Форум Новости Космонавтики

Начало обсуждения этой идеи - тут: http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=874983#874983

ЦитироватьМежду прочим, проектанты считают, что на Марс корабль должен стартовать не с околоземной, а желательно с окололунной орбиты. Экономически более выгодно.

В разговоре касались и варианта старта с L2.

ЦитироватьТащить с Земли топливо в L2 - это экономически выгодно???

Дело не в экономической выгодности конкретно доставки топлива, а в общей экономике экспедиции, включающей также и разработку марсианского межпланетного корабля (пусть будет ММК).

Предполагаем, что ММК оснащён высокоэффективными ЭРД (СПД, ионники, VASIMR - не суть важно). В силу самого принципа работы разгон будет делаться на малой тяге, тогда не придётся таскать с собой мощную и массивную энергоустановку (и топливо для её разгона тоже). Стало быть, при старте с околоземной орбиты ~800 км полёт начнётся медленной раскруткой по спирали - которая будет происходить в основном внутри радиационных поясов.
При этом дополнительное облучение получат и экипаж, и конструкция самого ММК.

Логично предположить, что удобнее всего подсаживать на ММК основной экипаж уже на дальних орбитах, чтобы минимизировать как время в радиационных поясах, так и общее время в космосе. В идеальном случае - на самых последних витках в поле тяготения Земли, но тогда придётся обеспечивать кораблю очень большой прирост скорости, и разработка самого такого "такси" получается дорогостоящей и нецелесообразной.

Совсем другое дело, если в околоземном космосе уже есть какая-либо более-менее стабильная точка/орбита, к которой летают для других задач - это может быть и ОЛО, и Л2, которая тоже "по дороге".

В таком случае ММК после перелёта туда с НОО свой старт непосредственно к Марсу выполнит именно оттуда, с ОЛО или L2, уже после перехода в него основного экипажа.

При этом благодаря операции "подсадки" экипажа, появляются и интересные дополнительные возможности, связанные с этим рейсом:
1) проведение "ходовых испытаний" ММК на пути от НОО к точке посадки экипажа.
2) возможность присутствия во время этих испытаний в экипаже специалистов по ДУ ММК и его системам. Потом эти люди возвратятся на Землю на "такси", доставившем основной экипаж.
3) возможность доставки на ММК в рейсе "такси" дополнительных элементов (ЗИП), которые необходимо (или просто целесообразно) заменить для фазы основного межпланетного полета - по результатам ходовых испытаний.

Ну а главное (пункт номер 0) - что таким же рейсом можно доставить к ММК и дополнительное топливо, чтобы восполнить расход на участке полёта от НОО к орбите старта к Марсу.
Именно факт дозаправки - при оптимизации его параметров в зависимости от возможностей используемых транспортных средств - позволит существенно сократить общую массу ММК и, соответствено, размеры, массу и мощность его основной ДУ.  8)
В идеальном случае ММК при старте с НОО имеет запас топлива только для достижения орбиты промежуточного старта, а там просто заменяется весь блок баков.
Более того - там даже можно провести некоторую досборку его до межпланетной конфигурации, в частности подстыковать МПК, который можно будет доставить отдельно.

А как корабль доберется до ОЛО или Л2?

В этом ключе создание ЛОС является самым логичным шагом  :roll: . Далее либо Международная Лунная База, либо Международная Экспедиция на Марс.

Чем меньше начальные размеры ММК, тем он будет дешевле - хотя, конечно, и нелинейно, тут нужно учитывать много факторов. Именно за счёт этого, на мой взгляд, возможна основная часть экономической целесообразности такого варианта.

Кроме вышеупомянутого, за счёт запаса по тяге произойдёт и сокращение участка полёта в радиационных поясах.

Доставку к точке промежуточного старта как дополнительного топлива, так и элементов досборки, можно выполнять либо "ядерным буксиром Коротеева", либо тем же транспортным модулем, который используется в рейсе "такси" с основным экипажем. :)
Эти средства скорее всего уже будут разработаны, в частности для программы освоения Луны, о которой как раз в эти дни упоминали несколько СМИ.

Цитироватьстарт марсианского корабля

не... финиш марсианского корабля с повторным использованием в последующем

ЦитироватьА как корабль доберется до ОЛО или Л2?

Своим ходом, естественно. Те самые "ходовые ипытания", указанные во втором сообщении.
Если это не заметно из текста, я сейчас подправлю.

Цитировать

ЦитироватьА как корабль доберется до ОЛО или Л2?

Своим ходом, естественно. Те самые "ходовые ипытания", указанные во втором сообщении.
Если это не заметно из текста, я сейчас подправлю.

Да, вобщем-то видно. Я слегка ступил.

Т.е. идея долететь повыше на минимальном запасе топлива, зато относительно быстро, поскольку с меньшей стартовой/конечно массой? А экипаж и топливо на собственно перелет довезти потом буксирами?

Ну ничего, разумно.

ЦитироватьНу ничего, разумно.

Подумайте еще раз.

ЦитироватьДело не в экономической выгодности конкретно доставки топлива, а в общей экономике экспедиции, включающей также и разработку марсианского межпланетного корабля (пусть будет ММК).

А вот тут смотрите, какая штука получается...

Итак есть 2 варианта:
1) Стартовать целиком с некоей невысокой с околоземной сборочной орбиты (когда там экипаж подсядет - не важно)
2) Поднимать МЭК своим ходом до какой-то высокой орбиты, а потом заправить его там для перелета

В первом случае имеем:
- МЭК 1 шт., рассчитанный на перелет до Марса и обратно
- топливо на весь перелет, примем его за 1 (единицу)
- время экспедиции с учетом раскрутки до орбиты Луны - 2,5 года

Во втором:
- МЭК 1 шт., рассчитанный на перелет до Марса и обратно
- 2 "комплекта" топлива на перегон МЭКа до Луны и на остальной полет, порядка 0,8
- время экспедиции с начала перегона готового МЭКа к Луне - порядка 2,2 лет
- несколько ЭРД-буксиров для доставки сотен тонн топлива к Луне
- топливо для буксиров, с учетом их возвращения на ЛЛО

Итого имеем одинаковый МЭК, сокращение сроков экспедиции, некоторый геморрой со стыковкой полных баков на очень высокой орбите (радиация), неочевидный результат по рабочему телу для всех участвующих ЭРД-двигателей, но главное - во втором случае необходим флот ЭРД-буксиров!

Вот и вопрос - какой вариант экономически выгоднее? ;)

Цитировать

ЦитироватьНу ничего, разумно.

Подумайте еще раз.

Подумал :)

Луна способна добавить 1 км/c.
Пендоряя вместо этого на ЛОС -- мы теряем и его, и две разницы между Лунной первой и второй космической.
Терять почти три километра в секунду? Бред. 8)

Ничего она не способна добавить. Разгонный гравманевр "через Луну" - копеечный.

По подсадке экипажа в МЭК на высокой орбите вопросов нет, но это не ради экономической выгоды, а для быстрого прохождения "живого материала" через радиационные пояса и сокращения общего времени полета для людей. А вот тащить туда топливо, используя какие-то там буксиры... Чем это выгоднее того, что это же топливо доедет туда в баках самого МЭК?

Другое дело - тот вариант, о котором сказал саша: когда МЭК вернется из очередного рейса, оставить его на высокой орбите и дозаправить там. Но опять же нужно считать, может выгоднее его спустить на НОО для заправки. Особенно если нужно будет провести какое-то межполетное обслуживание, требующее N человеко-дней.

И, наконец, высокая орбита - это никак не окололунная. Это просто круговая высокая орбита.

Цитировать. Но опять же нужно считать, может выгоднее его спустить на НОО для заправки. Особенно если нужно будет провести какое-то межполетное обслуживание, требующее N человеко-дней.

