Форум Новости Космонавтики

Задача: максимальная ПН к Луне и на ЛЕО при минимальных затратах на изменения РН и СК.
Предлагайте ваши варианты.

ИМХО при минимальных затратах максимальную ПН можно достигнуть в таком варианте:
1-я ступень: пять связанных в пучок УРМ-1 работают вместе как одна ступень,
2-я ступень: ~140 тонная водородная ступень, которая упирается на все пять блоков первой ступени. Двигатель РД-0120.
3-я ступень: КВРБ

Можно ли сделать такую РН при минимальных затратах (минимальной модификации УРМ-1)?
Поличиться ли из неё 40-тонник? Кто может посчитать?

Егор, предложенный Вами вариант выводит более 40 т на переходную орбиту (0*185 км, выбрана из условия падения блока 2-й ступени в антиподную точку). При этом принималось, что КВРБ входит в состав КГЧ и обеспечивает выдачу импульса довыведения на орбиту 185*185 км (затраты ХС = 50-70 м/с). Расчет велся в спредшите Ратмана. Оптимизация проектных параметров проводилась по критерию «максимальная масса ПН при заданной тяге ДУ 1-й и 2-й ступени» (тяга ДУ 1-й ступени = 980 тс, УИвак=338с, тяга ДУ 2-й ступени 190 тс, УИвак=454,7 с). Расчет проведен в 2-х вариантах:
А) без ограничения массы топлива УРМ. Результат: ПН=43,7 т, Мст=767,5т, рабочие запасы топлива: в 1-м УРМ 101,5т, в водородном блоке 150,9т. Тяговооруженности ступеней 1,276 (1-я ступень) и 0,896 (2-я).
Б) рабочий запас топлива одного УРМ = 130 т. Результат: ПН = 45,5 т, Мст = 892,7т. Рабочий запас топлива водородной ступени 125,6 т. Тяговооруженности ступеней 1,098 (1-я) и 1,018 (2-я).
Для обоих вариантов масса ГО принята равной 6 т, сброс ГО на 190 секунде полета.
С уважением, Дмитрий В.

Дмитрий, большое спасибо!!!

Здорово, я не ожидал, что такой большой ПН можно вывести!

ЦитироватьА) без ограничения массы топлива УРМ. Результат: ПН=43,7 т, Мст=767,5т, рабочие запасы топлива: в 1-м УРМ 101,5т, в водородном блоке 150,9т. Тяговооруженности ступеней 1,276 (1-я ступень) и 0,896 (2-я).
Б) рабочий запас топлива одного УРМ = 130 т. Результат: ПН = 45,5 т, Мст = 892,7т. Рабочий запас топлива водородной ступени 125,6 т. Тяговооруженности ступеней 1,098 (1-я) и 1,018 (2-я).

Хмммм... А простым масштабированием первого проекта на 16% до стартовой массы в 892 тонны нельзя довести ПН до более 50 тонн?

Цитировать

ЦитироватьА) без ограничения массы топлива УРМ. Результат: ПН=43,7 т, Мст=767,5т, рабочие запасы топлива: в 1-м УРМ 101,5т, в водородном блоке 150,9т. Тяговооруженности ступеней 1,276 (1-я ступень) и 0,896 (2-я).
Б) рабочий запас топлива одного УРМ = 130 т. Результат: ПН = 45,5 т, Мст = 892,7т. Рабочий запас топлива водородной ступени 125,6 т. Тяговооруженности ступеней 1,098 (1-я) и 1,018 (2-я).

Хмммм... А простым масштабированием первого проекта на 16% до стартовой массы в 892 тонны нельзя довести ПН до более 50 тонн?

При неизменной тяге ДУ - нет (ну, в пределах точности расчетов, разумеется)1

Лучше использовать два УРМ 2 на первой ступени

ЦитироватьА) без ограничения массы топлива УРМ. Результат: ПН=43,7 т, Мст=767,5т, рабочие запасы топлива: в 1-м УРМ 101,5т, в водородном блоке 150,9т. Тяговооруженности ступеней 1,276 (1-я ступень) и 0,896 (2-я).
Б) рабочий запас топлива одного УРМ = 130 т. Результат: ПН = 45,5 т, Мст = 892,7т. Рабочий запас топлива водородной ступени 125,6 т. Тяговооруженности ступеней 1,098 (1-я) и 1,018 (2-я).
Для обоих вариантов масса ГО принята равной 6 т, сброс ГО на 190 секунде полета.
С уважением, Дмитрий В.

Из двух вариантов нужно выбрать Б) - уже сделанный стартовый стол рассчитан на 1'000 тонн.

(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/photogallery/gallery_060/images/IMG_9723.jpg)

Итого ПН = 45.5 т, очень впечатляет!

Дмитрий, можно вас попросить посчитать ещё и такой вариант: всё тоже самое, но только на керосине. Уж больно впечатляющий водородный вариант получился, может и керосин не плохо будет выглядить.

1-я ступень: та же, пять связанных в пучок УРМ-1 работают вместе как одна ступень,
2-я ступень: ~125 тонная керосиновая ступень, диаметр 4.1 м, которая упирается на все пять блоков первой. Двигатель: высотный вариант РД-191.
3-я ступень: РБ-ДМ

Получается порядка 27-30 тонн.

В общем-то, hcube прав. Максимальная ПН для керосинового варианта (выведение 2-мя ступенями на переходную орбиту 0*185 км) составляет чуть более 30 т. При этом параметры высотного РД-191 приняты следующими: тяга в пустоте 220 тс, УИвак=350 с.
Опять считал 2 варианта (старт из Байконура):
А)с ограничением заправки УРМ-1 (130т). Максимальная ПН = 30,195 т достигается при Мст= 900т., при этом стартовая тяговооруженность составляет всего 1,089, что, вообще говоря, очень мало (в случае отказа при старте одного из 5 ЖРД 1-й ступени, катастрофа неизбежна). Стартовую массу в данном варианте нецелесообразно принимать меньшей 850-880 т (при меньшей массе чрезмерно возрастает тяговооруженность 2-й ступени и снижается ПН, например, при Мст=820 т ПН=26,5т, а тяговооруженность 2-й ступени превышает 1,9).
Б)без ограничения заправки УРМ-1. Максимальная ПН = 30,3 т достигается при Мст=920-930т, при заправке УРМ-1 примерно 135-137т. Тяговооруженность 1-й ступени 1,053-1,065. Замечу, что при Мст=780т, ПН = 28,82т (т.е. всего лишь на 1,5 т меньше максимального значения). При этом стартовая тяговооруженность превышает 1,25, что обеспечивает увод аварийной РН (при отказе 1-го из 5 ЖРД 1-й ступени) с СК.

Сразу уточню результаты вчерашних расчетов варианта с водородной 2-й ступенью. Во-первых, я не заметил, что расчет проводился при условии старта из Канаверала (остались исходные данные от расчета Атласа-5). Во-вторых, результат расчета оказался не корректным (введение ограничения на заправку УРМ привело к увеличению Мпн по сравнению с вариантом без ограничений, что пока могу объяснить недостаточной точностью экселовского солвера). Поэтому привожу уточненные результаты расчетов для водородной 2-й ступени (старт из Байконура):
А) вариант без ограничения заправки УРМ. ПН=43,8 т, при Мст=905 т, заправка УРМ = 129,8т. Тяговооруженности ступеней примерно 1,083 и 0,95 (для 1-й и 2-й ступеней соответственно).
Б) вариант с ограничением заправки УРМ-1 (130т). Оптимальный вариант практически совпадает с вариантом А: при Мст=900т, ПН=43,8т.
Разумеется, все вышеизложенные соображения по тяговооруженности 1-й ступени сохраняются в силе.
Да, с учетом чуть меньшей массы ПН (по сравнению со вчерашними расчетами), а также исходя из возможности применения композитного ГО его масса принята равной 5т. При массе ГО 6т, масса ПН для всех вариантов ориентировочно уменьшится на 200 кг.
Ну, и попутно по поводу реаизации компоновочной схемы РН:
1) 2-я ступень должна опираться не на все 5 блоков (это может вызвать дополнительные нагрузки на 1-ю ступень из-за температурных и механических дефомаций), а на конический переходник (переход с диаметра 2,9 на диаметр 4,1м), расположенный между центральным УРМ и 2-й ступенью. В этот же переходник могут «упираться№ боковые УРМы. Учитывая, что разделения УРМ не требуется (все 5 УРМов отделяются единой связкой), система креплений УРМ может быть существенно упрощена.
2) Кроме того, для повышения надежности и полной выработки топлива из всех УРМ (например, в случае отказа одного из двигателей 1-й ступени) может оказаться целесообразной 2закольцовка» топливных систем УРМов. Введение соответствующих гидравлических связей не приведет к существенному увеличению массы конструкции и падению надежности (в полете нет необходимости эти связи разрывать).
С уважением, Дмитрий В.

Дмитрий, ещё раз большое спасибо!!!

Цитироватьпредложенный Вами вариант выводит более 40 т на переходную орбиту (0*185 км, выбрана из условия падения блока 2-й ступени в антиподную точку). При этом принималось, что КВРБ входит в состав КГЧ и обеспечивает выдачу импульса довыведения на орбиту 185*185 км (затраты ХС = 50-70 м/с).

А сколько топлива уйдёт из КВРБ для этого импульса?
А так понимаю, что это топливо нужно будет вычесть из того ПН который вы рассчитали?

Цитировать

Цитироватьпредложенный Вами вариант выводит более 40 т на переходную орбиту (0*185 км, выбрана из условия падения блока 2-й ступени в антиподную точку). При этом принималось, что КВРБ входит в состав КГЧ и обеспечивает выдачу импульса довыведения на орбиту 185*185 км (затраты ХС = 50-70 м/с).

А сколько топлива уйдёт из КВРБ для этого импульса?
А так понимаю, что это топливо нужно будет вычесть из того ПН который вы рассчитали?

При УИ=462с, расход топлива составит примерно 550 кг (прибавка ХС примерно 57 м/с).
С уважением, Дмитрий В.

Дмитрий, ещё раз большое спасибо!  :D

Дмитрий! Что это у вас за тяговооружённость 1-й ступени 1,053-1,065? Это значит, что носитель на старте подимается с ускорением 0,053-0,065g? Тогда - забудьте, разнесёт наземку, да и сам носитель.

ЦитироватьДмитрий! Что это у вас за тяговооружённость 1-й ступени 1,053-1,065? Это значит, что носитель на старте подимается с ускорением 0,053-0,065g? Тогда - забудьте, разнесёт наземку, да и сам носитель.

Это не у меня, это - у экселовского солвера :wink:  Вопрос-то стоял примерно, так (не буквально, но по существу): какую максимальную ПН может вывести на ЛЕО при использовании ЖРД определенного типа на РН по схеме Егора. Вот и получился результат (имхо, представляющий скорее академический интерес) оптимизации по критерию "максимальная ПН при заданной тяге ДУ ступеней". А в реальности, да, согласен, тяговооруженность 1-й ступени надо бы иметь примерно 1,25.

ЦитироватьЗадача: максимальная ПН к Луне и на ЛЕО при минимальных затратах на изменения РН и СК.
Предлагайте ваши варианты.

ИМХО при минимальных затратах максимальную ПН можно достигнуть в таком варианте:
1-я ступень: пять связанных в пучок УРМ-1 работают вместе как одна ступень,
2-я ступень: ~140 тонная водородная ступень, которая упирается на все пять блоков первой ступени. Двигатель РД-0120.
3-я ступень: КВРБ

Можно ли сделать такую РН при минимальных затратах (минимальной модификации УРМ-1)?
Поличиться ли из неё 40-тонник? Кто может посчитать?

Старый вариант Ангары-5 без отделения боковых УРМ, вторая ступень УКВБ, третья -КВРБ должен был выводить около 28 т.

На 40 т Нужна А-9 (1-я ступень по схеме УР-700 из 9 УРМ  :D ) без водорода и может быть А-7 с водородом.

На 50 тонн достаточно 3х ступенчатой РН следующей конфигурации - 4 УРМ, водородно-кислородный ЦБ с надкалиберным водородным баком сверху, он же передает тягу боковых УРМов, ЦБ немного больше по диаметру чем УРМ - скажем, 3.2 метра и имеет 6 посадочных точек - т.е. можно ставить на него 3, 4 или 6 УРМ. Ну, и третья ступень адекватная - тонн на 40. Все, вариант с 4 УРМ по моей оценке вытянет 40 тонн, вариант с 3 - 30, а с 6 - порядка 60 тонн.
Если сделать то же самое, но с 4 посадочными точками, то можно будет воткнуть или 2 или 4 УРМ. Зато останется полная совместимость со стартом - сдвиг двигателя на 15 см суть полная фигня ;-).

'идеальная Энергия', трехступенчатая, той же массы что оригинал, тянула бы порядка 130 тонн, Вулкан (с 8 боковыми блоками) - 200 тонн.

Дмитрий В.:

Цитировать2) Кроме того, для повышения надежности и полной выработки топлива из всех УРМ (например, в случае отказа одного из двигателей 1-й ступени) может оказаться целесообразной 2закольцовка» топливных систем УРМов. Введение соответствующих гидравлических связей не приведет к существенному увеличению массы конструкции и падению надежности (в полете нет необходимости эти связи разрывать).
С уважением, Дмитрий В.

Если уж необходим максимум ПГ, то можно "вылизать" схему. Боковые блоки схемно объединяем попарно, в каждой паре - один блок - однобаковый (с кислородом), второй - двухбаковый, кислород сверху. Баки кислорода соединены трубопроводом, система наддува - общая.
Yegor писал(а):

ЦитироватьЗадача: максимальная ПН к Луне и на ЛЕО при минимальных затратах на изменения РН и СК.
Предлагайте ваши варианты.

ИМХО при минимальных затратах максимальную ПН можно достигнуть в таком варианте:
1-я ступень: пять связанных в пучок УРМ-1 работают вместе как одна ступень,
2-я ступень: ~140 тонная водородная ступень, которая упирается на все пять блоков первой ступени. Двигатель РД-0120.
3-я ступень: КВРБ

Однако, ничего себе минимальные затраты!

Цитата: "mihalchuk"Дмитрий В.:

Цитировать2) Кроме того, для повышения надежности и полной выработки топлива из всех УРМ (например, в случае отказа одного из двигателей 1-й ступени) может оказаться целесообразной 2закольцовка» топливных систем УРМов. Введение соответствующих гидравлических связей не приведет к существенному увеличению массы конструкции и падению надежности (в полете нет необходимости эти связи разрывать).
С уважением, Дмитрий В.

Если уж необходим максимум ПГ, то можно "вылизать" схему. Боковые блоки схемно объединяем попарно, в каждой паре - один блок - однобаковый (с кислородом), второй - двухбаковый, кислород сверху. Баки кислорода соединены трубопроводом, система наддува - общая.

К чему плодить "сущности без нужды"? Водород на 2-й ступени решает все проблемы без "извращений" с переливом :D

Добавим сотню-другую кг к 40 т ПГ (согласно поставленной задаче). Если уж есть "закольцовка", то такой перелив никак не тянет на извращение. Наоборот, схема упростится, что даст заметную экономию. :)

Цитировать

ЦитироватьЗадача: максимальная ПН к Луне и на ЛЕО при минимальных затратах на изменения РН и СК.
Предлагайте ваши варианты.

ИМХО при минимальных затратах максимальную ПН можно достигнуть в таком варианте:
1-я ступень: пять связанных в пучок УРМ-1 работают вместе как одна ступень,
2-я ступень: ~140 тонная водородная ступень, которая упирается на все пять блоков первой ступени. Двигатель РД-0120.
3-я ступень: КВРБ

Можно ли сделать такую РН при минимальных затратах (минимальной модификации УРМ-1)?
Поличиться ли из неё 40-тонник? Кто может посчитать?

Старый вариант Ангары-5 без отделения боковых УРМ, вторая ступень УКВБ, третья -КВРБ должен был выводить около 28 т.

На 40 т Нужна А-9 (1-я ступень по схеме УР-700 из 9 УРМ  :D ) без водорода и может быть А-7 с водородом.

