и проще, чем при облете Земли?

• энергетическая эффективность

А вот это вообще интересно. Повторюсь уже не первый раз: сближение с облетающим объектом фактически является сближением на отлетной траектории. И если для отлетной от Луны это + 900 м/с, то сколько это плюс для отлетной от Земли? Где энергетическая эффективность то по сравнению со сближением на НОО? А если так выходит что ЛК на гелиоцентрическую выходит после облета (вышел ускоряющий гравманевр)? 
Этот плюс за счёт чего добирать то? Повышаем требования к РН? Или увеличиваем РТБ, так же косвенно утяжеляя РН. Прям вот выгодно то  :)

Цитата: Андрюха от 23.06.2023 21:17:521. ЛК одноразовый и оставляем его вообще у Луны;

Нельзя оставить ЛК у Луны, если он уже полетел к Земле для встречи с ОК...

Цитата: Андрюха от 23.06.2023 21:17:523. ЛК многоразовый остаётся на "полпути" (околоземной ВЭО). В этом случае требованием для второго ОК по возврату именно на нужное наклонение можно пренебречь. ОК достаточно просто вернуться на Землю. ЛК будет дозаправляется на ВЭО, близкой к отлетной траектории.

Понятно, что ЛК останется именно на ВЭО, для перехода на НОО у него не будет энергетики. Наклонение орбиты возвращения ОК+ЛК будет выбираться, исходя из требований места посадки и минимизации ХС ЛК. В дальнейшем наклонение орбиты ЛК можно будет менять с помощью Луны при организованных для этого близких пролетах, если потребуется.

Цитата: Андрюха от 23.06.2023 22:10:54

Цитата: Raul от 23.06.2023 20:49:45Да, а что? (но я не думаю, что это новая идея). Вы думаете, что заправлять ЛК на лунной орбите с наклонением 86 град. будет дешевле и проще, чем при облете Земли?

• энергетическая эффективность

А вот это вообще интересно. Повторюсь уже не первый раз: сближение с облетающим объектом фактически является сближением на отлетной траектории. И если для отлетной от Луны это + 900 м/с, то сколько это плюс для отлетной от Земли? Где энергетическая эффективность то по сравнению со сближением на НОО? А если так выходит что ЛК на гелиоцентрическую выходит после облета (вышел ускоряющий гравманевр)?
Этот плюс за счёт чего добирать то? Повышаем требования к РН? Или увеличиваем РТБ, так же косвенно утяжеляя РН. Прям вот выгодно то  :)

Зачем гравманевры? ЛК стартует с Луны по стандартной схеме (противоложно ее движению по орбите). И "падает" к Земле, без всяких маневров, кроме корректирующих. Затем, после стыковки с ОК, перехода экипажа и расстыковки выходит в перигее на ВЭО. Где его готовят к следующему полету на Луну.

Экономия по сравнению с выведением нового ЛК и заправкой его на НОО состоит в том, что исключаются затраты на выведение ЛК, а доставляется только топливо.

Экономия по сравнению со схемой Кондратюка - в исключении затрат на вывод ОК на ОИСЛ и его старт к Земле. И оборудования ОК для длительного пребывания космонавтов при полете к Луне и обратно, поскольку эта функция возлагается на ЛК.

Цитата: Raul от 24.06.2023 18:35:26Экономия по сравнению с выведением нового ЛК и заправкой его на НОО состоит в том, что исключаются затраты на выведение ЛК, а доставляется только топливо.

А доставка топлива это не затраты? Само долетит? :D (это в сравнении с выведением нового ЛК);

Цитата: Raul от 24.06.2023 18:35:26Зачем гравманевры?

Не зачем. Тут Вы просто не поняли. Имелось ввиду, что при облете Земли при перелёте от Луны, может случиться так, что скорость ЛК увеличится и он "уйдет" на гелиоцентрическую орбиту. Т.е. произойдет гравитационный маневр у Земли. А может и не произойти. Это уже не важно, это было к варианту 2, который итак не вариант :D

Цитата: Raul от 24.06.2023 18:35:26Экономия по сравнению со схемой Кондратюка - в исключении затрат на вывод ОК на ОИСЛ и его старт к Земле

Эти затраты никуда не деваются, а просто перекладываются на ЛК. Кстати, делая его, тяжелее...