И, наконец, высокая орбита - это никак не окололунная. Это просто круговая высокая орбита.

Без прохода радиационных поясов можно подсадить "ремонтный экипаж" сразу.

ЦитироватьСовсем другое дело, если в околоземном космосе уже есть какая-либо более-менее стабильная точка/орбита, к которой летают для других задач - это может быть и ОЛО, и Л2, которая тоже "по дороге".

В таком случае ММК после перелёта туда с НОО свой старт непосредственно к Марсу выполнит именно оттуда, с ОЛО или L2, уже после перехода в него основного экипажа.

При этом благодаря операции "подсадки" экипажа, появляются и интересные дополнительные возможности, связанные с этим рейсом:
1) проведение "ходовых испытаний" ММК на пути от НОО к точке посадки экипажа.
2) возможность присутствия во время этих испытаний в экипаже специалистов по ДУ ММК и его системам. Потом эти люди возвратятся на Землю на "такси", доставившем основной экипаж.
3) возможность доставки на ММК в рейсе "такси" дополнительных элементов (ЗИП), которые необходимо (или просто целесообразно) заменить для фазы основного межпланетного полета - по результатам ходовых испытаний.

Ну а главное (пункт номер 0) - что таким же рейсом можно доставить к ММК и дополнительное топливо, чтобы восполнить расход на участке полёта от НОО к орбите старта к Марсу.
Именно факт дозаправки - при оптимизации его параметров в зависимости от возможностей используемых транспортных средств - позволит существенно сократить общую массу ММК и, соответствено, размеры, массу и мощность его основной ДУ.  8)
В идеальном случае ММК при старте с НОО имеет запас топлива только для достижения орбиты промежуточного старта, а там просто заменяется весь блок баков.
Более того - там даже можно провести некоторую досборку его до межпланетной конфигурации, в частности подстыковать МПК, который можно будет доставить отдельно.

Дикая идея. При сборке МЭК на ОИСЗ ввести в его состав незаправленный разгонник на ЖРД. Сухая масса такого незаправленного разгонника может быть относительно невелика в сравнении с массой МЭК. После доставки МЭК в  "более-менее стабильную точку/орбиту, к которой летают для других задач" (например ОЛО) вместе с остальными вышеописанными процедурами заправить разгонник ЖК/ЖВ произведенными на Луне и использовать его как дополнительную разгонную ступень при отлете к Марсу... :roll:

ЦитироватьНичего она не способна добавить. Разгонный гравманевр "через Луну" - копеечный.

А через Землю с Луны?

Хоть куда.

Цитировать

ЦитироватьНичего она не способна добавить. Разгонный гравманевр "через Луну" - копеечный.

А через Землю с Луны?

По-моему вообще 0.

Почему? Перигей ниже 200 км не опускать (чтоб в атмосферу не свалиться), и получим в нём 11 км/с (если ничего не путаю).

ЦитироватьПочему? Перигей ниже 200 км не опускать , и получим в нём 11 км/с (если ничего не путаю).

а Старый скажет - вот они какие, сторонники ПК. :cry:

Мой поинт в том, что стартовать на ЭРД с людьми както долго.
А так неспеша, но с высоким УИ подымаем корабль и топливо как можно выше. Потом садим людей и с помощью ЖРД быстро "тормозим" к Земле, отбираем ее импульс (сколько - я не знаю как считать) и улетаем к Марсу. Далее уже  ЭРД.

Но я правильно сказал или неправильно? :roll:  Вот предположим, что на Луне уже есть промышленная инфраструктура, достаточная для сборки 90-95% массы блоков марсианского корабля и запуска их на ОЛО. Первая космическая для Луны 1,68 км/с, и у неё нет атмосферы. В результате масса выводимой на ОЛО ПН будет не 3-5% от стартовой (как на Земле) а 50%. Далее собираем их этих блоков 500-тонный МЭК, подразгоняем его всего лишь на 0,7 км/с (до лунной параболической скорости); он устремляется к Земле, проходит перигей на 200 км, разогнавшись до 11 км/с, даём ещё один небольшой доразгонный импульс, и всё - пшёл к Марсу! Можно открывать регулярные рейсы и начинать строить марсианскую базу.  :)

Не так? :roll:

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНу ничего, разумно.

Подумайте еще раз.

Подумал :)

Бросьте, Bell  ;) я Вас достаточно давно уже знаю, общались тут не раз.

Всё Вы прекрасно поняли, если прочли все 3 поста.
Я же вижу, что Вы решили "включить тролля" - в Вашей аргументации подтасовки видны, а положительных сторон Вы "не замечаете" :(  (уточняю - это имхо).
А на тролльство мне время тратить не хочется, извините.
Тот кто захочет увидеть - увидит.

ЦитироватьПо подсадке экипажа в МЭК на высокой орбите вопросов нет, но это не ради экономической выгоды, а для быстрого прохождения "живого материала" через радиационные пояса и сокращения общего времени полета для людей. А вот тащить туда топливо, используя какие-то там буксиры... Чем это выгоднее того, что это же топливо доедет туда в баках самого МЭК?

Ответ на этот логичный и ожидаемый вопрос в первых постах уже есть.
Вы не заметили? ;)

ЦитироватьИ, наконец, высокая орбита - это никак не окололунная. Это просто круговая высокая орбита.

Можно и "просто орбиту", в конце концов. Но точку L2 МЭКу всё равно придётся проходить "по дороге". Если при этом ещё делать разгон в сторону Луны, то можно получить некоторый прирост скорости от гравиманёвра. ;)

ЦитироватьЛуна способна добавить 1 км/c.
Пендоряя вместо этого на ЛОС -- мы теряем и его, и две разницы между Лунной первой и второй космической.
Терять почти три километра в секунду? Бред. 8)

Если использовать ОЛО - некоторые потери, конечно, будут, но ни к чему тащить весь МЭК к ЛОС, тем более что её целесообразность разделяют не все, да и особой помощи для МЭК я от неё пока не вижу.
Орбита старта для МЭК (ОЛО) может быть и эллиптической, с недобором до параболы всего ~100-150 м/с. Соответственно потери составят не более удвоенной этой величины, и с учетом раздельной доставки и прочих вышеописанных преимуществ они компенсируются.
Но ОЛО - это просто как вариант. Можно и с Л2 (см. выше  :roll: ).

Насчёт прироста от Луны - явно преувеличиваете.
Да и вообще не совсем понятно, какими могут быть эти величины от гравиманёвров - с учётом постепенного разгона МЭК на малой тяге количество возможных траекторий заметно сокращается.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНу ничего, разумно.

Подумайте еще раз.

Подумал :)

Бросьте, Bell  ;) я Вас достаточно давно уже знаю, общались тут не раз.

Всё Вы прекрасно поняли, если прочли все 3 поста.
Я же вижу, что Вы решили "включить тролля" - в Вашей аргументации подтасовки видны, а положительных сторон Вы "не замечаете" :(  (уточняю - это имхо).
А на тролльство мне время тратить не хочется, извините.
Тот кто захочет увидеть - увидит.

Вообще-то я ничего не включал и хотелось бы увидеть ответ по-существу  :roll:

ЦитироватьНо я правильно сказал или неправильно? :roll:  Вот предположим, что на Луне уже есть промышленная инфраструктура, достаточная для сборки 90-95% массы блоков марсианского корабля и запуска их на ОЛО. Первая космическая для Луны 1,68 км/с, и у неё нет атмосферы. В результате масса выводимой на ОЛО ПН будет не 3-5% от стартовой (как на Земле) а 50%. Далее собираем их этих блоков 500-тонный МЭК, подразгоняем его всего лишь на 0,7 км/с (до лунной параболической скорости); он устремляется к Земле, проходит перигей на 200 км, разогнавшись до 11 км/с, даём ещё один небольшой доразгонный импульс, и всё - пшёл к Марсу! Можно открывать регулярные рейсы и начинать строить марсианскую базу.  :)

Есть предложение в этой теме обойтись без использования внешних ресурсов Луны, пока рассматриваем пуск первого МЭК с прицелом в основном на "попроще и подешевле". Ну и с учётом ещё некоторых удобств.