При сохранении 2,5-ступенчатости и дросселирования Ангара-5 с УКВБ в теории должна выводить около 35 т. Оценочная масса УКВБ примерно равна массе УРМ-2, поэтому менять схему работы нижних УРМов неи никакого смысла.

А КВБР сдесь совсем непричем, с его низкой тяговооруженностью он не может быть полноценной ступенью.

Цитировать

ЦитироватьСтарый вариант Ангары-5 без отделения боковых УРМ, вторая ступень УКВБ, третья -КВРБ должен был выводить около 28 т.

При сохранении 2,5-ступенчатости и дросселирования Ангара-5 с УКВБ в теории должна выводить около 35 т. Оценочная масса УКВБ примерно равна массе УРМ-2, поэтому менять схему работы нижних УРМов неи никакого смысла.

ИМХО не будет 35 тонн с УКВБ.

Если грубо посчитать: Ангара-5 УКВБ это примерно Атлас-5-401 умноженный на 2.5. Атлас-5-401 выводит 12.5 тонн на ЛЕО:
12.5 Х 2.5 = 31.25.
Но у Атласа, в данном случае, водородная ступень будет 50 тонн и 50 тонн тяги, а Ангары-5 - 40 тонн и 40 тонн тяги.
Так что 28 тонн на ЛЕО для Ангара-5 УКВБ вполне реально. Дмитрий, может посчитаете?

ИМХО что бы было 35 тонн на ЛЕО надо 100 тонн тяги на УКВБ.

ЦитироватьИМХО не будет 35 тонн с УКВБ.

Ну тонн 32-33 точно будет.

по моим прикидкам, Ангара-5 с УКВБ (рабочий запас топлива 36 т, конечная масса блока 4,5 т) при запуске из Байконура на орбиту 200*200 км с наклонением 51,7 град, возможно выведение ПН примрно 33,1 т. При этом программа дросселирования центрального УРМ-1 задавалась следующей: с 0 по 20 сек - 100%, с 20 по 200 сек - 30% от номинальной тяги. Поскольку при таком уровне дросселирования УИ существенно снижается, можно полагатьЁ что ПН с УКВБ составит в районе 32 т.

Дмитрий, а зачем так дико дросселировать???  :shock:

Дмитрий, ещё раз большое спасибо!  :D

Сделал поиск в Google: "Ангара-5" УКВМ

Везде появляется информация 28.5 тонн.

Например, статья в "Новостях Космонавтики" Сентябрь 2001:

"Что касается сверхтяжелой ракеты «Ангара-5 УКВМ» грузоподъемностью 28 т"

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/226/30.shtml

Навесить на Зените 4 УРМа в качестве боковушек - и вот вам ПН порядка 40 т !

ЦитироватьДмитрий, а зачем так дико дросселировать???  :shock:

Вообще-то, исходный РД-170 мог дросселироваться, ЕМНИП, на 50%. Его производные - РД-180, 191 - наверное, на стоько же. Тем не менее, по утверждению freinir, остаток топлива в ЦБ после отделения ББ составляет 80 т. Вот под эту цифру и "подгонял"!

Цитировать

ЦитироватьДмитрий, а зачем так дико дросселировать???  :shock:

Вообще-то, исходный РД-170 мог дросселироваться, ЕМНИП, на 50%. Его производные - РД-180, 191 - наверное, на стоько же. Тем не менее, по утверждению freinir, остаток топлива в ЦБ после отделения ББ составляет 80 т. Вот под эту цифру и "подгонял"!

Ерунда какая-то...
Там всего-то 130 т топлива, как же в ЦБ может остаться 80 т после 225 секунд работы? А дросселировать такой двигатель до вшивых 25% - предел маразма... :(

Имхо, на самом деле останется 38 т. И будет даже не 2 1/2, а 2 1/4 ступенчатая РН. У которой первая ступень весит 86% Мст. Со всеми вытекающими...

К вопросу о пределах дросселирования.

РД-170 зажимался до 49,5% (на блоках Б при запусках Энергии).
У РД-180 предел 47%.

И после всего этого я буду сильно удивлен, если РД-191 удасться удавить до 25%...

Причем изначально на Ангаре собирались дросселировать до 60% после 60 секунды. Это выглядит более правдоподобно. Остатки топлива ф гурировали разные, в том числе 43 т. В общем где-то в районе 40. Но никак не 80!  :shock:

Дмитрий, а вы могли бы прикинуть Ангару с УКВБ с большим ЦБ 220 т топлива и уменьшенными ББ на 120 т? У меня получается прибавка ПН почти 10%, хотелось бы проверить.

ЦитироватьДмитрий, а вы могли бы прикинуть Ангару с УКВБ с большим ЦБ 220 т топлива и уменьшенными ББ на 120 т? У меня получается прибавка ПН почти 10%, хотелось бы проверить.

Ну, навскидку получается ПН=29т при Мст=826т. Правда, при сильно условных исходных данных: масса конструкции ББ = 1/12 рабочего запаса топлива, масса конструкции ЦБ = 1/14 от заправки, масса ГО=2500 кг (сброс на 200сек), старт из Байконура, двигатель ЦБ не дросселируется.

Цитировать

ЦитироватьДмитрий, а вы могли бы прикинуть Ангару с УКВБ с большим ЦБ 220 т топлива и уменьшенными ББ на 120 т? У меня получается прибавка ПН почти 10%, хотелось бы проверить.

Ну, навскидку получается ПН=29т при Мст=826т.

Откуда столько????
ББ 4 х 120 т + ЦБ 220 т + УРМ-2 40 т + ПН 35 т + ГО 5 т = 780 т

ЦитироватьПравда, при сильно условных исходных данных: масса конструкции ББ = 1/12 рабочего запаса топлива, масса конструкции ЦБ = 1/14 от заправки, масса ГО=2500 кг (сброс на 200сек), старт из Байконура, двигатель ЦБ не дросселируется.

Совершенство реально лучше 0,08 тонким УРМам не светит. У ЦБ будут потери совершенства на переходник, принимающий нагрузку ББ.
ГО как у Протона-М 4,5-5 т
Двигатель обязательно дросселировать до 60% через 60 сек.

В Ратмане с указанными выше параметрами на керосиновом УРМ-2 выходило за 26 т на НОО. С УКВБ соответственно 35 т - стабильно.



ЗЫ. А, понял откуда у вас такая большая Мст - нет, 220 и 120 т это Full mass ЦБ и ББ = 5 УРМов по 140 т

Итак, расчеты по запросу Белла.
Все расчеты проведены с использованием спредшита Ратмана. Точность расчетов определяется точностью модели, исходных данных и солвера XL.
Для начала решил просто рассчитать оптимальное распределение масс для РН с массовым совершенством блоков примерно, как у А-5. При этом считаем заданными: тягу ДУ ступеней, пуск из Байконура на НОО 200*200 км (наклонение 51,7 гр), масса ГО 4 т (сброс на 200 сек). Задача: найти такое распределение заправки топлива по ступеням и параметры программы угла тангажа, чтобы при заданной стартовой массе (773 т) получить максимум массы ПН). ДУ ЦБ не дросселируется.
Результаты: ПН = 30,127 т, рабочие запасы топлива: боковые УРМ = 4*112,081 т, центральный УРМ = 205,66 т, УРМ-2 = 31,196т.
Затем был проведен расчет для тех же масс блоков, но при введении дросселирования ЦБ, начиная с 60 секунды, до уровня 60% номинала. В результате масса ПН = 28,062 т при Мст=770,935 т. Немного снизился максимальный скоростной напор.
Прирост ПН относительно А-5 налицо (у нее при старте с Байтерека ПН примерно 25,4 т, ЕМНИП). Однако, при увеличенной заправке ЦБ надо решать проблему: куда воткнуть верхний пояс силовой связи ББ с ЦБ – этот пояс аккурат придется на бак ЖК центрального УРМ?

Разве А-5 с Байтерека 25 тонн планируется выводить? А из Плесецка сколько?

Вроде бы планировалось, что А-5 из Плесецка будет выводить несколько больше, чем сегодняшний Протон-М из Байконура. А Протон-М, по некоторым данным, сейчас 22 т выводит.

ЦитироватьРазве А-5 с Байтерека 25 тонн планируется выводить? А из Плесецка сколько?

Вроде бы планировалось, что А-5 из Плесецка будет выводить несколько больше, чем сегодняшний Протон-М из Байконура. А Протон-М, по некоторым данным, сейчас 22 т выводит.

Эти цифры указаны на сайте ЦиХ: 24,5 т на НОО 200*200 км, наклонение 63 град (старт из Плесецка) и 25,4т на НОО 200*200 км с наклонением 51,6 град (Байтерек).

По оценкам РККЭ, одного Протона - с РБ ДМ - достаточно, чтобы отправить КК Союз - который выводится на околоземную орбиту отдельно - в облёт Луны. Преимущества данной схемы - космонавты летят на орбиту на Союзе, а не на Протоне, и всё оборудование в высокой степени разработанности. Не нужно почти ничего делать заново.

С точки зрения минимизации разработки новых систем при решении задачи полётов на окололунную орбиту и обратно мне представляется наилучшим следующий - тоже уже обсуждавшийся - вариант.

1. Модернизируется ПАО корабля Союз. Дело в том, что для выхода на окололунную орбиту и отлёта с неё к Земле нужно примерно столько же долгохранимого топлива, какова сухая масса корабля. СА Союза - примерно 3 тонны, БО - примерно 1,5 тонны. Если сухая масса ПАО будет 1,5 тонны, то суммарная сухая масса составит 3 + 1,5 + 1,5 = 6 тонн, и понадобится 6 тонн топлива на манёвры у Луны. Эти характеристики, действительно, похожи на возможности РБ Фрегат. Например, со сбрасываемым баком.

То есть, нужно довести ПАО Союза до возможности хранить 6 тонн топлива.

2. Завершается разработка КВРБ. Сухая масса его - до 4 тонн, запас топлива - 19 тонн. Для отправления к Луне сухая масса должна примерно равняться запасу кислород-водородного топлива. При массе корабля Союз с новым ПАО в 12 тонн и массе КВРБ в 4 тонны получается сухая масса 16 тонн - а топлива при этом 19 тонн, то есть, хватает с запасом. КВРБ стыкуется с КК Союз на околоземной орбите, по той же схеме, которая предлагается для облёта Луны.

3. 12-тонный Союз не удастся вывести на орбиту ракетой Союз. Но можно организовать дозаправку корабля на МКС. То есть, Прогрессы возят на МКС в том числе топливо, а недозаправленный Союз (нехватка массы 4 тонны) перед полётом к Луне заправляется на МКС.

Такая схема позволяет летать к Луне - на окололунную орбиту - запуская всего 2 ракеты с Земли, не считая дополнительной нагрузки на Прогрессы. По массе есть ощутимые запасы. Все модули в стадии разработки.

Это позволит получить возможность летать к Луне - на окололунную орбиту - без необходимости разработки новой ракеты на 40 тонн ПН. Вообще, эта схема, мне кажется, наиболее экономная по новым разработкам.

100%  Самое оно. А если еще облегчить/выкинуть БО, то можно и без дозаправки на МКС обойтись. Если хотя бы сбрасывать БО перед отлётом с окололунной орбиты - уже экономим сразу 3 тонны только на LLO, а если считать от Земли - так и все 6.

Так, значить :roll:
В одной ПН - водород, в другой - космонавты
И тот и другой груз - "скоропортящийся"
Параллельный старт?

Нет, с заходом на МКС выглядит реалистичнее, там можно дожидаться более спокойно
Но ограничения на орбитальные параметры не вылезут никакие?

И достаточно ли мы бедные, чтобы покупать дешевые вещи, иными словами, там ли мы экономим, на ключевой разработке?

И куда летать на одном Союзе?
А если иметь в виду ЛОС, то как выводить ее модули?
Дожидаться ЭРД-буксира?
А чёй-то его по сю пору нет, если "ноу проблем"?

Щас придумал финт ушами  :P  :P  :P
Недозаправленный Союз стыковать с Паромом, к которому пристыкован контейнер с топливом ;)
И вообще использовать Паром с контейнером в качестве перевалочной базы, вместо МКС. А чё? Обитаемый объем у него довольно большой, для 3-х то человек. Да еще контейнер. Есть куда СОЖ дополнительную поставить, хотя бы в виде дерьмосборника, пары баллонов с кислородом и патронов-поглотителей СО2  :P  :P  :P


Если что - копирайт за мной  :lol:  :lol:  :lol:

Космонавты - уж точно не скоропортящийся груз. Тут тебе и МКС, и срок полёта к МКС - 2-3 суток, и срок полёта к Луне - 2-4 суток, и 14-суточные автономные полёты...

Водород - да, ЦиХ заявляет КВРБ всего на 9 часов работы вроде бы (http://www.khrunichev.ru/khrunichev/live/full_razg.asp?id=13183). Но не нужно считать, что хранить водород несколько суток невозможно. Возможно - только это, может быть, несколько утяжелит КВРБ. Надо смотреть, насколько.

ЛОС. Ну, ЛОС-то не надо обратно тащить, с окололунной. А это значит, что модули с массой примерно с Прогресс - тонн 8 - ровно по этой схеме вполне можно на окололунную орбиту класть.

По крайней мере, на первый взгляд такое мнение :) . Возражайте :) .

ЦитироватьКосмонавты - уж точно не скоропортящийся груз. Тут тебе и МКС, и срок полёта к МКС - 2-3 суток, и срок полёта к Луне - 2-4 суток, и 14-суточные автономные полёты...

Водород - да, ЦиХ заявляет КВРБ всего на 9 часов работы вроде бы. Но не нужно считать, что хранить водород несколько суток невозможно. Возможно - только это, может быть, несколько утяжелит КВРБ. Надо смотреть, насколько.

ЛОС. Ну, ЛОС-то не надо обратно тащить, с окололунной. А это значит, что модули с массой примерно с Прогресс - тонн 8 - ровно по этой схеме вполне можно на окололунную орбиту класть.

По крайней мере, на первый взгляд такое мнение :) . Возражайте :) .

Есть обрывочная, но достоверная информация, что КВРБ сейчас сильно перекроили. Подозреваю, что в итоговом проекте заметно снизится сухой вес, увеличится диаметр и срок жизни.

Без дозаправки на МКС, может, и так удастся обойтись. Кое-где запасы взяты довольно большие. Я бы от БО не отказывался - всё же Луна - не околоземная станция, в полёте всякое бывает (см. А-13).

Надо считать более точно. Конечно, в первую очередь интересуют возможности КВРБ - это самая малоизвестная составляющая. Ну и хочется знать, сколько на самом деле весят СА и БО, способные летать к Луне. Впрочем, с переходом на цифровые системы массы должны выигрываться, конечно...

Фрегат - или переделанный ПАО - надо бы иметь там же, где сейчас ПАО Союза. Чтобы стыковаться с КВРБ тем же - простым - способом, что сейчас предлагается для стыковки с РБ ДМ.

Ага, про КВРБ - это интересно :) . С другой стороны, есть достоверная :) информация, что ПН у Союза 2 заметно выше, чем у Союза-ФГ. Вот интересно, какие изменения в КК Союз решат сделать, чтобы использовать эту ПН?..

А где есть любая официозная инфа по КВРБ? (разработчики, РКА или т д?)

http://www.khrunichev.ru/khrunichev/live/full_razg.asp?id=13183

ЦитироватьКосмонавты - уж точно не скоропортящийся груз. Тут тебе и МКС, и срок полёта к МКС - 2-3 суток, и срок полёта к Луне - 2-4 суток, и 14-суточные автономные полёты...

Причём вынутые из капсулы после 14-18-суточного полета "продукты" тут же укладывались на носилки и отправлялись в госпиталь :roll:
А не на Луну для ... э... горнопроходческих работ :roll:

ЦитироватьЛОС. Ну, ЛОС-то не надо обратно тащить, с окололунной. А это значит, что модули с массой примерно с Прогресс - тонн 8 - ровно по этой схеме вполне можно на окололунную орбиту класть.