Цитата: Андрюха от 24.06.2023 19:11:35

ЦитироватьЭкономия по сравнению с выведением нового ЛК и заправкой его на НОО состоит в том, что исключаются затраты на выведение ЛК, а доставляется только топливо.

А доставка топлива это не затраты? Само долетит? :D (это в сравнении с выведением нового ЛК);
По сравнению с доставкой топлива на НОО, доставка на отлетную траекторию требует большую ХС

Ну, топливо для ЛК по любому доставляется сначала на НОО, потом на отлетную и наконец - на ОИСЛ. В какой момент проводить его перекачку с точки зрения энергетики? На НОО это выгоднее для одноразового ЛК, а на ВЭО - для многоразового ЛК. Затратнее всего перекачивать топливо на ОИСЛ, поскольку туда придется доставлять вместо с топливом необходимое для его перекачки оборудование.

Цитата: Андрюха от 24.06.2023 19:12:22

Цитата: Raul от 24.06.2023 18:35:26Экономия по сравнению со схемой Кондратюка - в исключении затрат на вывод ОК на ОИСЛ и его старт к Земле

Эти затраты никуда не деваются, а просто перекладываются на ЛК. Кстати, делая его, тяжелее...

Не на ЛК. Он будет такой же, как для схемы Кондратюка. Можно сказать, что даже универсальный - годящийся для обоих схем. Просто берем тот ЛК, который рисуется для нашего многопуска со стыковками на НОО и ОИСЛ.

Затраты перекладываются на РТБ, который будет доставлять ЛК на ОИСЛ и затем тормозить его на круговой орбите. Этому "Боливару" придется везти на себе только одного седока :) .

Цитата: Raul от 24.06.2023 19:32:05Затраты перекладываются на РТБ, который будет доставлять ЛК на ОИСЛ и затем тормозить его на круговой орбите.

Я по-моему уже спрашивал: а взлет тоже РТБ? :D Эти то затраты будут возложены на ЛК, как ни крути.

Цитата: Андрюха от 24.06.2023 19:45:53

Цитата: Raul от 24.06.2023 19:32:05Затраты перекладываются на РТБ, который будет доставлять ЛК на ОИСЛ и затем тормозить его на круговой орбите.

Я по-моему уже спрашивал: а взлет тоже РТБ? :D Эти то затраты будут возложены на ЛК, как ни крути.

У ЛК ХС рассчитана на посадку с круговой и взлет на круговую. Отбираем от посадки 900 м/c с помощью РТБ и с этой добавкой взлетаем на отлетную.

Извиняюсь что влезаю.

ЕМНИП амы хотели когда-то в L1 базой висеть. Потом что-то отказались.

А для нас это может быть приемлемо -- выход в L1 c любого (высокого) наклонения старта с Земли и поворот там орбиты до требуемого лунного наклонения.
Во всяком случае это не должно быть дОльше, чем всякие псевдо-периодические траектории.

Цитата: ZOOR от 25.06.2023 20:31:18ЕМНИП амы хотели когда-то в L1 базой висеть. Потом что-то отказались.

Использование точки L2 рассматривалось при создании Deep Space Gateway, лунный dV для разных вариантов высоких орбит приведен в таблицах. Для эллиптической орбиты (ELO) он аналогичен пролетному - 900 м/c. Но затраты на выведение с Земли существенно выше, чем в том варианте, который здесь рассматривается, поскольку включают в себя апогейные и окололунные маневры.

Moon_Orbits.png Moon_Orbits_2.png

Понятно, что имея SLS, можно летать с экипажем к любым точкам Лагранжа и высоким окололунным орбитам.