ЦитироватьВообще-то я ничего не включал и хотелось бы увидеть ответ по-существу  :roll:

Хм, тогда прошу прощения, мож показалось.  :oops:
Счас наклепаю.

Цитировать

ЦитироватьПо подсадке экипажа в МЭК на высокой орбите вопросов нет, но это не ради экономической выгоды, а для быстрого прохождения "живого материала" через радиационные пояса и сокращения общего времени полета для людей. А вот тащить туда топливо, используя какие-то там буксиры... Чем это выгоднее того, что это же топливо доедет туда в баках самого МЭК?

Ответ на этот логичный и ожидаемый вопрос в первых постах уже есть.
Вы не заметили? ;)

Имеете в виду это? :

ЦитироватьНу а главное (пункт номер 0) - что таким же рейсом можно доставить к ММК и дополнительное топливо, чтобы восполнить расход на участке полёта от НОО к орбите старта к Марсу.
Именно факт дозаправки - при оптимизации его параметров в зависимости от возможностей используемых транспортных средств - позволит существенно сократить общую массу ММК и, соответствено, размеры, массу и мощность его основной ДУ.  8)

Думаю, что мощность ДУ определяется баллистикой межпланетного полета, а не раскруткой у Земли. Пусть МЭК будет тяжелее на НОО из-за того, что включает запас рабочего тела на раскрутку. Ну и что? Просто времени на раскрутку потребуется больше при той же мощности ДУ, значит начнут раскрутку раньше - и всё.

ЦитироватьИтак есть 2 варианта:
1) Стартовать целиком с некоей невысокой с околоземной сборочной орбиты (когда там экипаж подсядет - не важно)
2) Поднимать МЭК своим ходом до какой-то высокой орбиты, а потом заправить его там для перелета

В первом случае имеем:
- МЭК 1 шт., рассчитанный на перелет до Марса и обратно
- топливо на весь перелет, примем его за 1 (единицу)
- время экспедиции с учетом раскрутки до орбиты Луны - 2,5 года

Во втором:
- МЭК 1 шт., рассчитанный на перелет до Марса и обратно
- 2 "комплекта" топлива на перегон МЭКа до Луны и на остальной полет, порядка 0,8
- время экспедиции с начала перегона готового МЭКа к Луне - порядка 2,2 лет
- несколько ЭРД-буксиров для доставки сотен тонн топлива к Луне
- топливо для буксиров, с учетом их возвращения на ЛЛО

Итого имеем одинаковый МЭК, сокращение сроков экспедиции, некоторый геморрой со стыковкой полных баков на очень высокой орбите (радиация), неочевидный результат по рабочему телу для всех участвующих ЭРД-двигателей, но главное - во втором случае необходим флот ЭРД-буксиров!

Первое. МЭКи разные. Во втором случае он существенно меньше по массе, мощности и габаритам ДУ. И по стоимости тоже - см. сообщение 3.

Мне даже думается, что для ДУ такого МЭК хватит 3-4 штук ЯЭУ от "буксира Коротеева", уже разработанных и изготавливаемых в количестве (на тот момент, естественно ;) ). Радиатор, конечно, нужно будет переделать.
Этот же "буксир Коротеева" предполагается использовать и для доставки топлива к орбите старта. Думаю, двух штук должно хватить, сделают по 2-3 рейса к L2 и назад. Так что они и заменят "флот ЭРД-буксиров". Зато можно обойтись без создания мощной и крупногабаритной ЭРДУ для МЭК "с нуля".

Второе. Топливо Вы посчитали как-то стрянно, Максим, может сами расшифруете?
Выигрыш за счёт ступенчатости разгона и сокращения массы ЭРДУ не забудьте учесть. ;)

Цитироватьнекоторый геморрой со стыковкой полных баков на очень высокой орбите (радиация)

Тут вообще не понимаю на что намёк.

ЦитироватьПри сборке МЭК на ОИСЗ ввести в его состав незаправленный разгонник на ЖРД. Сухая масса такого незаправленного разгонника может быть относительно невелика в сравнении с массой МЭК. После доставки МЭК в  "более-менее стабильную точку/орбиту, к которой летают для других задач" (например ОЛО) вместе с остальными вышеописанными процедурами заправить разгонник ЖК/ЖВ произведенными на Луне и использовать его как дополнительную разгонную ступень при отлете к Марсу... :roll:

Ну, топливо с Луны - пока что "лишняя сущность". Не факт, что оно окажется экономически выгодным или хотя бы будет (в достаточных объёмах) на момент старта первого МЭК.
В более позднее время - вполне да.

Кстати, а в качестве РТ для VASIMRA вроде бы водород тоже рассматривается, и причём как самое эффективное РТ ?
Вот тогда-то запасы лунного льда и начнут работать на нас. ;)

ЦитироватьНичего она не способна добавить. Разгонный гравманевр "через Луну" - копеечный.

Проверяли?  :lol:

Цитировать... и с помощью ЖРД быстро "тормозим" к Земле, отбираем ее импульс (сколько - я не знаю как считать) и улетаем к Марсу. Далее уже  ЭРД.

"Отбираем импульс" -это как? Как Мюнхгаузен сам себя из болота?  :D

Находясь внутри поля тяготения Земли никакой её импульс отобрать у Вас не получится.
Ещё точнее - он у Вас уже есть. Чтобы взять ещё, нужно сперва покинуть поле тяготения. К примеру, как Galileo, который отбирал кусочек импульса у Земли дважды (и ещё кусочек - у Венеры).

ЦитироватьДа и вообще не совсем понятно, какими могут быть эти величины от гравиманёвров

Кому как. "Не совсем понятно" в смысле.
По мне -- так в точности равны скорости орбитального движения тела (ну да, за вычетом изменеия вектора его собственного движения...), относительно которого осуществляется манёвр.

Вот представьте себе.
Падаем мы на некое тело с параболической скоростью. (да, _ровно_ параболической.)
Поверхности понятное дело не касаясь. (больно ибо)
Как и _в_какую_сторону_ будет направлен вектор нашего движения после "выхода" из гравитационного поля тела? ;)

ЦитироватьДумаю, что мощность ДУ определяется баллистикой межпланетного полета, а не раскруткой у Земли.

Оп-па...
Да, признаю, такой расклад мне в голову не пришёл.  :?
Привык из ракетного опыта считать, что максимальная тяга требуется прежде всего на ракетном участке.

Если подумать - то похоже Вы правы, определяется потребным ускорением межпланетного перелёта...
Тогда это лишает идею её главного козыря. Все прочие бонусы - в общем-то, мелочи.

Нет у кого "Труды МАИ" за номером 50 в электрическом виде?
На сайте пока(?) не выложен.. :(

Конкретно по теме -- "Гравитационный маневр у луны при межпланетных перелетах космического аппарата с малой тягой"

В английской аннотации заинтересовало

ЦитироватьAs an example of application techniques, analyzed the Earth –Moon - Mars trajectory for space transportation system, based on launch vehicle "Soyuz2-1b" and upper stage "Fregat".We present estimates of the gains in the final mass of the spacecraft, which can be obtained through the use of lunar gravity assist for this flight.

:roll:

ЦитироватьНасчёт прироста от Луны - явно преувеличиваете.

Преуменьшал.
Как выяснилось.
1.68 км/с на самом деле. :wink:

Цитировать

ЦитироватьДа и вообще не совсем понятно, какими могут быть эти величины от гравиманёвров

Кому как. "Не совсем понятно" в смысле.
По мне -- так в точности равны скорости орбитального движения тела (ну да, за вычетом изменеия вектора его собственного движения...), относительно которого осуществляется манёвр.