8-ми тонные модули, да еще "с радиационной защитой" - это не ЛОС, это нонсенс :P  :mrgreen:
Не, можно пойтить здесь и на много-многопусковую схему (ибо редко), но, "Холмс, чёрт побери, как?!" :shock: , если у нас МОБ на ЖВ?
Или надо иметь уже несколько видов МОБ, в т.ч. гидразиновый?
Или организовывать практически параллельный старт 4-х носителей?
А, извините, где стартов набрать?
И это - экономия (см.: "и эти люди запрещали мне ковырять в носу"? :mrgreen: )

ЦитироватьПо крайней мере, на первый взгляд такое мнение :) . Возражайте :) .

На первый взгляд - неплохо, но...
"Самолёт хорошо, ... но олёня (40-тонник :roll:  :mrgreen: ) лучше"(С) :wink:

ЦитироватьЯ бы от БО не отказывался - всё же Луна - не околоземная станция, в полёте всякое бывает (см. А-13).

Цитировать

ЦитироватьКосмонавты - уж точно не скоропортящийся груз. Тут тебе и МКС, и срок полёта к МКС - 2-3 суток, и срок полёта к Луне - 2-4 суток, и 14-суточные автономные полёты...

Причём вынутые из капсулы после 14-18-суточного полета "продукты" тут же укладывались на носилки и отправлялись в госпиталь :roll:
А не на Луну для ... э... горнопроходческих работ :roll:

Ну, с тех пор Поляков продемонстрировал, как на полтора порядка дольше можно в невесомости прожить. Да и непонятно, где это до Луны ;) 14 суток лететь. Даже по Гоману, Зомби, всего-то 4 :) . А?

Цитировать

ЦитироватьЛОС. Ну, ЛОС-то не надо обратно тащить, с окололунной. А это значит, что модули с массой примерно с Прогресс - тонн 8 - ровно по этой схеме вполне можно на окололунную орбиту класть.

8-ми тонные модули, да еще "с радиационной защитой" - это не ЛОС, это нонсенс :P  :mrgreen:

А я-то по массам не оптимизировал ещё :) . Глядишь, и 10 наберётся... уже ненамного меньше 15-тонных ФГБ...

ЦитироватьНе, можно пойтить здесь и на много-многопусковую схему (ибо редко),

Нечасто, да. Ну а пойдёт такая пьянка - так ыть сразу же появится архумент, что надо-таки делать "нормальную" РН! На 40 тонн ПН, не меньше! Ибо замучались уже модули ЛОС мелкими таскать... да по два пуска...

Цитироватьно, "Холмс, чёрт побери, как?!" :shock: , если у нас МОБ на ЖВ?

Если у нас хто на ЖВ??  :shock:

ЦитироватьИли надо иметь уже несколько видов МОБ, в т.ч. гидразиновый?
Или организовывать практически параллельный старт 4-х носителей?

Да зачем же? Два старта, а именно, Союз-2 и Протон. Не считая топлива для дозаправки на МКС - если хочется максимизировать размер модуля ЛОС. Если не хочется - можно без дозаправки у МКС.

ЦитироватьА, извините, где стартов набрать?
И это - экономия (см.: "и эти люди запрещали мне ковырять в носу"? :mrgreen: )

А считать пробовал? ;)

Цитировать

ЦитироватьПо крайней мере, на первый взгляд такое мнение :) . Возражайте :) .

На первый взгляд - неплохо, но...
"Самолёт хорошо, ... но олёня (40-тонник :roll:  :mrgreen: ) лучше"(С) :wink:

Лучше, адназначна (с) . Проблема в том, что менее реализуемо... значительно.

avmich

ЦитироватьБез дозаправки на МКС, может, и так удастся обойтись. Кое-где запасы взяты довольно большие. Я бы от БО не отказывался - всё же Луна - не околоземная станция, в полёте всякое бывает (см. А-13).  

Так я предлагаю (по крайней мере, пока ЛОС нет) не отказываться от БО напрочь, а лишь отстреливать его перед стартом от Луны. Двое суток полёта до Земли можно и без БО протянуть.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьКосмонавты - уж точно не скоропортящийся груз. Тут тебе и МКС, и срок полёта к МКС - 2-3 суток, и срок полёта к Луне - 2-4 суток, и 14-суточные автономные полёты...

Причём вынутые из капсулы после 14-18-суточного полета "продукты" тут же укладывались на носилки и отправлялись в госпиталь :roll:
А не на Луну для ... э... горнопроходческих работ :roll:

Ну, с тех пор Поляков продемонстрировал, как на полтора порядка дольше можно в невесомости прожить. Да и непонятно, где это до Луны ;) 14 суток лететь. Даже по Гоману, Зомби, всего-то 4 :) . А?

Дык с вашими-то перестыковками-дозаправками-то :roll:
А если еще и с ЛОС неудача со стыковкой, и надо прям так, не солоно хлебавши, да обратно на Землю?

Цитировать

ЦитироватьНе, можно пойтить здесь и на много-многопусковую схему (ибо редко),

Нечасто, да. Ну а пойдёт такая пьянка - так ыть сразу же появится архумент, что надо-таки делать "нормальную" РН! На 40 тонн ПН, не меньше! Ибо замучались уже модули ЛОС мелкими таскать... да по два пуска...

"И это - правильно!" (С)
Не, я просто к тому, что "правильный ЖРД-МОБ" всё равно гидразиновый :roll:

Цитировать

Цитироватьно, "Холмс, чёрт побери, как?!" :shock: , если у нас МОБ на ЖВ?

Если у нас хто на ЖВ??  :shock:

Дык КВ[/size]РБ?
Или я что-то не так понимаю?

ЦитироватьИли надо иметь уже несколько видов МОБ, в т.ч. гидразиновый?
Или организовывать практически параллельный старт 4-х носителей?

ЦитироватьДа зачем же? Два старта, а именно, Союз-2 и Протон. Не считая топлива для дозаправки на МКС - если хочется максимизировать размер модуля ЛОС. Если не хочется - можно без дозаправки у МКС.

Для "стандартного 20-тонного модуля ЛОС"?
Нет, в принципе - пусть
Он и так "долговременный", да еще и с "ресурсом"
Так что пусть к нему последовательно настыкуется сколько надо МОБов, в очередь и не обязательно в одну неделю
Но только МОБы те - гидразиновые, однако :roll:

Цитировать

ЦитироватьА, извините, где стартов набрать?
И это - экономия (см.: "и эти люди запрещали мне ковырять в носу"? :mrgreen: )

А считать пробовал? ;)

Вот чего не умею - так давно разучился :roll:
Если только виновс кулькулятор взять, по хелпу? :mrgreen:

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьПо крайней мере, на первый взгляд такое мнение :) . Возражайте :) .

На первый взгляд - неплохо, но...
"Самолёт хорошо, ... но олёня (40-тонник :roll:  :mrgreen: ) лучше"(С) :wink:

Лучше, адназначна (с) . Проблема в том, что менее реализуемо... значительно.

Да :?
Вся надёжа - на американов :roll:
Вот дадут как следует своей ПРО по ж.пе, сразу средствА найдутся :roll:
 :mrgreen:  :mrgreen:  :mrgreen:

Цитировать

ЦитироватьБез дозаправки на МКС, может, и так удастся обойтись. Кое-где запасы взяты довольно большие. Я бы от БО не отказывался - всё же Луна - не околоземная станция, в полёте всякое бывает (см. А-13).  

Так я предлагаю (по крайней мере, пока ЛОС нет) не отказываться от БО напрочь, а лишь отстреливать его перед стартом от Луны. Двое суток полёта до Земли можно и без БО протянуть.

Думаю, удастся обойтись без этой меры.

Цитироватьhttp://www.khrunichev.ru/khrunichev/live/full_razg.asp?id=13183

Вот как раз по поводу этого официоза было заявлено "фи, все уже совсем не так". Лично хруниками. Юными ;)

Кстати, в принципе и Союз можно так к Луне запускать - гидразином
Сначала собирается "состав" из МОБов, потом пускаем Союз с экипажем... :roll:
Есть свои "но" конечно, "и вообще многопуск" в "стандартной" транспортной операции, но... "в принципе возможно" - "хотя бы так"
Причем это выглядит как "системно правильное решение", в отличие от
Потому как все эти "скрупулезные экономии", ЖВ непременное... :roll:

Цитировать

Цитироватьhttp://www.khrunichev.ru/khrunichev/live/full_razg.asp?id=13183

Вот как раз по поводу этого официоза было заявлено "фи, все уже совсем не так". Лично хруниками. Юными ;)

Ссылку давай :)

ЦитироватьКстати, в принципе и Союз можно так к Луне запускать - гидразином
Сначала собирается "состав" из МОБов, потом пускаем Союз с экипажем... :roll:
Есть свои "но" конечно, "и вообще многопуск" в "стандартной" транспортной операции, но... "в принципе возможно" - "хотя бы так"
Причем это выглядит как "системно правильное решение", в отличие от
Потому как все эти "скрупулезные экономии", ЖВ непременное... :roll:

Я когдато предлагал двух-споловиной пусковую схему с подсадкой экипажа:
1.Союз + гидразиновый РБ Протоном выводится на орбиту МКС и туда стыкуется в автоматическом (или ТОРУ) режиме;
2.Экипаж подсаживается туда с МКС;
3.Прогресс с пассивным СУ(у которого заправочная часть груза замкнута на собственный движок а гермообьем сделан эээ более "жилым) + гидразиновый РБ Протоном также выводится на орбиту МКС но не стыкуется;
4.Связка Союз+РБ с экипажем отстыковывается от МКС и пристыковывается к связке Прогресс-РБ. Вся получившаяся связка летит к Луне.

По идее , навскидку, должно хватать на выход на лунную орбиту (по крайней мере высокоапогейную) и успешное возвращение на Землю.
На лунной орбите при этом вполне может остатся (а может и нет, надо считать) Прогресс с пассивным стыковочным узлом (зерно будущей ЛОС?).

Вроде как всё традиционалистично, единственная "новизна" - Прогресс с пассивным СУ. Но можно и в п.3 вообще вместо Прогресса
поставить бОльший по массе топлива РБ с пассивным СУ, просто для стыковки , но без гермообьема и, соответственно, люка.

Цитировать1. Модернизируется ПАО корабля Союз. Дело в том, что для выхода на окололунную орбиту и отлёта с неё к Земле нужно примерно столько же долгохранимого топлива, какова сухая масса корабля. СА Союза - примерно 3 тонны, БО - примерно 1,5 тонны. Если сухая масса ПАО будет 1,5 тонны, то суммарная сухая масса составит 3 + 1,5 + 1,5 = 6 тонн, и понадобится 6 тонн топлива на манёвры у Луны. Эти характеристики, действительно, похожи на возможности РБ Фрегат. Например, со сбрасываемым баком.

Сухая масса ПАО на основе Фрегата будет больше полутора тонн, так как там еще нужно разместить значительную часть СЖО, да и СА с БО потяжелеют но в 13-14 тонн наверное можно уложиться, запасы тут есть.

Цитировать3. 12-тонный Союз не удастся вывести на орбиту ракетой Союз. Но можно организовать дозаправку корабля на МКС. То есть, Прогрессы возят на МКС в том числе топливо, а недозаправленный Союз (нехватка массы 4 тонны) перед полётом к Луне заправляется на МКС.

5-6 дополнительных Прогрессов - тоже семипусковая схема, но без посадки :wink: Лучше уж разориться на Онегу, а если хочется на всем готовом, то в качестве танкера лучше использовать другой Фрегат (тоже кстати идея - использовать Фрегат как танкер для МКС). Или даже такой экзотический вариант, как замена стандартного ПАО на "лунный" прямо на орбите.

ЦитироватьСухая масса ПАО на основе Фрегата будет больше полутора тонн, так как там еще нужно разместить значительную часть СЖО, да и СА с БО потяжелеют но в 13-14 тонн наверное можно уложиться, запасы тут есть.

А какая СЖО сейчас в ПАО?

Цитировать

Цитировать3. 12-тонный Союз не удастся вывести на орбиту ракетой Союз. Но можно организовать дозаправку корабля на МКС. То есть, Прогрессы возят на МКС в том числе топливо, а недозаправленный Союз (нехватка массы 4 тонны) перед полётом к Луне заправляется на МКС.

5-6 дополнительных Прогрессов - тоже семипусковая схема, но без посадки :wink:

Если хотите, можно пересчитать так, что дозаправки вообще не понадобится... тут всё дело в точности параметров. На форуме они известны с небольшой точностью, поэтому приходится брать большие запасы.

ЦитироватьЛучше уж разориться на Онегу, а если хочется на всем готовом, то в качестве танкера лучше использовать другой Фрегат (тоже кстати идея - использовать Фрегат как танкер для МКС). Или даже такой экзотический вариант, как замена стандартного ПАО на "лунный" прямо на орбите.

Это всё возможно, но переделка ПАО Союза, доводка КВРБ и возможности дозаправки у МКС, по моему мнению, окажутся значительно дешевле в разработке.

ЦитироватьВроде как всё традиционалистично, единственная "новизна" - Прогресс с пассивным СУ. Но можно и в п.3 вообще вместо Прогресса
поставить бОльший по массе топлива РБ с пассивным СУ, просто для стыковки , но без гермообьема и, соответственно, люка.

Прогресс однозначно нужно убирать - ради стыковочного узла так ухудшать массовое совершентсво не стоит и тем более нечего ему делать на лунной орбите, да с ним на нее и не выйти. Опять же у нас нет подходящих гидразиновых РБ, т.е. многое придется делать заново.

Цитироватьу нас нет подходящих гидразиновых РБ, т.е. многое придется делать заново.

А Фрегат чем плох? Кроме того, с точки зрения РККЭ, что он не в Энергии сделан?

Цитировать

ЦитироватьВроде как всё традиционалистично, единственная "новизна" - Прогресс с пассивным СУ. Но можно и в п.3 вообще вместо Прогресса
поставить бОльший по массе топлива РБ с пассивным СУ, просто для стыковки , но без гермообьема и, соответственно, люка.

Прогресс однозначно нужно убирать - ради стыковочного узла так ухудшать массовое совершентсво не стоит и тем более нечего ему делать на лунной орбите, да с ним на нее и не выйти. Опять же у нас нет подходящих гидразиновых РБ, т.е. многое придется делать заново.

Бриз-М, и, как уже отмечено, Фрегат это раз.
А прогресс - в основном ради дополнительного гермообьема и средств стыковки в целом, плюс ради вот еще чего: все компоненты существуют уже сейчас, средства доставки - тоже.
А энергетику посчитайте сами. я считал - для высокоэллиптической
ОЛО всё у меня сошлось. (я считал из расчета на недозаправленного на массу соответствующего КА Бриз-М)

ЦитироватьА какая СЖО сейчас в ПАО?

А СТР и запасы кислорода не там находятся? Ну и СЭП конечно придется переделывать, фрегатовская не подходит ни по мощности ни по емкости, как и система радиосвязи.

ЦитироватьЕсли хотите, можно пересчитать так, что дозаправки вообще не понадобится... тут всё дело в точности параметров. На форуме они известны с небольшой точностью, поэтому приходится брать большие запасы.

Без дозаправки это вряд ли, а массы скорее впритык взяты, чем с запасом.

ЦитироватьЭто всё возможно, но переделка ПАО Союза, доводка КВРБ и возможности дозаправки у МКС, по моему мнению, окажутся значительно дешевле в разработке.

Пять Прогрессов дешевле одного переделанного Фрегата? Что-то сомнительно.

Цитировать

ЦитироватьА какая СЖО сейчас в ПАО?

А СТР и запасы кислорода не там находятся? Ну и СЭП конечно придется переделывать, фрегатовская не подходит ни по мощности ни по емкости, как и система радиосвязи.

СЭП - это система электропитания. А СТР - это что?

И какие, по-вашему, должны быть эти системы? По массе?

Цитировать

ЦитироватьЕсли хотите, можно пересчитать так, что дозаправки вообще не понадобится... тут всё дело в точности параметров. На форуме они известны с небольшой точностью, поэтому приходится брать большие запасы.

Без дозаправки это вряд ли, а массы скорее впритык взяты, чем с запасом.

СА взят 3 тонны, а он 2,8. Ну хорошо, теплозащита тяжелее будет. БО взят 1500 кг, а он сейчас 1200. Хорошо, связь от Луны требует более тяжёлой аппаратуры.