Цитата: Raul от 26.06.2023 20:20:56Понятно, что имея SLS, можно летать с экипажем к любым точкам Лагранжа и высоким окололунным орбитам.

Разве что сократив экипаж до двух человек, потому что продолжительность полёта возрастает и необходимо экономить ресурс

Цитата: Дмитрий Инфан от 27.06.2023 05:24:26

Цитата: Raul от 26.06.2023 20:20:56Понятно, что имея SLS, можно летать с экипажем к любым точкам Лагранжа и высоким окололунным орбитам.

Разве что сократив экипаж до двух человек, потому что продолжительность полёта возрастает и необходимо экономить ресурс

Да, в таблице так и написано - Marginaly (ограниченно). Тем не менее, низкую окололунную орбиту и они не могут (не то что 50 лет тому назад) и ориентируются на высокую орбиту, перекладывая энергетические сложности на пока не существующий лендер Маска. Здесь пытаемся найти подход для тех, кто может только облетную траекторию с двумя космонавтами (это мы).

Пока оптимальным по времени и энергетике вариантом выглядит вариант с запуском двух ОК - 1) для отправки и 2) возвращения экспедиции. Это однократный, НЕ периодический облет, если только не пытаться использовать один ОК для отправки для возвращения (что повышает требования к энергетике).

Выложу сюда как летать через L1 и L2 :)

Ну что-то тут для перелета с ОИСЗ на ОИСЛ значение дельта V завышено, а с ОИСЛ на поверхность - занижено (Какая там интересно ОИСЛ рассматривается?)
И перелет на ОИСЛ через L1 вообще выходит 4600 м/с. Где выгода?

А есть еще такая картинка.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/345328.png)

Цитата: Андрюха от 03.07.2023 13:37:06И перелет на ОИСЛ через L1 вообще выходит 4600 м/с. Где выгода?

Я очень подозреваю, что в изменении наклонения.
 В L1 можно с любого начального земного наклонения попадать, а оттуда с околонулевыми затратами формировать требуемое лунное наклонение ОИСЛ.

Перелеты через точку либрации имеют тот недостаток, что это остановка на пути к Луне. Для остановки требуется потратить ХС - выдать  апогейный импульс для захода в точку либрации, а затем импульс в апоселении для схода с нее к Луне. На все это по схеме тратится 0.64 + 3.8 - 4 = 0.44 км/c. Это дает +15% к стартовой массе многопуска. Американская орбита NRHO выглядит интереснее, потому что имеет низкий периселений и по общей энергетике аналогична классической экспедиции через LLO.

Изменение наклонения орбиты делается с помощью гравитационных маневров при низком облете Луны, как это описано в посте Шпирько:
https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/index.php?msg=2563046
Сами облеты Луны управляются с помощью малых коррекций около Земли, и проблема здесь не в том, как и куда менять наклонение, а в том, сколько для этого потребуется времени (чем пишет Андрюха).

Вообще любая схема высадки на Луну с доставкой топлива с Земли выглядит жутко расточительно. :o Топливо надо производить на Луне и там же заправлять лунные модули, тогда на Земле можно будет обойтись ракетами тяжелого класса.

Цитата: Андрюха от 03.07.2023 13:37:06И перелет на ОИСЛ через L1 вообще выходит 4600 м/с. Где выгода?

А в схеме случайно не сосчитано торможение для выхода в L1?
Если же лететь транзитом не тормозясь - должно быть меньше, на уровне просто перелёта. Но можно малозатратно повернуть плоскость.

Цитата: Дем от 16.07.2023 19:02:58

Цитата: Андрюха от 03.07.2023 13:37:06И перелет на ОИСЛ через L1 вообще выходит 4600 м/с. Где выгода?

А в схеме случайно не сосчитано торможение для выхода в L1?
Если же лететь транзитом не тормозясь - должно быть меньше, на уровне просто перелёта. Но можно малозатратно повернуть плоскость.

Возможно. А малозатратно можно повернуть плоскость на любом вытянутом эллипсе, не обязательно для этого пролетать через L1.