Вовсе нет.
Во-первых, удвоенной скорости, а во-вторых - это только в идеальном случае подхода на параболической скорости. И главное - в направлении, противоположном скорости подхода.
В целом эти ограничения существенно сокращают возможные манёвры - не всегда можно подойти к Луне с нужной стороны - для разгона в требуемом направлении.

ЦитироватьВот представьте себе.
Падаем мы на некое тело с параболической скоростью. (да, _ровно_ параболической.)
Поверхности понятное дело не касаясь. (больно ибо)
Как и _в_какую_сторону_ будет направлен вектор нашего движения после "выхода" из гравитационного поля тела? ;)

Всё это верно, но - см. выше.
Фактически все гравиманёвры делаются на гиперболе. При этом величина реально достижимого прироста определяется набором возможных траекторий подлёта.
Которые, кстати, вдобавок ограничены достижимой точностью определения положения КА и минимально допустимой высотой пролёта.

ЦитироватьВ целом эти ограничения существенно сокращают возможные манёвры - не всегда можно подойти к Луне с нужной стороны - для разгона в требуемом направлении.

Луна-то -- крутиться.
Подождём.

И что там сложного? У меня и "на глазок" получалось... :roll:
Да и НПОиЛ через гравманёвр в L2 З-С вроде лететь собирается...

ЦитироватьКоторые, кстати, вдобавок ограничены достижимой точностью определения положения КА и минимально допустимой высотой пролёта.

Минимально возможная у Луны -- ноль. Горушки только посмотреть что-б в переселении небыло, и телемаркет.
А точность... С Луны в коридор входа как-то попадаем, а обратно никак, что-ля?  8)

Цитировать

ЦитироватьНасчёт прироста от Луны - явно преувеличиваете.

Преуменьшал.
Как выяснилось.
1.68 км/с на самом деле. :wink:

Хм, а мысли, похоже, совпали! - тоже туда посмотрел ( http://ru.wikipedia.org/wiki/Гравитационный_маневр ). ;)

Да, 1,68 км/с - это совсем даже неслабо, за это стоит побороться...
В общем, ясно, ОЛО не подходит.
Остаются обычная высокая круговая орбита в плоскости орбиты Луны либо точки либрации. Ближняя к нам L2 либо "обгоняющая" Луну L4.
Высокая круговая орбита мне кажется не совсем удобной как раз из-за наличия Луны, способной повлиять на орбиту МЭК ещё до его старта.
Думаю, наилучшая траектория ухода из земного гравиполя после манёвра у Луны будет касательной в перицентре к её орбите.  :roll: Следовательно, наилучшей точкой старта МЭК пока что видится L4 - тогда траектория отлёта от Луны после околопараболического пролёта будет  как раз в нужную сторону.

Дело за малым - разобраться, можно ли туда попасть постепенной раскруткой на малой тяге, и насколько повлияет на этот процесс сама Луна.
Тут уже умозрительного моделирования не хватает пока, надо поднабрать знаний и какого-нибудь опыта...

Цитировать

ЦитироватьВ целом эти ограничения существенно сокращают возможные манёвры - не всегда можно подойти к Луне с нужной стороны - для разгона в требуемом направлении.

Луна-то -- крутиться.
Подождём.

И что там сложного? У меня и "на глазок" получалось... :roll:
Да и НПОиЛ через гравманёвр в L2 З-С вроде лететь собирается...

Так я не говорю, что сложно - я говорю, что парабола не реализуется, а скорость на гиперболе выходит довольно больше параболической. Соответственно и прирост снижается.

([OFF - у меня тоже "на глазок" неплохо получалось ;) -  OFF])

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНасчёт прироста от Луны - явно преувеличиваете.

Преуменьшал.
Как выяснилось.
1.68 км/с на самом деле. :wink:

Хм, а мысли, похоже, совпали! - тоже туда посмотрел ( http://ru.wikipedia.org/wiki/Гравитационный_маневр ). ;)

Вот здесь http://crydee.sai.msu.ru/Universe_and_us/4num/v4pap2.htm немножко с математикой.

ЦитироватьДа, 1,68 км/с - это совсем даже неслабо, за это стоит побороться...
В общем, ясно, ОЛО не подходит.
Остаются обычная высокая круговая орбита в плоскости орбиты Луны либо точки либрации. Ближняя к нам L2 либо "обгоняющая" Луну L4.
Высокая круговая орбита мне кажется не совсем удобной как раз из-за наличия Луны, способной повлиять на орбиту МЭК ещё до его старта.
Думаю, наилучшая траектория ухода из земного гравиполя после манёвра у Луны будет касательной в перицентре к её орбите.  :roll: Следовательно, наилучшей точкой старта МЭК пока что видится L4 - тогда траектория отлёта от Луны после околопараболического пролёта будет  как раз в нужную сторону.

Дело за малым - разобраться, можно ли туда попасть постепенной раскруткой на малой тяге, и насколько повлияет на этот процесс сама Луна.
Тут уже умозрительного моделирования не хватает пока, надо поднабрать знаний и какого-нибудь опыта...

Далась Вам эта малая тяга? :roll:
Гравпотери-же жуткие, чуть не вдвое вроде.
Ядрёный буксир доделают -- конечно посмотрим, но как-то в сильных полях, малой тягой... Сумневаюся я... 8)

Цитировать

ЦитироватьКоторые, кстати, вдобавок ограничены достижимой точностью определения положения КА и минимально допустимой высотой пролёта.

Минимально возможная у Луны -- ноль. Горушки только посмотреть что-б в переселении небыло, и телемаркет.
А точность... С Луны в коридор входа как-то попадаем, а обратно никак, что-ля?  8)

Я говорил об общем случае и текущем моменте. У разных тел ведь ещё и атмосферы попадаются - юпитеры там, земли всякие... ;)

Точность - вполне возможно что через те же 20 лет не будет определяющей. Но думается, что ни сейчас, ни через 20 лет (предполагаемых для МЭК) никто ниже 50-100 км мимо Луны пролетать не станет - а то вдруг какая ошибочка/погрешность чья-нибудь вылезет, мало ли...

А при чём тут телемаркет?

ЦитироватьПри прочих равных условиях ракета выводит на высокую орбиту меньше, чем на низкую, отсюда следует "дробление" груза и уменьшение мю пн каждого элемента комплекса.

ЦитироватьТак я не говорю, что сложно - я говорю, что парабола не реализуется, а скорость на гиперболе выходит довольно больше параболической. Соответственно и прирост снижается.

Там если по ссылочке выше посмотреть -- так ещё и разгонять некисло _до_ гравманёвра придётся. До параболической + 1.62.
Для максимально эффективности.

ЦитироватьДалась Вам эта малая тяга? :roll:
Гравпотери-же жуткие, чуть не вдвое вроде.
Ядрёный буксир доделают -- конечно посмотрим, но как-то в сильных полях, малой тягой... Сумневаюся я... 8)

Дык не мне - она всем далася.
Ещё со школы запомнил оценки по массе МЭК: для ДУ на хим.топливе 3000-3500 т, для ЯРД (с твёрдой АЗ, самый вероятный) 900-1000 т, для ЭРД с ЯЭУ 500-600 т. Это для старта с НОО.
РККЭ (возможно, с тех самых пор) только с ЭРДУ МЭКи и рисует.

Цитировать

ЦитироватьПри прочих равных условиях ракета выводит на высокую орбиту меньше, чем на низкую, отсюда следует "дробление" груза и уменьшение мю пн каждого элемента комплекса.