УИ Фрегата взят 3190, а он больше 3200 вроде бы. ХС для окололунных операций взят 2200, а он меньше 1000 в каждую сторону. Топлива во Фрегате взято с недоливом. Водородного топлива в КВРБ тоже с избытком - в несколько тонн. Вообще, даже если брать полный Союз-ТМА - 7250 кг, с ПАО - и полный Фрегат - 6650 кг примерно - и сухой КВРБ - меньше 4000 кг - то всё это можно отправить к Луне запасом топлива в КВРБ - 19 тонн.

Здесь вопрос в компоновке, а не в недостатке массы. Например, дозаправка у МКС помогла бы.

Цитировать

ЦитироватьЭто всё возможно, но переделка ПАО Союза, доводка КВРБ и возможности дозаправки у МКС, по моему мнению, окажутся значительно дешевле в разработке.

Пять Прогрессов дешевле одного переделанного Фрегата? Что-то сомнительно.

А нет там пяти Прогрессов. Может, тонны 4 топлива понадобится на дозаправку... в худшем случае. Это два Прогресса. В худшем, повторюсь, случае. Или пять, но таких, которые много ещё чего на МКС попутно привезут. Или десять... А в лучшем случае - вообще без дозаправки.

То есть, один запуск Союза-2 с переделанным КК Союз.
И один запуск Протона с КВРБ.

И это позволяет слетать на окололунную орбиту и обратно. Безотносительно того, зачем летать, конечно.

Цитировать

Цитироватьу нас нет подходящих гидразиновых РБ, т.е. многое придется делать заново.

А Фрегат чем плох? Кроме того, с точки зрения РККЭ, что он не в Энергии сделан?

А может ли фрегат выполнить разгон в одном пуске двигателя? Иначе придётся крутиться в радиационных поясах.

ЦитироватьС точки зрения минимизации разработки новых систем при решении задачи полётов на окололунную орбиту и обратно мне представляется наилучшим следующий - тоже уже обсуждавшийся - вариант.

1. Модернизируется ПАО корабля Союз. Дело в том, что для выхода на окололунную орбиту и отлёта с неё к Земле нужно примерно столько же долгохранимого топлива, какова сухая масса корабля. СА Союза - примерно 3 тонны, БО - примерно 1,5 тонны. Если сухая масса ПАО будет 1,5 тонны, то суммарная сухая масса составит 3 + 1,5 + 1,5 = 6 тонн, и понадобится 6 тонн топлива на манёвры у Луны. Эти характеристики, действительно, похожи на возможности РБ Фрегат. Например, со сбрасываемым баком.

То есть, нужно довести ПАО Союза до возможности хранить 6 тонн топлива.

2. Завершается разработка КВРБ. Сухая масса его - до 4 тонн, запас топлива - 19 тонн. Для отправления к Луне сухая масса должна примерно равняться запасу кислород-водородного топлива. При массе корабля Союз с новым ПАО в 12 тонн и массе КВРБ в 4 тонны получается сухая масса 16 тонн - а топлива при этом 19 тонн, то есть, хватает с запасом. КВРБ стыкуется с КК Союз на околоземной орбите, по той же схеме, которая предлагается для облёта Луны.

3. 12-тонный Союз не удастся вывести на орбиту ракетой Союз. Но можно организовать дозаправку корабля на МКС. То есть, Прогрессы возят на МКС в том числе топливо, а недозаправленный Союз (нехватка массы 4 тонны) перед полётом к Луне заправляется на МКС.

Такая схема позволяет летать к Луне - на окололунную орбиту - запуская всего 2 ракеты с Земли, не считая дополнительной нагрузки на Прогрессы. По массе есть ощутимые запасы. Все модули в стадии разработки.

Это позволит получить возможность летать к Луне - на окололунную орбиту - без необходимости разработки новой ракеты на 40 тонн ПН. Вообще, эта схема, мне кажется, наиболее экономная по новым разработкам.

Ну вообще-то сейчас на замену Протону, вроде бы, разрабатывается Ангара (Уух...). Тогда:
1. РН Ангара-5 стартует с КВРБ и Фрегатом сверху.
2. РН Союз с КК Союз (с толстой теплозащитой)
КК Союз стыкуемся с КВРБ+Фрегатом на ЛЕО.
Вроде должно всего хватитить на полёт на ЛЛО и обратно?

А самый экономичный и простой вариант это вместо теперешней Ангары сделать русский ТриАтлас с третьей ступенью УКВМ на 40 тонн! Одним пуском - дешево! Каждый запуск тоже денег стоит, как  и отработка новых КА и перелива на них. Это и есть самый экономически дешёвый вариант.  Который также позволяет и Лендер на ЛЛО притащить. Как вы Лендер на ЛЛО Протоном/Ангарой повезёте? Тоже с переливом? Двумя Протонами?

ЦитироватьСЭП - это система электропитания. А СТР - это что?

Система терморегулирования.

ЦитироватьИ какие, по-вашему, должны быть эти системы? По массе?

По массе это надо у энергиевцев спрашивать. Но вообще получается, что из 3,2 т ПАО на топливо приходится всего 900 кг, сомнительно что корпус, баки и ДУ весят 2,3 т, значительная часть массы должна приходиться на обеспечивающие системы.

ЦитироватьСА взят 3 тонны, а он 2,8. Ну хорошо, теплозащита тяжелее будет. БО взят 1500 кг, а он сейчас 1200. Хорошо, связь от Луны требует более тяжёлой аппаратуры.

Ну вот видите, как минимум не легче получается. Запасы СЖО тоже придется увеличить.

ЦитироватьУИ Фрегата взят 3190, а он больше 3200 вроде бы. ХС для окололунных операций взят 2200, а он меньше 1000 в каждую сторону.

Полторы секунды УИ совершенно не принципиальны. ХС нужна еще и на коррекции и на всякие непредвиденные случаи, да плюс невырабатываемые остатки.

ЦитироватьТоплива во Фрегате взято с недоливом. Водородного топлива в КВРБ тоже с избытком - в несколько тонн. Вообще, даже если брать полный Союз-ТМА - 7250 кг, с ПАО - и полный Фрегат - 6650 кг примерно - и сухой КВРБ - меньше 4000 кг - то всё это можно отправить к Луне запасом топлива в КВРБ - 19 тонн.

У такой конструкции совсем впритык получается, лучше в ПАО Союза топлива не доливать и отстреливать БО, тогда совсем красота.

ЦитироватьА нет там пяти Прогрессов. Может, тонны 4 топлива понадобится на дозаправку... в худшем случае. Это два Прогресса. В худшем, повторюсь, случае. Или пять, но таких, которые много ещё чего на МКС попутно привезут. Или десять... А в лучшем случае - вообще без дозаправки.

А сколько там топлива везет Прогресс-М1, я что-то забыл? То что они попутно привезут грузы конечно хорошо, но они не привезут топлива для МКС, да и летают они не так часто.

ЦитироватьТо есть, один запуск Союза-2 с переделанным КК Союз.
И один запуск Протона с КВРБ.

Ну а Прогрессы не считаются разве? Лучше уж один Фрегат, тогда и под дозаправку его не придется переделывать.

ЦитироватьА может ли фрегат выполнить разгон в одном пуске двигателя? Иначе придётся крутиться в радиационных поясах.

У Луны это не важно, т.к. у ней нет радиационных поясов. Однако Фрегат все же может, но для старта от Земли конечно предлагают не его, а Бриз-М, который разгон в одно включение провести не может как из-за низкой тяговооруженности и соответственно больших гравпотерь, так и из-за ограничений на время непрерывной работы ДУ. Ну а поскольку одного блока мало, время нахождения в радиационных поясах и вовсе становится неприемлемым.

Достаточно слабые возражения, не находите? Могу разобрать по пунктам - например, запасы топлива на коррекции и гарантийный запас учтены.

А есть ещё и такой вариант. 12КРБ плюс заправленный Фрегат выводить на Протоне (или Ангаре, если залетает). Посчитать бы точнее, да данные надо уточнять :( ...

ЦитироватьДостаточно слабые возражения, не находите?

Да, особенно по Бризу и Прогрессам :wink: , впрочем первый не ваше предложение.

ЦитироватьМогу разобрать по пунктам - например, запасы топлива на коррекции и гарантийный запас учтены.

В 2200 м/c учтены и против них я не возражаю, вот и получается, что запасов особых и нет и вся надежда только на КВРБ.

ЦитироватьА есть ещё и такой вариант. 12КРБ плюс заправленный Фрегат выводить на Протоне (или Ангаре, если залетает). Посчитать бы точнее, да данные надо уточнять :( ...

А чего тут уточнять, уж по ним-то данные хорошо известны.

Можно хотя бы найти данные по изменениям скорости Аполлонов, от момента разгона к Луне до момента входа в атмосферу?

По данным Аполлона-15, дельта-ви при выходе на окололунную орбиту примерно 945 м/с. Понятно, что обратно будет примерно столько же, и суммарное приращение 1890. Тут запас - запас - пока довольно велик, но нужно учитывать коррекции, гарантийные остатки - есть по этому данные?

Что касается 12КРБ - тут тоже не всё ясно. Например, хотелось бы знать, сколько такой РБ хранится на орбите - до стыковки с Союзом. Насколько можно его перезаправить.

Хочется также знать, насколько потяжелеет Фрегат, если к нему "приварить" стыковочную систему. Видите, сколько вопросов.

ЦитироватьМожно хотя бы найти данные по изменениям скорости Аполлонов, от момента разгона к Луне до момента входа в атмосферу?

У Шунейко можно посмотреть, там правда они тоже вразброс даны, но общую картину составить можно.

ЦитироватьПо данным Аполлона-15, дельта-ви при выходе на окололунную орбиту примерно 945 м/с. Понятно, что обратно будет примерно столько же, и суммарное приращение 1890. Тут запас - запас - пока довольно велик, но нужно учитывать коррекции, гарантийные остатки - есть по этому данные?

Коррекции оказались до обидного малы - каких-нибудь 10-20 м/с :) Вот остатки должны сотню-другую съесть, ну и всякие аварийные запасы. В общем 2200 м/c вполне нормальная величина.

ЦитироватьЧто касается 12КРБ - тут тоже не всё ясно. Например, хотелось бы знать, сколько такой РБ хранится на орбите - до стыковки с Союзом. Насколько можно его перезаправить.

Стыковать нужно как можно быстрее, желательно сразу после вывода, ну максимум в течение суток, тогда не придется его сильно утяжелять. А перезаправить это вряд ли получится. И еще нужно учесть топливо, необходимое для полета Союза до МКС и на стыковку его с РБ, выгоднее конечно не таскать его туда-сюда и постараться обойтись без дозаправки.

ЦитироватьХочется также знать, насколько потяжелеет Фрегат, если к нему "приварить" стыковочную систему. Видите, сколько вопросов.

Килограмм 500 наверно должно хватить. Но связка 12КРБ-Фрегат не выведет нужную массу к Луне.

Ссылку на Шунейко можно? Или, если в бумажном виде, конкретные значения привести прямо тут?

200 м/с на гарантийные остатки - это почти 10% топлива. Что-то много берёте :) . Мне кажется, раза в три меньше можно брать.

Насчёт 12КРБ - ЦиХ обещал на заказ разработку на базе 12КРБ разгонного блока. И 15КРБ в качестве примера. Думаю, что варианты с перезаправкой тоже достижимы.

Теперь по поводу того, хватит ли на разгон. При УИ 4500 м/с, орбитальной скорости у Земли 7900 м/с, потребной скорости отлёта 11100 м/с соотношение масс получается exp(3200 / 4500) = 2,036. Пусть 2, для простоты. Тогда масса водородного топлива равна сухой массе. Если связка Союз + Фрегат уложится в 12 тонн (см. Scherbaks), а 15КРБ сухой будет иметь массу до 3 тонн, то 15 тонн водородного топлива хватит. С точностью, опять-таки, до точности имеющихся данных.

На самом деле 12КРБ + Фрегат оставляют главный вопрос по массе Союза. Каким будет Союз - раскладка по массе - через пять лет, думаю, мало кто скажет. Может, у него на борту топлива больше будет. Или сухая масса даже у лунного варианта чуть снизится - из-за лучшей электроники, скажем. Можно и в два человека летать вместо трёх. А тут лишние несколько сотен килограмм заметны.

Сколько проблем из-за простой задачи облёта Луны с выходом на орбиту! И всё-таки заправка в космосе начинает постепенно овладевать умами. Но не лучше ли напрячься и организовать кислородно-водородную заправку?
Тогда (при наличие парома) РН Союз-3 с 3-й водородной ступенью сможет отправить к Луне тот же груз, который выведет на низкую орбиту. Даже топливо при полной заправке останется. Если удастся его сохранить, то можно тормознуть у Луны с выходом на орбиту (не на самую низкую) или около того.
А 40-тонник будет даже избыточен. Апгрейдим Ангару насколько получится - и на Луну, с высадкой на поверхность.

По-моему, как раз наоборот :) - задача не такая уж простая, а вот проблем с ней не так много; собственно, простейший способ её решения и ищется. Что касается дозаправки, то с ней не всё пока ясно.

ЦитироватьСколько проблем из-за простой задачи облёта Луны с выходом на орбиту! И всё-таки заправка в космосе начинает постепенно овладевать умами. Но не лучше ли напрячься и организовать кислородно-водородную заправку?
Тогда (при наличие парома) РН Союз-3 с 3-й водородной ступенью сможет отправить к Луне тот же груз, который выведет на низкую орбиту. Даже топливо при полной заправке останется. Если удастся его сохранить, то можно тормознуть у Луны с выходом на орбиту (не на самую низкую) или около того.
А 40-тонник будет даже избыточен. Апгрейдим Ангару насколько получится - и на Луну, с высадкой на поверхность.

а ткните меня в урл с путями-развитиями Союза (Союз-2, Союз-СТ, Союз-3, Русь, Онега и т д)

В том и дело, что для задачи выхода на окололунную орбиту 40-тонник оказывается избыточным. Практически достаточно уже запланированного, разрабатываемого водородного РБ, Протона или в крайнем случае Ангары, и уже ведущихся модификаций Союза.

Это - самый простой и дешёвый (не значит самый лучший) способ разработки системы, позволяющей летать на окололунную орбиту.

А 40-тонник здесь необязателен. Хотя, безусловно, он бы эту задачу существенно упростил. Если бы уже летал.

ЦитироватьВ том и дело, что для задачи выхода на окололунную орбиту 40-тонник оказывается избыточным.

А нет такой задачи
А есть задача - организация функционирования ЛОС и программ изучения и освоения Луны, на ней основанных

ЦитироватьСсылку на Шунейко можно? Или, если в бумажном виде, конкретные значения привести прямо тут?

Да он у Хлынина уж сто лет лежит, я думал все давно знают.

Цитировать200 м/с на гарантийные остатки - это почти 10% топлива. Что-то много берёте :) . Мне кажется, раза в три меньше можно брать.

Там еще запас на всякий случай :wink:

ЦитироватьНасчёт 12КРБ - ЦиХ обещал на заказ разработку на базе 12КРБ разгонного блока. И 15КРБ в качестве примера. Думаю, что варианты с перезаправкой тоже достижимы.

Перезаправка это в смысле новый РБ? Тогда конечно проблем нет :)

ЦитироватьТеперь по поводу того, хватит ли на разгон. При УИ 4500 м/с, орбитальной скорости у Земли 7900 м/с, потребной скорости отлёта 11100 м/с соотношение масс получается exp(3200 / 4500) = 2,036. Пусть 2, для простоты. Тогда масса водородного топлива равна сухой массе. Если связка Союз + Фрегат уложится в 12 тонн (см. Scherbaks), а 15КРБ сухой будет иметь массу до 3 тонн, то 15 тонн водородного топлива хватит. С точностью, опять-таки, до точности имеющихся данных.

Упрощением мы списываем полтонны топлива, но в принципе конечно ничто не мешает сделать РБ покрупнее. Как Союз-Фрегат да еще и со стыковочным узлом уложить в 12 тонн из которых 6 - топливо не очень понятно или это уже будет совсем другой агрегат.

ЦитироватьНа самом деле 12КРБ + Фрегат оставляют главный вопрос по массе Союза. Каким будет Союз - раскладка по массе - через пять лет, думаю, мало кто скажет. Может, у него на борту топлива больше будет. Или сухая масса даже у лунного варианта чуть снизится - из-за лучшей электроники, скажем. Можно и в два человека летать вместо трёх. А тут лишние несколько сотен килограмм заметны.