КЭП ?  :D
КЭП, Вы ничего не поняли - в космонавтике очевидные вещи не работают!  :wink:

ааа, можете расшифровать свой намёк? А то КЭП, похоже, сглючил.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьКоторые, кстати, вдобавок ограничены достижимой точностью определения положения КА и минимально допустимой высотой пролёта.

Минимально возможная у Луны -- ноль. Горушки только посмотреть что-б в переселении небыло, и телемаркет.
А точность... С Луны в коридор входа как-то попадаем, а обратно никак, что-ля?  8)

Я говорил об общем случае и текущем моменте. У разных тел ведь ещё и атмосферы попадаются - юпитеры там, земли всякие... ;)

Это да. Но я о конкретике, типа отлёт на Марс.

ЦитироватьТочность - вполне возможно что через те же 20 лет не будет определяющей. Но думается, что ни сейчас, ни через 20 лет (предполагаемых для МЭК) никто ниже 50-100 км мимо Луны пролетать не станет - а то вдруг какая ошибочка/погрешность чья-нибудь вылезет, мало ли...

Аполлоны ниже 15 км в переселении летали, вроде ничего, всё обошлось... ;)

ЦитироватьА при чём тут телемаркет?

Да поговорка просто... :roll:

Цитировать

ЦитироватьТак я не говорю, что сложно - я говорю, что парабола не реализуется, а скорость на гиперболе выходит довольно больше параболической. Соответственно и прирост снижается.

Там если по ссылочке выше посмотреть -- так ещё и разгонять некисло _до_ гравманёвра придётся. До параболической + 1.62.
Для максимально эффективности.

А если не разгонять?
Скорость пролёта перицентра окажется меньше параболической?  :wink:

(даю подсказку - речь шла только о скоростях относительно Луны)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьТак я не говорю, что сложно - я говорю, что парабола не реализуется, а скорость на гиперболе выходит довольно больше параболической. Соответственно и прирост снижается.

Там если по ссылочке выше посмотреть -- так ещё и разгонять некисло _до_ гравманёвра придётся. До параболической + 1.62.
Для максимально эффективности.

А если не разгонять?
Скорость пролёта перицентра окажется меньше параболической?  :wink:

(даю подсказку - речь шла только о скоростях относительно Луны)

Больше.
Но недостаточно больше.
Метров 800 в секунду придётся подкинуть.
(наша скорость в перигее где-то 225м/с, Луна "догоняет" где-то 1км/с, надо -- параболическая + 1.62.
Согласно матмодели по ссылке выше. :roll:

Цитировать

ЦитироватьТочность - вполне возможно что через те же 20 лет не будет определяющей. Но думается, что ни сейчас, ни через 20 лет (предполагаемых для МЭК) никто ниже 50-100 км мимо Луны пролетать не станет - а то вдруг какая ошибочка/погрешность чья-нибудь вылезет, мало ли...

Аполлоны ниже 15 км в переселении летали, вроде ничего, всё обошлось... ;)

Это припутывать не надо. Для того случая совсем другие требования к точности и всегда был достаточный запас на возможные ошибки.
Здесь же - чем ближе скорость к параболе, тем больше прирост, но тем больше и неопределённость по фактическому направлению вектора выхода из лунного гравиполя.
Конечно, 50-100 км - это наобум, просто дальнейшее снижение уже не даёт прироста, за который стоит бороться. Точнее - тот прирост целиком скушается доп.резервом топлива на коррекцию из-за снижения точности.
Это всё к тому, что рельеф рояли не играет. ;) Масконы сыграют сильнее.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьТак я не говорю, что сложно - я говорю, что парабола не реализуется, а скорость на гиперболе выходит довольно больше параболической. Соответственно и прирост снижается.

Там если по ссылочке выше посмотреть -- так ещё и разгонять некисло _до_ гравманёвра придётся. До параболической + 1.62.
Для максимально эффективности.

А если не разгонять?
Скорость пролёта перицентра окажется меньше параболической?  :wink:

(даю подсказку - речь шла только о скоростях относительно Луны)

Больше.
Но недостаточно больше.
Метров 800 в секунду придётся подкинуть.
(наша скорость в перигее где-то 225м/с, Луна "догоняет" где-то 1км/с, надо -- параболическая + 1.62.
Согласно матмодели по ссылке выше. :roll:

Так то совсем другой случай, то для перелётов с большой тягой и пасс. участками...
Для МЭК с ЭРДУ будет постепенная раскрутка по спирали, и угловая скорость будет больше чем у Луны, так что с учётом этого первыми появляются "догоняющие" траектории. А они для эффективного гравиманёвра не катят. :(

ЦитироватьЗдесь же - чем ближе скорость к параболе, тем больше прирост

Во. Я понял почему мы друг друга не очень понимаем.

ЦитироватьКритическими в гравитационном маневре оказываются три последних из перечисленных параметров, а именно, масса планеты, умноженная на гравитационную постоянную M, прицельная дальность d и скорость vвх. Чем меньше расстояние d до планеты, в сфере действия которой выполняется маневр, тем эффективнее обмен угловыми моментами. Но одновременно увеличивается угол.

Ограничения на расстояние d накладываются реальными размерами планеты и высотой ее атмосферы. Интересно, что приращение скорости dV оказывается максимальным, когда vвх равно круговой скорости у поверхности планеты. При этом угол становится равным 60°.

Это из ссылочки выше которая.

Цитировать

ЦитироватьЗдесь же - чем ближе скорость к параболе, тем больше прирост

Во. Я понял почему мы друг друга не очень понимаем.

ЦитироватьКритическими в гравитационном маневре оказываются три последних из перечисленных параметров, а именно, масса планеты, умноженная на гравитационную постоянную M, прицельная дальность d и скорость vвх. Чем меньше расстояние d до планеты, в сфере действия которой выполняется маневр, тем эффективнее обмен угловыми моментами. Но одновременно увеличивается угол.

Ограничения на расстояние d накладываются реальными размерами планеты и высотой ее атмосферы. Интересно, что приращение скорости dV оказывается максимальным, когда vвх равно круговой скорости у поверхности планеты. При этом угол становится равным 60°.

Это из ссылочки выше которая.

Ок, спасибо! Убедили - буду читать. :)

З.Ы. Теперь уже понятно, почему не 2,04, а 1,68...

ЦитироватьТак то совсем другой случай, то для перелётов с большой тягой и пасс. участками...
Для МЭК с ЭРДУ будет постепенная раскрутка по спирали, и угловая скорость будет больше чем у Луны, так что с учётом этого первыми появляются "догоняющие" траектории. А они для эффективного гравиманёвра не катят.

При раскрутке по спирали нас _Луна_ догонит.
А не наоборот. :wink:

Цитировать

ЦитироватьТак то совсем другой случай, то для перелётов с большой тягой и пасс. участками...
Для МЭК с ЭРДУ будет постепенная раскрутка по спирали, и угловая скорость будет больше чем у Луны, так что с учётом этого первыми появляются "догоняющие" траектории. А они для эффективного гравиманёвра не катят.

При раскрутке по спирали нас _Луна_ догонит.
А не наоборот. :wink:

Подумайте ещё раз. (с)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьТак то совсем другой случай, то для перелётов с большой тягой и пасс. участками...
Для МЭК с ЭРДУ будет постепенная раскрутка по спирали, и угловая скорость будет больше чем у Луны, так что с учётом этого первыми появляются "догоняющие" траектории. А они для эффективного гравиманёвра не катят.

При раскрутке по спирали нас _Луна_ догонит.
А не наоборот. :wink:

Подумайте ещё раз. (с)

И? ;)
Ну да, за счёт более низкой орбиты угловая скорость аппарата будет выше. (если Вы об этом...)
С другой стороны -- он всегда находится в апогее (почти) своей оскулирующей орбиты.
От "крутизны" спирали в момент подхода к Луне в общем. :wink:

Так кто кого догонит?