Про электронику вы забудьте, если даже Аргон ничего не будет весить, больше 75 кг не выиграть, да и топливо некуда там впихнуть. Чем вылизывать Союз лучше уж КВРБ сделать, мне это вариант гораздо больше нравится. А чтобы не дозаправляться можно Союз с "толстым" ПАО запускать Протоном, а экипаж отдельно на Союзе-ФГ, в идеале конечно лучше всех Протоном :)

Ну если брать только Протон (Союз на ЛЛО и обратно), то самый минимальный по стоимости реализации вариант:

1. РН Союз выводит КК Союз
2. Протон выводит КВРБ с Фрегатом сверху. Из КВРБ тратится пару тонн топлива на вывод связки на ЛЕО.
3. КК Союз стыкуется к связке КВРБ+Фрегат.

КВРБ потратит пару тонн топлива, чтобы вывести связку КВРБ+Фрегат на ЛЕО, но оставшегося топлива должно хватить на вывод Фрегата с Союзом к Луне.

ЗЫ: Если происходит авария Протона, то, в качестве утешения, КК Союз летит на орбитальную станцию.

А аккумуляторные батареи облегчить не удаётся? Не БЦВМ же одной. А радиочасть? Там вроде бы и кроме антенн хватает всего?

О КВРБ тоже информация давно не менялась. А существующая лаконична и в чём-то противоречива - у 12КРБ почему-то лучше массовое совершенство, чем у КВРБ. Впрочем, до КВРБ ещё относительно далеко.

Запас в 10% тоже не делают. Иначе уж, чего там, давайте удвоим ХС, на всякий случай :)

Вписать Союз+Фрегат в 12 тонн можно рассматривать отдельно. Например, перенести важные подсистемы из ПАО в другие отсеки, а ПАО сбрасывать после стыковки с Фрегатом.

ЦитироватьА аккумуляторные батареи облегчить не удаётся? Не БЦВМ же одной.

Доля аккумуляторов в массе Союза невелика, поэтому и выигрыш невелик. Если их конечно уже не облегчили.

ЦитироватьА радиочасть? Там вроде бы и кроме антенн хватает всего?

Да, еще есть провода :), а в остальном так же как с аккумуляторами.

ЦитироватьЗапас в 10% тоже не делают. Иначе уж, чего там, давайте удвоим ХС, на всякий случай :)

Ну хорошо, пусть будет 5 % - пополам на невыработку топлива и НЗ, все равно это мало что меняет.

ЦитироватьВписать Союз+Фрегат в 12 тонн можно рассматривать отдельно. Например, перенести важные подсистемы из ПАО в другие отсеки, а ПАО сбрасывать после стыковки с Фрегатом.

Вряд ли их удастся распихать, вот двигательный отсек наверно можно сбросить. Да, а чем выводить 15КРБ-Фрегат, уж не Ангарой ли? :(

Цитировать1. РН Союз выводит КК Союз
2. Протон выводит КВРБ с Фрегатом сверху. Из КВРБ тратится пару тонн топлива на вывод связки на ЛЕО.
3. КК Союз стыкуется к связке КВРБ+Фрегат.

Такая связка выводится к Луне впритык по запасам ХС даже при  выведении Фрегата Союзом, а уж если КБРБ с Фрегатом Протоном выводить, к Луне оно не улетит. Да и мало одного Фрегата для вывода на ЛЛО и схода с нее.

Цитировать

Цитировать

Цитироватьhttp://www.khrunichev.ru/khrunichev/live/full_razg.asp?id=13183

Вот как раз по поводу этого официоза было заявлено "фи, все уже совсем не так". Лично хруниками. Юными ;)

Ссылку давай :)

http://khrunichev-sm.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=84&postdays=0&postorder=asc&start=0
Под пыткой проговорились :)

Если бы электронику уже облегчили, то та её масса, которая в ПАО, состояла бы практически только из аккумуляторов - которые и правда не такие тяжёлые - и антенн, которые тоже не бог весть сколько весят. Вся обрабатывающая электроника, провода - это всё можно доминимизировать до пренебрежимо малых значений. А там пока что существенная масса. Так что резервы есть.

Ряд 12КРБ, 15КРБ и КВРБ достаточно плотен :) в том смысле, что можно подобрать наилучшую комбинацию для Фрегата. И похоже, что это будет 15КРБ. До массы одного КВРБ - 22,9 тонн. При массе Фрегата 6600 и 15 КРБ 2500 кг на топливо остаётся 13800. Если от ПАО Союза оставить 1 тонну - после выработки топлива и сброса, скажем, ДУ - то у Союза остаётся 5,5 тонн. 6,5 с сухим Фрегатом, в котором 5,6 тонн топлива - это 12,1 тонн, вместе с РБ - 14,6 тонн. Общая масса 28,4 тонны, отношение масс - 1,945, логарифм - 0,665, УИ - 4,5 км/с, ХС - 3 км/с. У связки Фрегат-Союз - ещё 1988. Нехватка ХС - в пределах запасов. Вот об этом и есть время подумать - Союз облегчить, или, наоборот, использовать топливо Союза для доразгона, или дозаправку изобретать. Схема вроде бы остаётся; и без 40-тонной РН.

1. Двухступенчатый Сатурн-5 выводил 105 тонн на ЛЕО, а трехступенчатый с довыведением связку в ~120 тонн.
Если использовать КВРБ для довыведения то на ЛЕО будет ПН связки больше чем ПН трехступенчатого Протона на ЛЕО. К тому же здесь для довыведения используется водород. По аналогии с Сатурном-5 можно предположить, что масса связки на ЛЕО будет на 14% (120/105) больше чем ПН 3-х ступенчатого Протона , то есть 22 х 1.14 = ~25.1 тонны.

И тогда топлива в КВРБ: 25.1 - 6.6(Фрегат) - 3.7(сухая КВРБ) = 14.8 тонн

2. Можно ли КК Союз выводить РН Союз-2.1б (тот что с РД-0124)?
Если да, то увеличить двигательный отсек на КК Союз, что бы он мог хранить на одну тонну топлива больше, на столько больше сможет вывести Союз-2. Тогда запас топлива КК Союз будет 1.9 тонн.

3. От Луны отлетать вначале с помощью остатков топлива во Фрегате, а затем используя топливо в КК Союз.

4. Продолжать модернизировать КК Союз с целью его удешевления, облегчения, но не жертвуя надёжность.

5. Топливо и в КК Союз и в Фрегате увеличивает надёжность полёта.

Ну как, теперь вроде должно хватить топлива на полёт на ЛЛО?

С Ангарой-5, двухпускавая схема точно пройдёт, там сверху КВРБ можно Фрегат-СБ ставить (до 10.7 тонн).

ЦитироватьЕсли бы электронику уже облегчили, то та её масса, которая в ПАО, состояла бы практически только из аккумуляторов - которые и правда не такие тяжёлые - и антенн, которые тоже не бог весть сколько весят. Вся обрабатывающая электроника, провода - это всё можно доминимизировать до пренебрежимо малых значений. А там пока что существенная масса. Так что резервы есть.

Весь небольшой выигрыш съедят увеличенная теплозащита и запасы СЖО. СЭП и вовсе некуда облегчать, а она побольше этой электроники весит.

ЦитироватьРяд 12КРБ, 15КРБ и КВРБ достаточно плотен :) в том смысле, что можно подобрать наилучшую комбинацию для Фрегата. И похоже, что это будет 15КРБ. До массы одного КВРБ - 22,9 тонн. При массе Фрегата 6600 и 15 КРБ 2500 кг на топливо остаётся 13800.

Это получается нужно довыведение и хруники должны улучшить массовое совершенство РБ.

ЦитироватьЕсли от ПАО Союза оставить 1 тонну - после выработки топлива и сброса, скажем, ДУ - то у Союза остаётся 5,5 тонн. 6,5 с сухим Фрегатом, в котором 5,6 тонн топлива - это 12,1 тонн, вместе с РБ - 14,6 тонн.

Сброс ДУ Союза помимо необходимости переделки ПАО ухудшает надежность - если на обратном пути откажет ДУ Фрегата, не удастся провести коррекцию.

ЦитироватьОбщая масса 28,4 тонны, отношение масс - 1,945, логарифм - 0,665, УИ - 4,5 км/с, ХС - 3 км/с. У связки Фрегат-Союз - ещё 1988. Нехватка ХС - в пределах запасов. Вот об этом и есть время подумать - Союз облегчить, или, наоборот, использовать топливо Союза для доразгона, или дозаправку изобретать. Схема вроде бы остаётся; и без 40-тонной РН.

Получается совсем впритык и без учета неполной выработки топлива. На облегчение Союза надежды мало, с дозаправкой тоже много мороки. Были правда планы увеличения УИ установкой разворачиваемых насадков, может это чем-нибудь поможет. Есть еще вариант отдельно запустить Союз, Фрегат-СБ с довыведением и КВРБ. Фрегат осуществляет доразгон при старте к Луне и все маневры у нее. Минус - нужна стыковка Фрегата с КВРБ. Надо бы ХС посчитать, но лень :)

Цитировать1. Двухступенчатый Сатурн-5 выводил 105 тонн на ЛЕО, а трехступенчатый с довыведением связку в ~120 тонн.
Если использовать КВРБ для довыведения то на ЛЕО будет ПН связки больше чем ПН трехступенчатого Протона на ЛЕО. К тому же здесь для довыведения используется водород. По аналогии с Сатурном-5 можно предположить, что масса связки на ЛЕО будет на 14% (120/105) больше чем ПН 3-х ступенчатого Протона , то есть 22 х 1.14 = ~25.1 тонны.
И тогда топлива в КВРБ: 25.1 - 6.6(Фрегат) - 3.7(сухая КВРБ) = 14.8 тонн

Вообще-то трехступенчатый Сатурн выводил до 145 т, но у Протона другое распределение ХС по ступеням, поэтому лучше по-другому посчитать. При запуске Бризом-М спутника в 5,6 т суммарная масса связки 28 т, из которых Бриз затрачивает на довыведение примерно 2,8 т. Водородник соответственно потратит порядка 2 т, а с учетом что масса связки КВРБ-Фрегат 29,3 т, то где-то 2,2 тонны и в нем остается 16,8 т топлива.

Цитировать2. Можно ли КК Союз выводить РН Союз-2.1б (тот что с РД-0124)?
Если да, то увеличить двигательный отсек на КК Союз, что бы он мог хранить на одну тонну топлива больше, на столько больше сможет вывести Союз-2. Тогда запас топлива КК Союз будет 1.9 тонн.

Весь резерв массы на топливо не использовать не получится, часть пойдет на конструкцию, кроме того существенно возрастет время работы двигателя. На маневры у Луны хватить должно, хотя и без особых запасов, но вот долететь до нее не получится, так как в КВРБ не хватает пары тонн топлива на разгон.

Если в КВРБ после довыведения остаётся 16,8 тонн, то этого хватит на выведение 16,8 тонн сухой массы на траекторию полёта к Луне. 3,9 тонны - сам КВРБ, остаётся 12,9 тонны. 6635 кг - Фрегат, 6300 кг - Союз без топлива, получается 12,935 - уже совсем в пределах погрешностей.

Увеличение массы Союза для лунного полёта компенсируется принимаемыми мерами по его облегчению. Электроника, возможное отбрасывание ненужных модулей... В лунном Союзе 60-х, помнится, что-то отбрасывали?

Если неувязка массы порядка нескольких процентов :) - а пока что большего не видно, да и эта неувязка расплывчата из-за малой точности имеющихся данных - то имеет смысл поискать, где эти несколько процентов можно найти.

Может, вместо Фрегата выводить просто бак с топливом для двигателей Союза? Бак будет заметно легче, чем полный РБ, не говоря уж о том, что дешевле :) . Союз модернизировать, сделав возможным работу на топливе внешнего бака. При массовом совершенстве 10 (что не выглядит рекордом) эти 5665 кг топлива потребуют бака в 570 кг - вот 400 кг сэкономили. Это 5% от 8 тонн. Зато этот дизайн сама РККЭ может сделать.

ЦитироватьЕсли в КВРБ после довыведения остаётся 16,8 тонн, то этого хватит на выведение 16,8 тонн сухой массы на траекторию полёта к Луне. 3,9 тонны - сам КВРБ, остаётся 12,9 тонны. 6635 кг - Фрегат, 6300 кг - Союз без топлива, получается 12,935 - уже совсем в пределах погрешностей.

Какие там погрешности, Егор ведь предлагает увеличенный на тонну Союз, поэтому двух тонн топлива и не хватает. А с пустым Союзом на маневры у Луны пары сотен м/c ХС недостает.

ЦитироватьУвеличение массы Союза для лунного полёта компенсируется принимаемыми мерами по его облегчению. Электроника, возможное отбрасывание ненужных модулей... В лунном Союзе 60-х, помнится, что-то отбрасывали?

Да, сбрасывали цельный БО перед стартом к Земле :) , что тут давно и предлагается.

ЦитироватьМожет, вместо Фрегата выводить просто бак с топливом для двигателей Союза? Бак будет заметно легче, чем полный РБ, не говоря уж о том, что дешевле :) . Союз модернизировать, сделав возможным работу на топливе внешнего бака. При массовом совершенстве 10 (что не выглядит рекордом) эти 5665 кг топлива потребуют бака в 570 кг - вот 400 кг сэкономили. Это 5% от 8 тонн. Зато этот дизайн сама РККЭ может сделать.

Двигатель Союза слишком слаб для такого количества топлива. Не знаю, хватит ли у него ресурса, да и гравпотери возрастут, УИ у него опять-таки меньше, разве что использовать двигатель от Фрегата. Но вообще возни много, а выигрыш мал.

Если Союз тяжелее на тонну, то не может нехватать двух тонн. Возросла ПН на тонну - водородного топлива надо на тонну больше, а не на две.

Двигатель Союза можно рассматривать к обновлению, да. БО, честно говоря, сбрасывать не хочется. Мы вроде пока не учитывали экономию, если летать экипажем в два человека, против трёх?

Даже 200 м/с ХС у Луны - это 10%. Чего может быть многовато - на запасы, а коррекции тем более малы. С другой стороны, документация по Аполлону упорно упоминает высокую ХС. Может, это из расчёта торможения с лунным модулем?

Это как раз из тех данных, которые надо находить. Пойду Хлинина почитаю :) .

Ага. У Шунейко - http://epizodsspace.narod.ru/bibl/raketostr3/4-3.html - по поводу Аполлона-11 упоминается, что скорость при отлёте к Луне была 10839 м/с. С 7791 м/с. Разница - 3048, а мы брали 3200. При такой разнице массовое совершенство водородного разгона - exp(3048 / 4600) = 1,93.

16-тонную конструкцию можно отправить 15 тоннами водорода. Разница - 6%, опять-таки, на гарантийные остатки. Но по сравнению с 16,8 тонн уже получается ещё 800 кг выигрыша.

ЦитироватьЕсли Союз тяжелее на тонну, то не может нехватать двух тонн. Возросла ПН на тонну - водородного топлива надо на тонну больше, а не на две.

Ну это совсем просто - у обычного Союза (заправленного) уже не хватало тонны топлива.

ЦитироватьДвигатель Союза можно рассматривать к обновлению, да. БО, честно говоря, сбрасывать не хочется. Мы вроде пока не учитывали экономию, если летать экипажем в два человека, против трёх?

По крайней мере сброс БО гораздо проще и надежнее, чем дополнительный топливный бак и полная переделка ПАО. Два члена экипажа в принципе неплохо, если не рассматривать туризм.

ЦитироватьДаже 200 м/с ХС у Луны - это 10%. Чего может быть многовато - на запасы, а коррекции тем более малы. С другой стороны, документация по Аполлону упорно упоминает высокую ХС. Может, это из расчёта торможения с лунным модулем?

Да это не запасы, это не хватает до 2-х км/c, а судя по Аполлонам суммарные затраты ХС как раз в этом районе. У Левантовского вообще написано, что ХС командно-служебного модуля 2,5 км/c, хотя может это у первых только, а потом ведь они потяжелели, да еще ЛМ переводили на посадочную орбиту.