ЦитироватьИ? ;)
Ну да, за счёт более низкой орбиты угловая скорость аппарата будет выше.
С другой стороны -- он всегда находится в апогее (почти) своей оскулирующей орбиты.
От "крутизны" спирали в момент подхода к Луне в общем. :wink:

Вообще разгон по спирали реален только на ЭРД, поэтому "крутизна" будет очень небольшой. То есть мы всегда будем догонять Луну. При этом первой "по дороге" будет L1. Но переход непосредственно с L1 на L2 возможен при очень небольшом толчке, спираль для этого не потребуется.

ЦитироватьТак кто кого догонит?

ЦитироватьОт "крутизны" спирали в момент подхода к Луне в общем. :wink:

Если посмотреть матмодели орбит (вот здесь например, http://www.synerjetics.ru/article/sm_trust.htm там есть в L4 - L5) -- Луна.
Если на порядок увеличить число витков -- аппарат Луну.
Согласен, формально -- однозначного ответа нет.
Всё портит "неточечность" объекта вожделения и наличие у него гравитации.   :D

Цитировать

ЦитироватьИ? ;)
Ну да, за счёт более низкой орбиты угловая скорость аппарата будет выше.
С другой стороны -- он всегда находится в апогее (почти) своей оскулирующей орбиты.
От "крутизны" спирали в момент подхода к Луне в общем. :wink:

Вообще разгон по спирали реален только на ЭРД, поэтому "крутизна" будет очень небольшой.

Вначале.
Смотрите ссылку выше.

ЦитироватьНо переход непосредственно с L1 на L2 возможен при очень небольшом толчке, спираль для этого не потребуется.

Потенциальная энергия в L2 -- значительно больше, кинетическая -- просто больше.
Какой нафф "небольшой толчок"?? :wink:

Цитироватьааа, можете расшифровать свой намёк?

Чем больше модули, из которых состоит ваш МЭК, тем совершеннее его конструкция.
А бОльшие модули получаются на низкой орбите.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьЗдесь же - чем ближе скорость к параболе, тем больше прирост

Во. Я понял почему мы друг друга не очень понимаем.

Цитировать....
Ограничения на расстояние d накладываются реальными размерами планеты и высотой ее атмосферы. Интересно, что приращение скорости dV оказывается максимальным, когда vвх равно круговой скорости у поверхности планеты. При этом угол становится равным 60°.

Это из ссылочки выше которая.

Ок, спасибо! Убедили - буду читать. :)

З.Ы. Теперь уже понятно, почему не 2,04, а 1,68...

А если сделать двойной активный маневр? Находясь в L2, стартовать с помощью химии, первый гравитационный маневр у Луны, и после него - круто к Земле, на выходной ветви - второе включение двигателей. ИМХО, можно резко увеличить долю массы, забрасываемой к Марсу или уменьшить время в полете. Минус - необходимость двукратного прохода радиационных поясов, но относительно кратковременное.
Мне кажется такой вариант может быть неплохим вариантом для отправки грузовых "посылок".

ЦитироватьА если сделать двойной активный маневр? Находясь в L2, стартовать с помощью химии, первый гравитационный маневр у Луны,

Это как? :shock:

Цитироватьи после него - круто к Земле,

(за кадром тревожная музыка и звук пикирования Ju-87..)

Цитироватьна выходной ветви - второе включение двигателей.

Экипаж облегчённо вздыхает и меняет памперсы.

Где-то между этими двумя событиями Вы упустили открытие бомболюка и сброс "полезной" нагрузки. :roll:

А если серьёзно -- не всё так просто в небесной механике... :wink:

Не покатит?

ЦитироватьПРОЕКТИРОВАНИЕ ТРАЕКТОРИИ КОСМИЧЕСКОГО ПАРОМА ЗЕМЛЯ – МАРС – ЗЕМЛЯ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ  ГРАВИТАЦИОННЫХ МАНЕВРОВ И ДВИГАТЕЛЕЙ МАЛОЙ ТЯГИ

М.С. Константинов
mkonst@bk.ru
 Мин Тейн
minnntheino@mail.ru
(Московский авиационный институт)

http://www.ihst.ru/~akm/36t5.htm

ЦитироватьНе покатит?

ЦитироватьПРОЕКТИРОВАНИЕ ТРАЕКТОРИИ КОСМИЧЕСКОГО ПАРОМА ЗЕМЛЯ – МАРС – ЗЕМЛЯ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ  ГРАВИТАЦИОННЫХ МАНЕВРОВ И ДВИГАТЕЛЕЙ МАЛОЙ ТЯГИ

М.С. Константинов
mkonst@bk.ru
 Мин Тейн
minnntheino@mail.ru
(Московский авиационный институт)

http://www.ihst.ru/~akm/36t5.htm

Тоже интересно "полистать" было-бы.... :roll:

Цитировать

ЦитироватьТак кто кого догонит?

ЦитироватьОт "крутизны" спирали в момент подхода к Луне в общем. :wink:

Если посмотреть матмодели орбит (вот здесь например, http://www.synerjetics.ru/article/sm_trust.htm там есть в L4 - L5) -- Луна.
Если на порядок увеличить число витков -- аппарат Луну.
Согласен, формально -- однозначного ответа нет.
Всё портит "неточечность" объекта вожделения и наличие у него гравитации.  :D

"Согласен" с кем - с самим собой?
Вы же уже давно поняли, что слажали, так чего голову морочите?
По приведенной ссылке ничего про догон КА Луной не написано.
На языке Старого это называется "юлить" и "вертеть филеем". Не люблю таких. :(

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьТак кто кого догонит?

ЦитироватьОт "крутизны" спирали в момент подхода к Луне в общем. :wink:

Если посмотреть матмодели орбит (вот здесь например, http://www.synerjetics.ru/article/sm_trust.htm там есть в L4 - L5) -- Луна.
Если на порядок увеличить число витков -- аппарат Луну.
Согласен, формально -- однозначного ответа нет.
Всё портит "неточечность" объекта вожделения и наличие у него гравитации.  :D

"Согласен" с кем - с самим собой?
Вы же уже давно поняли, что слажали, так чего голову морочите?
По приведенной ссылке ничего про догон КА Луной не написано.
На языке Старого это называется "юлить" и "вертеть филеем". Не люблю таких. :(

Ну... Не любите.. Оно может и к лучшему...
Вы картинку-то -- посмотрели? _Прежде_чем_ тсз... :roll:
Не любить в смысле...
Или опять забили?
 :wink:

Цитировать

Цитироватьааа, можете расшифровать свой намёк?

Чем больше модули, из которых состоит ваш МЭК, тем совершеннее его конструкция.
А бОльшие модули получаются на низкой орбите.

Так тут речь не о том была.
В предлагаемом варианте сборка МЭК тоже предполагается на низкой орбите, в первых постах написано.
А для доставки топлива (и, возможно, крупного модуля вроде МПВК) предполагалось использование уже готовых "буксиров Коротеева" с ЯЭРДУ, создаваемых для универсальных задач. У них грузоподъемность предполагалась емнип ~30 т на ОЛО.
В этом случае влияния на совершенство конструкции не будет.

Вообще уже неважно, позднее я разобрался, в чем будет нестыковка. (там дальше я указал, в конце стр. 3).

ЦитироватьА если сделать двойной активный маневр? Находясь в L2, стартовать с помощью химии, первый гравитационный маневр у Луны, и после него - круто к Земле, на выходной ветви - второе включение двигателей. ИМХО, можно резко увеличить долю массы, забрасываемой к Марсу или уменьшить время в полете. Минус - необходимость двукратного прохода радиационных поясов, но относительно кратковременное.

Мне такое приходило в голову, но я быстро понял, что прироста тут не будет.
Да и вообще "круто к Земле" не выйдет - после гиперболического облёта Луны вектор скорости будет торчать в другую сторону.
Кроме прочего - мы здесь не рассматриваем колдовства траекторий в сочетании с импульсами большой тяги, речь только о разгоне малотягового МЭК.

в этой пятилетке на Марс?

Спэсер, я все прочитал, не сейчас, не сейчас...   :oops:

Bell
Ну, тут уже разобрались кое в чём.
ОЛО отпадает, Back-stabber меня убедил, что терять прирост от лунного гравиманёвра ни к чему, а это даже при не самых оптимальных траекториях более 1000 м/с. А фактически, скорее всего, можно будет добиться и 1500 м/с (а мож и ещё больше).

Поскольку я для себя открыл (спасибо V.B.), что мощность ЯЭУ определится потребным ускорением для межпланетного участка, то ощутимый выигрыш по массе получить не удастся, а смысл дозагрузки топлива вместе с подсадкой экипажа под вопросом -  не так уж и велик прирост, даже если будет чем это топливо недорого притащить.

Да, кстати - лунный гравиманёвр несколько меняет расстановку ограничений. Теперь я склоняюсь к мысли, что  определяющей для мощности (и массы) ЭРДУ будет уже не траектория к Марсу, а путь обратно, а он с малым остатком топлива в баках и без МПВК.

И ещё, интересно, а если высаживаться не на Марс, а на Фобос (для первого рейса - цель вполне достойная), то удастся ли уложиться в начальную массу 200 тонн?  :roll:
Атмосфера у обеих планет имеется, если не сам основной блок с ЯЭРДУ, то по крайней мере десантный ФПВК и ВА с экипажем (у Земли) можно подтормозить без затрат топлива. А основную ЭРДУ сделать на базе строенной ДУ от "буксира Коротеева".

В общем, конечно, всё это измышлизмы на пальцах, ясно что надо проверять расчётами...
А таковой возможности у меня пока не предвидится...

Цитировать

ЦитироватьНо переход непосредственно с L1 на L2 возможен при очень небольшом толчке, спираль для этого не потребуется.

Потенциальная энергия в L2 -- значительно больше, кинетическая -- просто больше.
Какой нафф "небольшой толчок"?? :wink:

Вы забыли про то, что L1 и L2 - точки либрации. При таком перелете энергия "отбирается" или "передается" Луне. Т.е. при перелете с L1 на L2 орбита Луны уменьшится на доли миллиметра, а при перелете с L1 на L2 - увеличится, а сам перелет потребует очень немного энергии.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНо переход непосредственно с L1 на L2 возможен при очень небольшом толчке, спираль для этого не потребуется.

Потенциальная энергия в L2 -- значительно больше, кинетическая -- просто больше.
Какой нафф "небольшой толчок"?? :wink:

Вы забыли про то, что L1 и L2 - точки либрации. При таком перелете энергия "отбирается" или "передается" Луне. Т.е. при перелете с L1 на L2 орбита Луны уменьшится на доли миллиметра, а при перелете с L1 на L2 - увеличится, а сам перелет потребует очень немного энергии.

Поделитесь первоисточником.. :roll:

ЦитироватьBell
Ну, тут уже разобрались кое в чём.
ОЛО отпадает, Back-stabber меня убедил, что терять прирост от лунного гравиманёвра ни к чему, а это даже при не самых оптимальных траекториях более 1000 м/с. А фактически, скорее всего, можно будет добиться и 1500 м/с (а мож и ещё больше).
...
Да, кстати - лунный гравиманёвр несколько меняет расстановку ограничений. Теперь я склоняюсь к мысли, что  определяющей для мощности (и массы) ЭРДУ будет уже не траектория к Марсу, а путь обратно, а он с малым остатком топлива в баках и без МПВК.

Меня смущает тот факт, что гравманевром мимо Луны для разгона никто никогда не пользовался. Либо мужики не знают, либо знают что-то другое...  :roll:  :wink:

Цитировать

ЦитироватьBell
Ну, тут уже разобрались кое в чём.
ОЛО отпадает, Back-stabber меня убедил, что терять прирост от лунного гравиманёвра ни к чему, а это даже при не самых оптимальных траекториях более 1000 м/с. А фактически, скорее всего, можно будет добиться и 1500 м/с (а мож и ещё больше).
...
Да, кстати - лунный гравиманёвр несколько меняет расстановку ограничений. Теперь я склоняюсь к мысли, что  определяющей для мощности (и массы) ЭРДУ будет уже не траектория к Марсу, а путь обратно, а он с малым остатком топлива в баках и без МПВК.

Меня смущает тот факт, что гравманевром мимо Луны для разгона никто никогда не пользовался. Либо мужики не знают, либо знают что-то другое...  :roll:  :wink:

Так и на геостационар никто овермуном не выводил, пока не припёрло...
(ну _почти_ на геостационар у ребят получилось...)  :wink:

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНо переход непосредственно с L1 на L2 возможен при очень небольшом толчке, спираль для этого не потребуется.

Потенциальная энергия в L2 -- значительно больше, кинетическая -- просто больше.
Какой нафф "небольшой толчок"?? :wink:

Вы забыли про то, что L1 и L2 - точки либрации. При таком перелете энергия "отбирается" или "передается" Луне. Т.е. при перелете с L1 на L2 орбита Луны уменьшится на доли миллиметра, а при перелете с L1 на L2 - увеличится, а сам перелет потребует очень немного энергии.

Знаете, я Вас обманул. (решил я, поразмыслив на трезвую голову)
Но и Вы хороши.
Однако по-порядку.
L1 и L2 лежат на разных поверхностях Хилла, и как следствие перелёт между ними без затрат энергии невозможен. Как не крутись в системе Земля-Луна. Это косяк с _Вашей_ стороны IMHO.
Теперь о _моих_:
Разница между этими поверхностями составляет всего 78см(!)/с.  :roll: http://12apr.su/books/item/f00/s00/z0000034/st031.shtml
Но. Те источники, коии я полистал -- при моделировании траекторий перелёта оперируют величинами порядка сотен(!) дней и сотен-же метров в секунду dV. 8) http://www.iki.rssi.ru/seminar/20040610/lambert.ppt например.

То-есть то, что теоретически по энергетике возможно -- на практике реализуемо только за некий абстрактный "условно бесконечный" промежуток времени.  :roll:
Что нам вряд-ли подходит.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьBell
Ну, тут уже разобрались кое в чём.
ОЛО отпадает, Back-stabber меня убедил, что терять прирост от лунного гравиманёвра ни к чему, а это даже при не самых оптимальных траекториях более 1000 м/с. А фактически, скорее всего, можно будет добиться и 1500 м/с (а мож и ещё больше).
...
Да, кстати - лунный гравиманёвр несколько меняет расстановку ограничений. Теперь я склоняюсь к мысли, что  определяющей для мощности (и массы) ЭРДУ будет уже не траектория к Марсу, а путь обратно, а он с малым остатком топлива в баках и без МПВК.

Меня смущает тот факт, что гравманевром мимо Луны для разгона никто никогда не пользовался. Либо мужики не знают, либо знают что-то другое...  :roll:  :wink:

Так и на геостационар никто овермуном не выводил, пока не припёрло...
(ну _почти_ на геостационар у ребят получилось...)  :wink:

А, то есть мужикам просто не надо было дополнительные 1000 м/с? Какие богатые мужики :)

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьBell
Ну, тут уже разобрались кое в чём.
ОЛО отпадает, Back-stabber меня убедил, что терять прирост от лунного гравиманёвра ни к чему, а это даже при не самых оптимальных траекториях более 1000 м/с. А фактически, скорее всего, можно будет добиться и 1500 м/с (а мож и ещё больше).
...
Да, кстати - лунный гравиманёвр несколько меняет расстановку ограничений. Теперь я склоняюсь к мысли, что  определяющей для мощности (и массы) ЭРДУ будет уже не траектория к Марсу, а путь обратно, а он с малым остатком топлива в баках и без МПВК.