А вот здесь - http://epizodsspace.narod.ru/bibl/raketostr3/4-2.html - утверждается, что изменение скорости Аполлона-8 при выходе на орбиту Луны - 912 м/с. То есть, даже 2000 м/с - это с запасами кое-какими на манёвры...

Ладно, думаю, результат уже существенно меняться не будет. Изменения систем нужны, но за пять лет их можно сделать достаточно органично, поскольку они невелики. Если принимать сразу несколько мер, то хватит массы и на запасы. А полёт к окололунной орбите с использованием всего одного дополнительного запуска РН на 20+ тонн ПН - мне выглядит интересной возможностью.

Цитировать

ЦитироватьВ том и дело, что для задачи выхода на окололунную орбиту 40-тонник оказывается избыточным.

А нет такой задачи
А есть задача - организация функционирования ЛОС и программ изучения и освоения Луны, на ней основанных

Так для организации функционирования ЛОС вроде бы к ней летать нужно уметь. Или, Зомби, предлагаешь беспилотную ЛОС делать? ;)

Пока обсуждалась задача именно пилотируемых полётов на окололунную орбиту. Если мы хотим отправлять туда модули станции - это другая задача, и решать её надо отдельно.

ЦитироватьАга. У Шунейко - http://epizodsspace.narod.ru/bibl/raketostr3/4-3.html - по поводу Аполлона-11 упоминается, что скорость при отлёте к Луне была 10839 м/с. С 7791 м/с. Разница - 3048, а мы брали 3200. При такой разнице массовое совершенство водородного разгона - exp(3048 / 4600) = 1,93.

Я так понимаю это скорость в конце активного участка, а в перигее она несколько больше, плюс гравпотери. Но если что, для Аполлона-12 указано как раз 3200 м/c :wink: Плюс 2 % на остатки, так что не будем мелочиться.

Цитировать16-тонную конструкцию можно отправить 15 тоннами водорода. Разница - 6%, опять-таки, на гарантийные остатки. Но по сравнению с 16,8 тонн уже получается ещё 800 кг выигрыша.

Выходит, что выигрыша нет.

ЦитироватьА вот здесь - http://epizodsspace.narod.ru/bibl/raketostr3/4-2.html - утверждается, что изменение скорости Аполлона-8 при выходе на орбиту Луны - 912 м/с. То есть, даже 2000 м/с - это с запасами кое-какими на манёвры...

Там где-то было и 950 м/c, а при старте к Земле так и вовсе тысяча. Наверно все же меньше 2000 нельзя брать, особенно если летать на ЛОС; или же LLO повысить, тогда много можно выиграть.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьВ том и дело, что для задачи выхода на окололунную орбиту 40-тонник оказывается избыточным.

А нет такой задачи
А есть задача - организация функционирования ЛОС и программ изучения и освоения Луны, на ней основанных

Так для организации функционирования ЛОС вроде бы к ней летать нужно уметь. Или, Зомби, предлагаешь беспилотную ЛОС делать? ;)

Пока обсуждалась задача именно пилотируемых полётов на окололунную орбиту. Если мы хотим отправлять туда модули станции - это другая задача, и решать её надо отдельно.

Так :roll:
Просочиться пытается :roll:
Ну нет :twisted:

40-тонник решает транспортную задачу "под ЛОС", а все эти "увёртки" с многопуском, критически минимальными запасами топлива и ресурса СЖО, с двумя космонавтами и сбрасываемым БО - нет

НЕ РЕШАЮТ!

То есть, выйти то на ЛЛО может и можно, а регулярно и надежно летать к ЛОС, да еще и не "рекордом", а "на работу" - НЕТ
НИЗ-ЗЯ!!!
 :wink:  :mrgreen:

Низ-зя, Зомби, если плохо ставить задачу. Например, упереться - 40-тонник, и всё тут. Тогда низ-зя - потому что недостаток воображения.

А голь, как известно, на выдумку хитра. Потому можно и без 40-тонника работать. Начать. А если начать удастся, да дело пойдёт - вопрос совсем под другим углом будет выглядеть. Как Клипер :) - то есть, то же, но лучше и дешевле.

24.10.2006 / 00:05    Николай Севастьянов заявил, что РКК "Энергия" коренным образом обновит флот космических кораблей

Планируется, что новый "Союз" будет запускаться, в том числе и с космодрома Куру во Французской Гвиане с помощью ракет-носителей "Союз-2", отметил Н.Севастьянов.

    - А.Ж.

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/news.shtml

----------

Ага! Значит можно будет новый КК "Союз" запускать РН "Союз-2"!

Тогда точно нужно увеличивать топливный отсек.
А если ещё и из Куру!
А если ещё и с довыведением!

Раньше вроде уже говорилось, что Союз-2 заменит все нынешние семёрки - Союз-У, Союз-ФГ и Молнию. Видимо, Союз-2 в своих модификациях будет различаться.

Но это мы уже совсем от темы отошли.

Зомби, ты не прав!  :D

Здесь как раз то прорабатывается правильно направление!

Это же не так что сделали, а потом выбросили.

Всё же потом можно будет использовать в 40-тоннике!!!

Проблема в том, что денег сейчас не дают вообще ни на что!

В данном случае мы, образно говоря, пробиваем дырку в стене. Ну а кагда всё это будет, то следующий логичный шаг будет 40-тонник, потому что им будет дешевле летать. И так мелкими шагами можно протоптать тропинку в космос.
Сейчас денег не дают вообще ни на что. Чем меньше проект стоит тем легче его протащить.
Это не 4-х пусковая схема РКК Энергия.
2-х пусковая схема выглядит вполне реальной, её гораздо вероятнее протащить.

Лунная модификация Союза - это понятно, и "это позитивно" :wink:

Но в эту концепцию не может входить "оптимизация" типа сбрасываемого БО и другой подобной "миниатюризации" путем "экономии" на существенном

Без... э... адекватного "средства выведения"  :mrgreen:  можно это делать, но так как "тестовые полеты" в этих условиях могут быть только "рекордными" или "демонстрационными" и в любом случае - единичными, то опять-таки нет смысла экономить на пусках и ужиматься в какие-то "миниверсии", разработка которых как раз и ведет "куда-то вбок"

А этот "путь вбок" связан с представлением о возможности "лунного туризма" - но снова нестыковочка выходит, если мы хотим "туриста" заставить сидеть в СА без БО, например

Технически реалистично (я не говорю при этом о действительной реальности чего-то подобного) можно говорить о "туризме" только на уровне облета без выхода на орбиту, и здесь - да, можно даже протестировать лунный Союз

Но он, повторяю, должен быть "полноценным" в любом случае, а не "наэкономленным"

ЦитироватьЛунная модификация Союза - это понятно, и "это позитивно" :wink:

Но в эту концепцию не может входить "оптимизация" типа сбрасываемого БО и другой подобной "миниатюризации" путем "экономии" на существенном

Тут согласен. В любом случае, не удастся экономить на безопасности и удобстве. Не 60-е годы... Поэтому разумные запасы должны быть, конечно, и над этим нужно работать.

Однако, если рассматривать этот вариант (т.е. запуск 1 РН Союз и 1 РН класса Протон), доработок может быть относительно немного.

Если Ангару доведут, искомое повышение ПН может и найтись.

Цитироватьу Протона другое распределение ХС по ступеням, поэтому лучше по-другому посчитать. При запуске Бризом-М спутника в 5,6 т суммарная масса связки 28 т, из которых Бриз затрачивает на довыведение примерно 2,8 т. Водородник соответственно потратит порядка 2 т, а с учетом что масса связки КВРБ-Фрегат 29,3 т, то где-то 2,2 тонны и в нем остается 16,8 т топлива.

Верно ли из этого что Бриз+спутник выводится Протоном на НОО
(с довыведением Бризом-М) и масса при этом на опорной орбите составляет 25.2т?
(просто я привык думать что Протон доставляет на НОО 22т)

ЦитироватьА этот "путь вбок" связан с представлением о возможности "лунного туризма" - но снова нестыковочка выходит, если мы хотим "туриста" заставить сидеть в СА без БО, например

Туристов предполагается возить только в облёт Луны, без выхода на ЛЛО - в этом случае БО нет необходимости сбрасывать.
А возить туристов непосредственно на Луну - это слишком большой экстрим, и если и будет, то очень не скоро. Тет требования к туристу будут такими, что и без БО на обратном пути посидит, раз уж лететь захотел - на фоне всего прочего сортир уже особой роли не играет.

Неверно. Бриз работает как виртуальная 4-я ступень и масса на опорной орбите формально составляет примерно 28-2.8-2.0 = 23.5 тонны, при этом Бриз минимум на тонну еще можно было бы уменьшить - для 2.8 тонны топлива против 20 штатных. Просто выигрыш не такой большой чтобы возиться. В данном случае помимо увеличения массы на опорной орбите, мы получаем условно нахаляву постоянную часть РБ (которая не баки). Если бы все топливо Бриза использовалась для довыведения, то ПН могла бы составить порядка 25 тонн - но это надо уже пересчитывать конструкцию третьей ступени и РБ бе там нагрузки далеко за штатные выйдут.

ЦитироватьНеверно. Бриз работает как виртуальная 4-я ступень и масса на опорной орбите формально составляет примерно 28-2.8-2.0 = 23.5 тонны, при этом Бриз минимум на тонну еще можно было бы уменьшить - для 2.8 тонны топлива против 20 штатных.

Вопрос был про массу на орбите, а не ПН, так что все верно. Бриз на тонну уменьшить не удастся, т.к. его придется усиливать под большую ПН.

Цитировать

ЦитироватьНеверно. Бриз работает как виртуальная 4-я ступень и масса на опорной орбите формально составляет примерно 28-2.8-2.0 = 23.5 тонны, при этом Бриз минимум на тонну еще можно было бы уменьшить - для 2.8 тонны топлива против 20 штатных.

Вопрос был про массу на орбите, а не ПН, так что все верно. Бриз на тонну уменьшить не удастся, т.к. его придется усиливать под большую ПН.

я именно про массу на орбите включая Бриз (2370 если мне маразм не изменяет) и остатки топлива в Бризе а не про ПН. Какая при этом
орбита кстати? можно пример?

Цитироватья именно про массу на орбите включая Бриз (2370 если мне маразм не изменяет) и остатки топлива в Бризе а не про ПН. Какая при этом
орбита кстати? можно пример?

Орбита естественно низкая для снижения гравпотерь - порядка 170 км, сухой вес Бриза-М 2600 кг, заправка 19800 кг. А пример - берите любой запуск Протона с Бризом, масса там правда не указывается, но ее легко посчитать - умножаете секундный расход на время работы и вычитаете из стартовой массы. Естественно чем легче спутник, тем больше масса на опорной орбите.

ЦитироватьПри запуске Бризом-М спутника в 5,6 т суммарная масса связки 28 т, из которых Бриз затрачивает на довыведение примерно 2,8 т. Водородник соответственно потратит порядка 2 т, а с учетом что масса связки КВРБ-Фрегат 29,3 т, то где-то 2,2 тонны и в нем остается 16,8 т топлива.

Можно пояснить, откуда эти данные?

ЦитироватьРаньше вроде уже говорилось, что Союз-2 заменит все нынешние семёрки - Союз-У, Союз-ФГ и Молнию. Видимо, Союз-2 в своих модификациях будет различаться.

Только 1а/1б и с/без Фрегата.

Пока вроде собираются ещё Союз 2-3 делать.

ЦитироватьПока вроде собираются ещё Союз 2-3 делать.

Это уже не совсем Союз-2 - там и двиглы другие (весь пакет в итоге) и СУ.

Цитировать

ЦитироватьПока вроде собираются ещё Союз 2-3 делать.

Это уже не совсем Союз-2 - там и двиглы другие (весь пакет в итоге) и СУ.

а какие там двиглы?

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьПока вроде собираются ещё Союз 2-3 делать.

Это уже не совсем Союз-2 - там и двиглы другие (весь пакет в итоге) и СУ.

а какие там двиглы?

На ЦБ НК-33,
на ББ однокамерные ~РД-0155 т КБХА:
http://www.kbkha.ru/rus/22.php?type=3&id=30

Когда все НК33 отстрелят - и центр тоже РД-0155

ЦитироватьКогда все НК33 отстрелят - и центр тоже РД-0155

а если центр тоже то какой у него пустотный импульс?
(на сайте - нету)

Сам не в курсе, знаю что сильно меньше НК33

ЦитироватьСам не в курсе, знаю что сильно меньше НК33

Меньше чем у НК-33-1, но больше на 2 секунды чем у НК-33. А вообще это что-то новое, раньше на центр хотели вместо НК-33-1 РД-191 ставить, а на боковухи - РД-120U.

ЦитироватьМожно пояснить, откуда эти данные?

Точный расчет :)

Цитировать

ЦитироватьСам не в курсе, знаю что сильно меньше НК33

Меньше чем у НК-33-1, но больше на 2 секунды чем у НК-33. А вообще это что-то новое, раньше на центр хотели вместо НК-33-1 РД-191 ставить, а на боковухи - РД-120U.

а что есь 120U что там значит U и чем он отличен от других РД-120 ?

Цитироватьа что есь 120U что там значит U и чем он отличен от других РД-120 ?

Да толи upgrade, толи underground :) , а главное отличие естественно в земном сопле.

А может быть - Ukrainian? :)

Цитировать

ЦитироватьМожно пояснить, откуда эти данные?

Точный расчет :)

А исходные данные для расчёта и применённые формулы?

ЦитироватьА исходные данные для расчёта и применённые формулы?

Исходные данные - в НК, кажется статья называлась "Старт тяжелейшей еврозвезды", да можно любой пуск Протона посмотреть. Первым действием складывает массы всех элементов, потом вычитаем массу топлива, которую находим умножением секундного расхода на время работы Бриза. Как вариант можно по формуле Циолковского посчитать, иногда в НК приводят данные по дельта V при каждом включении или даже с самого старта считать.

Цитировать

Цитироватьа что есь 120U что там значит U и чем он отличен от других РД-120 ?

Да толи upgrade, толи underground :) , а главное отличие естественно в земном сопле.

слову upgrade есть хороший антоним downgrade ;)

Схема полета через LLO неоптимальна для связки Союза+РБ с точки зрения минимальных переделок. Предлагаю кардинальное решение: лететь через L2. То бишь стыковка Союза с посадочным модулем в L2, точнее на гало-орбите вокруг L2. (При желании там же можно поместить ЛОС для фанатов этой бессмысленной станции.) Торможение с перелетной траектории в L2 всего 335м/c включая резервы, столько же отлет обратно к Земле. (http://www.nasaspaceflight.com/docs/NASA-CR-86337.pdf) Т.е. лететь обратно к Земле можно на немодифицированном (с точки зрения XC) Союзе, что может быть проще? Торможение в L2 -- на остатках топлива КВРБ или даже Бриз-М (И его хватает! Плюс нет проблемы с долговременным хранением топлива). Вобщем, на всем готовом. ;) В качестве дополнительных бонусов -- любая точка лунной поверхности доступна c L2 в любой момент времени в отличие от LLO, а болтающийся на гало-орбите Союз не затеняется Луной и может выполнять роль ретранслятора для высадок на обратной стороне Луны. Из минусов -- более длительный перелет, ~5 суток LEO-L2 и ~3 суток L2-поверхность Луны. А также большая потребная XC у посадочного модуля. Но он-то у нас едет отдельно, на высокоимпульсной тяге. Так что минусы по-моему терпимые.

Цитировать

Цитироватьа что есь 120U что там значит U и чем он отличен от других РД-120 ?

Да толи upgrade, толи underground :) , а главное отличие естественно в земном сопле.

ЦитироватьА может быть - Ukrainian? :)

Ну, мож и Ukrainian, но мне кажется, что более вероятно происхождение от слова "Unity" - (Единство) - так назывался проект кислородно-керосиновой РН, разрабатываемой в КБ Макеева в конце 90-х. Там на 1й ступени были три неподвижных РД-120U и небольшой трехкамерный (если не ошибаюсь) рулевик.
РД-120U  oт обычного РД-120 отличается, естественно, земным соплом, от РД-120К - отсутствием карданового подвеса. Кстати, поэтому он ЕМНИП на боковухи не предлагался, а предлагала Энергия ставить РД-120-10Ф, форсированную до ~100тс версию РД-120К.

ЦитироватьПредлагаю кардинальное решение: лететь через L2. То бишь стыковка Союза с посадочным модулем в L2, точнее на гало-орбите вокруг L2...
лететь обратно к Земле можно на немодифицированном (с точки зрения XC) Союзе, что может быть проще?

Что может быть проще неоптимальных решений?

ЦитироватьТорможение в L2 -- на остатках топлива КВРБ

- которые, конечно, не успеют испариться за время 5-суточного перелёта под непрерывными солнечными лучами? хотя это частности.

Цитироватьили даже Бриз-М (И его хватает! Плюс нет проблемы с долговременным хранением топлива). Вобщем, на всем готовом. ;)

Это уже ближе, хотя возникает вопрос - что, действительно хватает? На семитонный ПГ ?  А расчет можно? Я вот сомневаюсь, что для полета к L2 нужна такая же ХС, что и на L1 или LLO. Влияние Луны...

ЦитироватьВ качестве дополнительных бонусов -- любая точка лунной поверхности доступна c L2 в любой момент времени в отличие от LLO,

Так прямо и в ЛЮБОЙ ?  А трое суток на перелет? ;)

Цитироватьа болтающийся на гало-орбите Союз не затеняется Луной и может выполнять роль ретранслятора для высадок на обратной стороне Луны.  

А что, на видимой стороне уже решено не высаживаться? Иначе я не вижу смысла сажать пилотируемый лэндер на обратную сторону Луны. Стоимость подобной экспедиции непомерная, а пользы?
 
Имхо в первые годы формирования лунной базы разведку удаленных районов оптимальнее выполнять автоматами - как с орбиты, так и на поверхности. С этим они вполне справятся, да и опыт есть. А вот в надежности луноройной и прочей ресурсодобывающей техники без человеческого присутствия я не верю. Посему считаю что поначалу можно ограничиться человеческим присутствием только в непосредственной окрестности лунной базы, ну или в зоне достижения луноходов и малых "прыжковых" лэндеров.

ЦитироватьИз минусов -- более длительный перелет, ~5 суток LEO-L2 и ~3 суток L2-поверхность Луны. А также большая потребная XC у посадочного модуля. Но он-то у нас едет отдельно, на высокоимпульсной тяге. Так что минусы по-моему терпимые.

То есть всё должен спасти не существующий пока (и неизвестно во сколько затрат обходящийся) высокоимпульсный буксир...  Плюс усложненный под увеличенную ХС лэндер, доработки СЖО, увеличенные запасы воды, пищи, кислорода...  И всё только чтобы не переделывать ПАО "Союза"? Да его всё равно уже переделывают. Плюс предполагаемый вскоре опыт и наработки по "Парому". Так что увеличение топлива в ПАО не обойдётся в серьёзную сумму. Кроме того такой увеличенный топливный отсек будет неплохо востребован и при полетах к МКС.

И ещё:  если уж всерьёз рассчитывать на инвестиции от богатых коммерческих космонавтов - то устроит ли их такой полёт, когда висишь несколько суток над одним и тем же местом Луны, да ещё и в 60 тысячах км ? Сильно сомневаюсь...

Среди проблем по переделке ПАО для такого использования - манёвры с большими изменениями скорости - есть вопрос по тяге ЖРД.

Малую тягу иметь необходимо - иначе слишком большие погрешности при выдаче импульсов перехода между орбитами.

Большую тягу иметь необходимо - иначе слишком велики потери ХС на неточечных разгонах.

Одновременно малой и большой тяги от ЖРД добиться сложно - технически. А у нас ведь пилотируемый аппарат, надёжность - превыше всего. А дублирование ещё и такого хитрого движка во сколько обойдётся... А поставить много камер - свои проблемы с надёжностью.

Это, правда, всё качественные соображения, но по ощущениям, разница в тяге должна быть примерно 10 раз или больше, что уже много.

Цитировать

ЦитироватьТорможение в L2 -- на остатках топлива КВРБ

- которые, конечно, не успеют испариться за время 5-суточного перелёта под непрерывными солнечными лучами?

Не успеют. Достаточно несложной теплоизоляции. Это здесь уже обсуждалось.

Цитировать

Цитироватьили даже Бриз-М (И его хватает! Плюс нет проблемы с долговременным хранением топлива). Вобщем, на всем готовом. ;)

Это уже ближе, хотя возникает вопрос - что, действительно хватает? На семитонный ПГ ?  А расчет можно?

Испытываете трудности с подстановкой чисел в формулу Циолковского?

ЦитироватьЯ вот сомневаюсь, что для полета к L2 нужна такая же ХС, что и на L1 или LLO. Влияние Луны...

Правильно сомневаетесь. На LLО ХС нужна гораздо больше.

Цитировать

ЦитироватьВ качестве дополнительных бонусов -- любая точка лунной поверхности доступна c L2 в любой момент времени в отличие от LLO,

Так прямо и в ЛЮБОЙ ?  А трое суток на перелет? ;)

Цитироватьа болтающийся на гало-орбите Союз не затеняется Луной и может выполнять роль ретранслятора для высадок на обратной стороне Луны.  

А что, на видимой стороне уже решено не высаживаться? Иначе я не вижу смысла сажать пилотируемый лэндер на обратную сторону Луны. Стоимость подобной экспедиции непомерная, а пользы?

Стоимость такая же. Ну а насчет пользы... Вы еще подумайте как следует, может вообще ну ее, эту Луну вместе с ее обеими сторонами? Какая от нее польза, что от той стороны, что от этой? ;)
 

ЦитироватьТо есть всё должен спасти не существующий пока (и неизвестно во сколько затрат обходящийся) высокоимпульсный буксир...

Вы, простите, с какой Луны свалились? Если предполагается, что есть достаточно большая ракета, чтобы доставить к Луне посадочный корабль без высокоимпульстного буксира, тогда чего обсуждать? Взять разгонный блок побольше и проблема доставки Союза к Луне решена.

ЦитироватьИ всё только чтобы не переделывать ПАО "Союза"? Да его всё равно уже переделывают. Плюс предполагаемый вскоре опыт и наработки по "Парому".Так что увеличение топлива в ПАО не обойдётся в серьёзную сумму.

И это весь конструктив? Ежу понятно, что исходя из неограниченного количества денег можно все что угодно сделать методом камбоджийского ракетостроителя Поту Пому. Тупо сделать ПАО побольше, разгонник побольше, сконструировать ракету побольше и в конечном итоге доставить Cоюз на Луну. Чего думать, трясти надо. :lol: Только насчет потребного количества финансов на тупые прямолинейные решения вы серьезно заблуждаетесь.

to Вадим Семенов:
Первое. Предлагаемое Вами решение раньше я действительно не слышал, и оно имеет право на более детальное рассмотрение хотя бы в силу оригинальности. Извините за немного резковатую критику.
Второе. Но тем не менее я продолжаю считать это решение неоптимальным. На то можно составить несколько более конструктивных (и более емких) соображений...
Третье. Если предлагаете продолжить обсуждение, давайте лучше в другой теме, эта как бы про переделку Ангары  ;)

P.S.  Прошу прощения за оффтоп.

Ну про Ангару она была где-то до третьей страницы. А потом уже сплошь про КК Союз.  :)

ЦитироватьНу про Ангару она была где-то до третьей страницы. А потом уже сплошь про КК Союз.  :)

Всё прочесть не успел, но всё равно такой схеме отдельный топик не помешает.  Или уже есть?

"Ангара" на 40т ПН
http://cyberdesign.ru/mars/STA41922.jpg

И из какой это книжки???

Цитировать"Ангара" на 40т ПН
http://cyberdesign.ru/mars/STA41922.jpg

О! Похоже, самый "вменяемый" вариант РН во всем семействе - всего 2 ступени, а массовая отдача такая же как у 3-ступенчатых А-3/А-5. Вот что значит замена УРМ-ЦБ на новый блок :wink:

ЦитироватьИ из какой это книжки???

Пилотируемая экспедиция на Марс / Под ред. А.С. Коротеева.
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=3968&start=0

Цитировать

Цитировать"Ангара" на 40т ПН
http://cyberdesign.ru/mars/STA41922.jpg

О! Похоже, самый "вменяемый" вариант РН во всем семействе - всего 2 ступени, а массовая отдача такая же как у 3-ступенчатых А-3/А-5. Вот что значит замена УРМ-ЦБ на новый блок :wink:

Зачем УРМ-ЦБ менять на новый блок?
Разве нельзя обычный УРМ использовать, который включается после отработки шести блоков первой ступени (6 УРМ вокруг ЦБ)?

Можно ЕЩЕ лучше - вообще не разделать 7 УРМов. А наверх поставить водородный надкалиберный блок на одном РД-0120. Получится чисто двухступенчатая РН.

Цитировать

Цитировать

Цитировать"Ангара" на 40т ПН
http://cyberdesign.ru/mars/STA41922.jpg

О! Похоже, самый "вменяемый" вариант РН во всем семействе - всего 2 ступени, а массовая отдача такая же как у 3-ступенчатых А-3/А-5. Вот что значит замена УРМ-ЦБ на новый блок :wink:

Зачем УРМ-ЦБ менять на новый блок?
Разве нельзя обычный УРМ использовать, который включается после отработки шести блоков первой ступени (6 УРМ вокруг ЦБ)?

Зачем на А-7 центральный УРМ заменили на новый блок диаметром, по моим прикидкам, 3,6 м - надо спросить у ЦиХ :)

Дапонятно зачем - чтобы больше топлива осталось на момент сброса боковых УРМ.

ЦитироватьЗачем на А-7 центральный УРМ заменили на новый блок диаметром, по моим прикидкам, 3,6 м - надо спросить у ЦиХ :)

Это надо у меня спрашивать ;-) Приоритет - мой ;-) Весь форум в свидетелях, бу-хо-хо!

(http://serbu.pisem.net/Angara/Angara7.jpg)

Впрочем, выше уже сказали

ЦитироватьДапонятно зачем - чтобы больше топлива осталось на момент сброса боковых УРМ.

Разумеется :wink:  Кроме того, как следствие такого решения, ЖРД ЦБ можно дросселировать в меньшей степени, что сокращает потери от снижения УИ. Ну, есть еще и ряд компоновочных преимуществ (например, возможность передачи продольных усилий в верхнем поясе по оси ББ), потенциально способных обеспечить снижение массы конструкции.

Цитировать

ЦитироватьДапонятно зачем - чтобы больше топлива осталось на момент сброса боковых УРМ.

Разумеется :wink:  Кроме того, как следствие такого решения, ЖРД ЦБ можно дросселировать в меньшей степени, что сокращает потери от снижения УИ. Ну, есть еще и ряд компоновочных преимуществ (например, возможность передачи продольных усилий в верхнем поясе по оси ББ), потенциально способных обеспечить снижение массы конструкции.

2 ДмитрийВ

А) Вы в НК предложили такую РН на базе Протон:
1-я ступень от Протона
2-я ступень на Водороде. Нельзя ли о ней (далее для краткости 22ДмВ J) поподробнее?
Ее масса, диаметр, РД и т.д.

Б) как вы относитесь с высказанной недавно, если не ошибаюсь – ncube, идее:
1-я ступень – 5 УРМов Ангары, как у Ангары-5, но они работают как единый блок и отбрасываются все разом, не разъединяясь
2-я ступень – большая на водороде, опирающаяся на все 5 УРМов.
Если положительно, то может ли ваш 22ДмВ быть этой ступенью? В смысле, достаточно оптимальной?

Насколько УКВМ подойдет к А) и Б) в качестве РБ? Наверное, подойдет, но насколько оптимально?
 
Какую ПН сможет Протон (1-я ст.) + 22ДмВ + УКВМ отправить к Луне из Байконура?
Если 22ДмВ выводит УКВМ+КА на суборбитальную траекторию, а сам примерно через полвитка после старта падает в океан?

Какую ПН сможет 5УРМов ангары как единое целое (1-я ст.) + 22ДмВ + УКВМ отправить к Луне из Плесецка?
Если 22ДмВ выводит УКВМ+КА на суборбитальную траекторию, а сам примерно через полвитка после старта падает в океан?

Почемуто у меня словосочетание "Ангара - 40-тонник" вызывает ассоциацию "Ангара - 40 дней покойнику". :)

2 Олигарх.
1)По поводу Протона с водородной 2-й ступенью. Время от времени, эта тема поднимается на форуме. Попробую еще разок. Первый раз такой вариант я считал в 1990г. Суть проекта – замена 2 и 3 ступеней 8к82к на одну водородную с РД-0120 (11Д122). Расчеты, подтвержденные и позже, показывают, что такая РН при Мст = 675т выводит на низкую орбиту ПН=34 т. Правда, если 2-ю ступень делать моноблочной, то, для сохранения приемлемых габаритов по длине, ее диаметр должен быть не менее 5,5м. Что требует, например, авиационной транспортировки. Такой вариант годился для 1990г., поскольку диаметр 5,5 м планировался для КРБ «Смерч» РН «Энергия» (вариант 14А10/14К25). Однако, экономические реалии наших дней делают такой вариант малореализуемым. В таком случае, 2-ю ступень лучше скомпоновать по типу первой же ступени «Протона»: бак ЖВ (диаметром 4,1м) в центре, а вокруг него баки ЖК и, при необходимости, еще парочка навесных баков ЖВ. Такую компоновку я подробно не рассматривал, да в этом и нет особого смысла – в принципе и так все понятно.
2)Что касается варианта пятиблочной схемы Ангары: связка 5 УРМ + водородная ступень с 11Д122, то этот вариант уже обсуждался в октябре (правда, тему не помню), но суть примерно такая (цитирую, с небольшими правками, свой пост для Yegor):
«а) вариант без ограничения заправки УРМ. ПН=43,8 т, при Мст=905 т, заправка УРМ = 129,8т. Тяговооруженности ступеней примерно 1,083 и 0,95 (для 1-й и 2-й ступеней соответственно).
б) вариант с ограничением заправки УРМ-1 (130т). Оптимальный вариант практически совпадает с вариантом а): при Мст=900т, ПН=43,8т.
Разумеется, все вышеизложенные соображения по тяговооруженности 1-й ступени сохраняются в силе (т.е. тяговооруженность чрезмерно мала и лучше выбрать Мст в районе 850т, в этом случае Мпн составит, примерно, 40-42т).
Попутно по поводу реализации компоновочной схемы РН:
1) 2-я ступень должна опираться не на все 5 блоков (это может вызвать дополнительные нагрузки на 1-ю ступень из-за температурных и механических деформаций), а на конический переходник (переход с диаметра 2,9 на диаметр 4,1м), расположенный между центральным УРМ и 2-й ступенью. В этот же переходник могут «упираться» боковые УРМы. Учитывая, что разделения УРМ не требуется (все 5 УРМов отделяются единой связкой), система креплений УРМ может быть существенно упрощена.
2) Кроме того, для повышения надежности и полной выработки топлива из всех УРМ (например, в случае отказа одного из двигателей 1-й ступени) может оказаться целесообразной "закольцовка" топливных систем УРМов. Введение соответствующих гидравлических связей не приведет к существенному увеличению массы конструкции и падению надежности (в полете нет необходимости эти связи разрывать).».
Что касается оценок оптимальности ступени с 22ДмВ, то она, в принципе, почти подходит к варианту 2. Оценки ПН, отправляемой к Луне, надо считать - навскидку говорить не хочу.

С уважением, Дмитрий В.

2 Олигарх, продолжение.
Что касается использования УКВМ (заправка 41,3т, ЕМНИП, и 4*КВД-1М3 суммарной тягой 42тс), то возможны 2 варианта:
1)масса КГЧ рассматриваемой РН (скажем 40 т) остается неизменной (что позволяет сохранить неизменными зоны падения ступеней). В этом случае необходимо сократить заправку УКВМ, либо сделать на базе УКВМ новый КВРБ (в данном случае, учитывая, что КВРБ работает на орбитальных участках траектории, можно уменьшить число ЖРД до 1-го, что несильно повысит гравитационные потери. Но удешевит пуск и уменьшит массу конструкции).
2)УКВМ используется «1 к 1» - тогда он используется частично как маршевая ступень, а частично как КВРБ.
В обеих случаях массы ПН будут близки. Более точные расчеты проведу, если позволит время.
С уважением, Дмитрий В.

(http://img213.imageshack.us/img213/9918/fjrumpureje9.png)

Носитель А7 - как варианты Ангары 7. Признаки:
1. Перелив компонентов между блоками.
2. Боковые блоки - однобаковые.
3. Диаметры баков ЦБ: слева - 4,1 м, справа - 3,6 м.
4. Трёхступенчатый носитель.
5. Верхняя ступень отсутствует.
6. Выдвижной сопловой насадок на ЦБ.
7. Водорода нет, один керосин.

Стартовая масса - 1080 т.
Грузоподъёмность (НКО 200 км, i=63) - до 40 т.
Диаметр обтекателя - 5,5 м.

(http://img205.imageshack.us/img205/9208/zih003dh7.png)

Схема ПГС А7. Думаю, в пояснениях не нуждается.

Цитировать2 Олигарх, продолжение.
Что касается использования УКВМ (заправка 41,3т, ЕМНИП, и 4*КВД-1М3 суммарной тягой 42тс), то возможны 2 варианта:
1)масса КГЧ рассматриваемой РН (скажем 40 т) остается неизменной (что позволяет сохранить неизменными зоны падения ступеней). В этом случае необходимо сократить заправку УКВМ, либо сделать на базе УКВМ новый КВРБ (в данном случае, учитывая, что КВРБ работает на орбитальных участках траектории, можно уменьшить число ЖРД до 1-го, что несильно повысит гравитационные потери. Но удешевит пуск и уменьшит массу конструкции).
2)УКВМ используется «1 к 1» - тогда он используется частично как маршевая ступень, а частично как КВРБ.
В обеих случаях массы ПН будут близки. Более точные расчеты проведу, если позволит время.
С уважением, Дмитрий В.

Я то задавал 2.
Вот еще: Что если к 1-й ступени Протона прицепить 3 1-х ступени Тополя (этот вариант рассматривался в НК в 2004 году, если не ошибаюсь). Такая 1-я ст Протона "не догонит блок из 5 УРМов Ангары?

Цитировать

Цитировать2 Олигарх, продолжение.
Что касается использования УКВМ (заправка 41,3т, ЕМНИП, и 4*КВД-1М3 суммарной тягой 42тс), то возможны 2 варианта:
1)масса КГЧ рассматриваемой РН (скажем 40 т) остается неизменной (что позволяет сохранить неизменными зоны падения ступеней). В этом случае необходимо сократить заправку УКВМ, либо сделать на базе УКВМ новый КВРБ (в данном случае, учитывая, что КВРБ работает на орбитальных участках траектории, можно уменьшить число ЖРД до 1-го, что несильно повысит гравитационные потери. Но удешевит пуск и уменьшит массу конструкции).
2)УКВМ используется «1 к 1» - тогда он используется частично как маршевая ступень, а частично как КВРБ.
В обеих случаях массы ПН будут близки. Более точные расчеты проведу, если позволит время.
С уважением, Дмитрий В.

Я то задавал 2.
Вот еще: Что если к 1-й ступени Протона прицепить 3 1-х ступени Тополя (этот вариант рассматривался в НК в 2004 году, если не ошибаюсь). Такая 1-я ст Протона "не догонит блок из 5 УРМов Ангары?

Я тут выше спрашивал о возможности применения УКВМ
 в качестве 3-й ступени на водородном Протоне с 22ДмВ, но упустил
объяснить зачем.

Такая ситуация имеет смысл, если УКВМ и есть ПН этого Протона.
К выведенному на орбиту УКВМ стыкуется КА, автоматический или пилотируемый,
и УКВМ отправляет его к Луне. Какова масса этого КА?

Если же Протон выводит КА сам, то такое применение УКВМ не имеет особого смысла,
оптимальным будет КВРБ или некоторая его модификация. Что, если я правильно
понимаю, ДмитрийВ и объяснил.

Мне кажется, что Протон с 22ДмВ можно модернизировать дальше, переводя
1-я ступень на кислород и водород с 6 РД-191, в том духе, что ДмитрийВ и предлагает
во втором своем предложении НК.
Я бы назвал такую версию Протона Ангарой-6 ... :)

И для запусков на ГПО/ГСО, ССО сделать еще одну 2-у ступень Протона на керосине и кслороде,
в результате реализуются оба предложения ДмитрийВ в НК :).

Кстати, в Ангаре-100 предлагалась 3-я ступень на водороде. Мне кажется, что 22ДмВ может
этой ступенью быть, естественно, с некоторой модификацией.

Здесь где-то приводилась цитата с сайта молодых хруников, что ЦиХ сначала испытает
KSLV и УРМ Ангары, и только потом КВРБ, то есть после 2011 года.

Не очень понятна логика ЦиХ, его приоритеты, ведь уже несколько лет с Протон М/Бриз М
он просто физически не может бороться за некоторые запуски ...
Ведь еще 3-4 года они (Медведев) говорили о летных испытаниях КВРБ в 2006-2007 году.

Почему такая задержка?
Исходя из положения, которое наблюдается во всех отраслях российской экономики,
и особенно выпукло и наглядно проявляется в российском футболе, предполагаю,
что причина - отсутствие квалифицированных кадров, мастеров ... :(:(:(

Похоже, что Россия, как страна мастеров, заканчивается ... :(:(

ЦитироватьПочему такая задержка?
Исходя из положения, которое наблюдается во всех отраслях российской экономики,
и особенно выпукло и наглядно проявляется в российском футболе, предполагаю,
что причина - отсутствие квалифицированных кадров, мастеров ... :(:(:(

Похоже, что Россия, как страна мастеров, заканчивается ... :(:(

Нет, хуже - отсутствие квалифицированных руководителей. Потому как за такую зарплату они работать не будут...
это мастер кроме своего узкогго профиля ничего не умеет, а руководителю всё равно что организовывать...

Вопрос. А как насчет такой схемы - 6 УРМ А-5 вокруг одного бака диаметром те же 2.9 метра - но для компонент водород-кислород. 6 РД-191 работают с земли, 1 11Д57 - включается перед разделением, обтекатель сбрасывается сразу после разделения ступеней. Т.е. нормальный двухступенчатый вариант, 1 ступень от 3 до 6 УРМ, вторая - 40-45 тонная водородная ступень с двигателем на 50 тонн тяги. И компонуется хорошо ;-) Какая будет ПН?

ЦитироватьДапонятно зачем - чтобы больше топлива осталось на момент сброса боковых УРМ.

Только в таком разе ракета становится несовместимой с прочими "Ангарами" по стартовому комплексу, да и одним остандартным УРМом не обойтись, придется строить ЦБ. Но если уж делать новый ЦБ и новый СК, не проще ли собирать новую ракету непосредственно из этих толстых блоков, а не навешивать на толстый гроздь мелких?

Скажем, новый УРМ диаметром 4.1 той же длины и РД-180 по сути удваивает ракету. (При условии такого же масштабирования верхней ступени) Связка из трех толстых УРМов даст грубо 30т., из пяти -- 50т.

При необходимости можно еще раз удвоить, увеличив длину УРМа в два раза и поставив РД-170 (кстати, используя тот же СК). Соответственно получаем 60 и 100 тонн ПН. Впрочем, может оказаться, что 3 РД-170 дешевле чем 5 РД-180 при большей выводимой массе и нужда промежуточном семействе на РД-180 вовсе отпадает.

Итого: вместо Ангары-7 с толстым ЦБ надо делать сразу Ангару-100 с подвариантом из трех блоков на 60 тонн ПН (в качестве 40-тонки :) ) Сдается мне, что в разработке УРМ с РД-170 ничуть не дороже, чем этот толстый ЦБ, а в производстве ракета на его основе и подавно ввиду сокращения урмов и двигателей с 7 до 3-х. При большей в полтора раза ПН. Будет хороший носитель для серьезных лунно-марсианских программ. Кстати, один УРМ-170 с верхней ступенью даст порядка 20 т. Попутно получили рабочую лошадку для геостационарных запусков.

Не даст. Один УРМ-170 с верхней ступенью называется Зенит. 17-18 тонн даст, 20 - нет.

Ну не вполне Зенит. У Зенита первая ступень недоразмерена для такого двигателя. Если сделать нормальную, будет поболее, чем у Зенита. А 18 тонн в первом приближении и есть 20 ;). Гораздо лучше, чем зенитовские 13. Если уж Зенит можно для ГСО использовать, то такую ракету и подавно. Причем, возможно, с Зенитовского стартового стола, если сделать интерфейсы УРМа совместимыми с зенитовскими.

ЦитироватьНе даст. Один УРМ-170 с верхней ступенью называется Зенит. 17-18 тонн даст, 20 - нет.

Зенит неоптимален.
"толстый" Атлас с двумя РД-180 должен выводить даже чуть больше 20 тонн.

Ага, с водородом. Смешно ;-) С водородом и Зенит 25 тонн выведет.

Так что скажем по поводу А-2-3-4-6 с ЦБ на водороде? По моему, получается интересная машинка. А-4В может вывести больше А-5, при этом на нее естественным образом 'просится' КВРБ... и главное - габарит точно такой же как у А-5, вплоть до посадочных размеров. Причем можно использовать тот же финт ушами что на А-5 - дроселлировать 2 двигателя из 4 и сбросить сначала 2 УРМ, потом включить водородник и сбросить остальные два.

ЦитироватьТак что скажем по поводу А-2-3-4-6 с ЦБ на водороде? По моему, получается интересная машинка. А-4В может вывести больше А-5, при этом на нее естественным образом 'просится' КВРБ... и главное - габарит точно такой же как у А-5

Это уже лучше. Вот только насколько больше? К искомым 40т. приближается? Или на чуть-чуть? Тогда вряд ли имеет смысл новый УРМ городить.

ЦитироватьНу не вполне Зенит. У Зенита первая ступень недоразмерена для такого двигателя. Если сделать нормальную, будет поболее, чем у Зенита. А 18 тонн в первом приближении и есть 20 ;). Гораздо лучше, чем зенитовские 13. Если уж Зенит можно для ГСО использовать, то такую ракету и подавно. Причем, возможно, с Зенитовского стартового стола, если сделать интерфейсы УРМа совместимыми с зенитовскими.

Кстати, при совместимости с Зенитом по интерфейсам такой ракетой можно и на си лонче зенит упразднить. ;)

Ну, можно конечно А-5 УКВМ сделать, у той ПН еще выше будет. Но зато и габарит побольше, а А-4В по габариту такая же как А-5, и это с КВРБ и ПН. Плюс еще стоимость А4В ниже чем у А5 УКВМ - на 20% примерно, поскольку нету УРМ ЦБ, а вместо него стоит вторая ступень - с одним двигателем.  А, и полей падения нету для второй ступени. У А5-Байкал они есть, а у А-4В - байкал - ВООБЩЕ ничего не падает ;-). 1 ступень крылатая, а 2 выходит на орбиту и сгорает при обратном входе.

Вопрос на самом деле в том, можно ли сделать адекватный ЦБ - т.е. очень легкий, и в то же время воспринимающий нагрузку от 4-6 УРМ. Поперечную по крайней мере. Если можно в 5 тонн уложиться при заправке в 40 тонн - то идея будет работать.

Так все-таки, какова ПН у Ангары с водородным центром в габаритах стандарного урма? Я не докапываюсь, мне действительно интересно, а считать лень. :)

ЦитироватьТак все-таки, какова ПН у Ангары с водородным центром в габаритах стандарного урма? Я не докапываюсь, мне действительно интересно, а считать лень. :)

Никакая.
Водородный ЦБ "в габаритах стандарного урма" при запуске его двигателя со старта закончится раньше боковых УРМов - плотность водорода крайне мала и в "в габаритах стандарного урма" его поместится очень мало.
А если со старта двигатель ЦБ не запускать, то для отрыва от СК банально не хватит тяги боковых блоков.

Водородный ЦБ должен быть намного больше УРМа. Расчеты и картинки тут были.

Цитировать

ЦитироватьТак все-таки, какова ПН у Ангары с водородным центром в габаритах стандарного урма? Я не докапываюсь, мне действительно интересно, а считать лень. :)

Никакая.
Водородный ЦБ "в габаритах стандарного урма" при запуске его двигателя со старта закончится раньше боковых УРМов - плотность водорода крайне мала и в "в габаритах стандарного урма" его поместится очень мало.
А если со старта двигатель ЦБ не запускать, то для отрыва от СК банально не хватит тяги боковых блоков.

Водородный ЦБ должен быть намного больше УРМа. Расчеты и картинки тут были.

hcube предложил на ЦБ использоват 11Д57М. Учитывая, что плотность топлива ЖК-ЖВ примерно в 3 раза меньше чем у РГ-1-ЖК, то в ЦБ габаритов УРМа влезет около 45 тонн ЖК-ЖВ, что достаточно для работы одного 11Д57М на 450-460 секунд. Какова будет грузоподъемность? Ну, считать лень, но навскидку примерно 24-26т, примерно как у моего "Русского Атласа" - варианта из "Водородной Ангары" :lol:

Мда, почти то же что и у чистой керосинки А-5... Затея с водородом нерентабельна. :(

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьТак все-таки, какова ПН у Ангары с водородным центром в габаритах стандарного урма? Я не докапываюсь, мне действительно интересно, а считать лень. :)

Никакая.
Водородный ЦБ "в габаритах стандарного урма" при запуске его двигателя со старта закончится раньше боковых УРМов - плотность водорода крайне мала и в "в габаритах стандарного урма" его поместится очень мало.
А если со старта двигатель ЦБ не запускать, то для отрыва от СК банально не хватит тяги боковых блоков.

Водородный ЦБ должен быть намного больше УРМа. Расчеты и картинки тут были.

hcube предложил на ЦБ использоват 11Д57М. Учитывая, что плотность топлива ЖК-ЖВ примерно в 3 раза меньше чем у РГ-1-ЖК, то в ЦБ габаритов УРМа влезет около 45 тонн ЖК-ЖВ, что достаточно для работы одного 11Д57М на 450-460 секунд. Какова будет грузоподъемность? Ну, считать лень, но навскидку примерно 24-26т, примерно как у моего "Русского Атласа" - варианта из "Водородной Ангары" :lol:

Тяга 11Д57М В ПУСТОТЕ - 42 т. У земли - меньше 40.
Стартовая масса А-5 нынешнем варианте 765 т. Вычитаем разницу между обычным УРМом и водоротным (140-55=85), получаем 680 т.
Тяга РД-191 у земли 196 т х4  + 40 т 11Д57М, итого 824 т.
Выхотит, что тяговооружнность такой ракеты будет чуть больше 1,2.

Не взлетит. НННШ :)

О чем я и говорил.

А я про 11Д57 и не говорил - только двигатели УРМ. Остальное - чистая вторая ступень. Причем на самом деле я бы Байкалы использовал.  Которые 130 тонн весят и 195 тонн тяги дают.

По поводу не взлетит - 55 тонн вторая ступень, 25 тонн ПН, так? Т.е.  на 1 УРМ приходится порядка 20 тонн второй ступени и ПН. На А1.2 на 1 УРМ приходится 25 тонн второй ступени и еще 4 тонны ПН.

Вот А-2В без поддержки водородника со старта не уйдет, да. А А4В и А6В - запросто ;-).

А вот интересно, если на ЦБ трехкомпонентник использовать с РД-704, разумеется, тоже в габаритах стандартного урма. Могет оно лучше получится. И топлива больше и стартовая тяговооруженность выше и дросселировать ЦБ проще.

ЦитироватьА вот интересно, если на ЦБ трехкомпонентник использовать с РД-704, разумеется, тоже в габаритах стандартного урма. Могет оно лучше получится. И топлива больше и стартовая тяговооруженность выше и дросселировать ЦБ проще.

Ничего хорошего не получится, на старте объёмный расход больше, на втором режиме - тоже больше.
ИМХО1 - такие трёхкомпонентники на пакетной схеме не нужны.
ИМХО2 - в габаритах  УРМ ничего изящного  без перелива не получится.