Меня смущает тот факт, что гравманевром мимо Луны для разгона никто никогда не пользовался. Либо мужики не знают, либо знают что-то другое...  :roll:  :wink:

Так и на геостационар никто овермуном не выводил, пока не припёрло...
(ну _почти_ на геостационар у ребят получилось...)  :wink:

А, то есть мужикам просто не надо было дополнительные 1000 м/с? Какие богатые мужики :)

Их на нерасчётную орбиту кинули, а дальше им самим крутиться пришлось. На том что было..
Для ГСО ускорение гравиманёвром у Луны к сожалению использовать (толком?) не получается, а вот увеличение площади орбиты и изменение наклонения -- запросто.
С Плесецка например на ГСО выводиться при этом больше (насколько помню), чем с Байконура "напрямую". :wink:
Разгонник только "долгоиграющий" нужен... :roll:

ЦитироватьА, то есть мужикам просто не надо было дополнительные 1000 м/с? Какие богатые мужики :)

Или Вы про тех, кто _не_ пользовался?
Даже не знаю. Планеты вот юзАют активно, а на Мун что-то забили все... Самому не понятно...  :roll:

Цитировать

ЦитироватьА, то есть мужикам просто не надо было дополнительные 1000 м/с? Какие богатые мужики :)

Или Вы про тех, кто _не_ пользовался?
Даже не знаю. Планеты вот юзАют активно, а на Мун что-то забили все... Самому не понятно...  :roll:

Вот-вот! Так почему же не разгоняются вокруг Луны? Мож все-таки что-то не так, как хотелось бы? ;)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьА, то есть мужикам просто не надо было дополнительные 1000 м/с? Какие богатые мужики :)

Или Вы про тех, кто _не_ пользовался?
Даже не знаю. Планеты вот юзАют активно, а на Мун что-то забили все... Самому не понятно...  :roll:

Вот-вот! Так почему же не разгоняются вокруг Луны? Мож все-таки что-то не так, как хотелось бы? ;)

Может.
Но тогда хотелось-бы узнать -- что _именно_ "не так". :roll:

ЦитироватьС Плесецка например на ГСО выводиться при этом больше (насколько помню), чем с Байконура "напрямую". :wink:
Разгонник только "долгоиграющий" нужен... :roll:

А так без разницы откуда выводить  :wink: отовсюду выше ~28 градусов энергетически выгоднее через Луну чем по 2х или 3х импульсной схеме
(http://img100.imageshack.us/img100/7312/23moons.jpg) (http://img846.imageshack.us/img846/3461/23moon.jpg)

ЦитироватьТак почему же не разгоняются вокруг Луны? Мож все-таки что-то не так, как хотелось бы? ;)

Ну...

ЦитироватьМожет.
Но тогда хотелось-бы узнать -- что _именно_ "не так". :roll:

Ну...

Ну я же жду, черт побери! :mrgreen:

Цитировать

ЦитироватьТак почему же не разгоняются вокруг Луны? Мож все-таки что-то не так, как хотелось бы? ;)

Ну...

ЦитироватьМожет.
Но тогда хотелось-бы узнать -- что _именно_ "не так". :roll:

Ну...

Ну я же жду, черт побери! :mrgreen:

 -- Доктор, помогите, меня все игнорируют!!
 -- Следующий...

(с) Анек. :lol:

ЗЫ Я любя.. :roll:

ЦитироватьЗЫ Я любя.. :roll:

Да нет, действительно интересно, сможет ли Высокая Космиссия прийти  хоть к какому-то выводу?

Или уже пришла, но скрывает? :mrgreen:

Цитировать

ЦитироватьЗЫ Я любя.. :roll:

Да нет, действительно интересно, сможет ли Высокая Космиссия прийти  хоть к какому-то выводу?

Или уже пришла, но скрывает? :mrgreen:

Вам рассказать про отсутствие "долгоиграющих" РБ?
Или про то, что с наших широт вероятнее всего это в "два прохода" лететь придётся? (сперва наклонение муном крутить, в перигее "поддавать газья", и вторым проходом уже "в стеночку" играть с Муном?
Это месяц типа...
Или что для существующих ПН игра "не стоит свеч"? (разработка в смысле разгонников таковых..)
Так это всё мои _предположения_, и сомневаюсь, что они Вам интересны.

На самом деле в планах НПОиЛ такое есть. Но это я вроде уже упоминал.

ЦитироватьТак это всё мои _предположения_

Причина падения Фобос-Грунт так и осталась неустановленной :mrgreen:

ЦитироватьТо-есть то, что теоретически по энергетике возможно -- на практике реализуемо только за некий абстрактный "условно бесконечный" промежуток времени.  :roll:
Что нам вряд-ли подходит.

Вот с этм согласен.

За ссылки - спасибо, интересно, пока пролистал наскоро. Но интересно.

Смеркалось.
Можно и побредить, подумалось мне...

Мне не нравятся две вещи. Даже три.
Первое.
Катание экипажа верхом на реакторе. Причём реактор (точнее его работоспособность) мишшен-критикал элемент. Без него можно и не вернуться.
Второе.
ЭРД. Но не сами ЭРД, а, опять-же, все эти скрутки-раскрутки.
С экипажем или даже без. Гарантийные сроки на технику они от наличия экипажа слабо зависят IMHO.
Третье.
Скрутка у Марса при наличии на аппарате минимум двух(!) аэродинамических (я правильно сказать?) щитов. (при наличии лендера естественно).

Значит так..
В книге Левантовского указана максимальная скорость разгоно около Юпритера и Сатурна порядка десятков км/с. По факту для Пионеров и Вояжеров было в 10 раз меньше. Следовательно, если считать пропорционально (а это вполне оправданно), то для разгона около Луны будет порядка первых сотен м/с.

ЦитироватьЗначит так..
В книге Левантовского указана максимальная скорость разгоно около Юпритера и Сатурна порядка десятков км/с. По факту для Пионеров и Вояжеров было в 10 раз меньше.

Так они "по цепочке" летели..
Им больше было или не надо, или даже "нельзя".
В следующую планетку не попали-бы... :roll:
Там всё изрядно завязано одно на другое... :wink:

ЦитироватьСледовательно, если считать пропорционально (а это вполне оправданно)

Эээ... Простите... Что значит "оправданно"? :roll:
Какие-то тёмные силы препятствуют?  8)

ЦитироватьЗначит так..

Не может ли быть связи при запускам к планетам "через луну" с ограничениями по длительности стартового окна, которое наверняка не совпадет с требуемой "лунной фазой"?

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьМеня смущает тот факт, что гравманевром мимо Луны для разгона никто никогда не пользовался. Либо мужики не знают, либо знают что-то другое...  :roll:  :wink:

Так и на геостационар никто овермуном не выводил, пока не припёрло...
(ну _почти_ на геостационар у ребят получилось...)  :wink:

А, то есть мужикам просто не надо было дополнительные 1000 м/с? Какие богатые мужики :)

Максим, Ваши размышления мне очень сильно напоминают свои собственные, только давностью 1,5-2 года. ))
Кстати, у Back-stabberа в сообщении есть намёк на ответ (он в словах "почти получилось" ;) )
Я тоже искал причину того, почему хорошо (и причём давно) известная математически и весьма выгодная энергетически возможность для доразгона почти не применяется.
Ну и ответ, в общем, достаточно очевиден (когда его уже понял) - раз не используют, значит не получается. :)
А поскольку сам манёвр не получиться не может в принципе, значит - не даёт то, что от него нужно. То есть нужный разгон.
Опять же: раз модуль достаточно хорошо известен и давно подсчитан (в теории), значит - не получается вектор. То есть банально летим "не туда".

Действительно, если поразмыслить, то понимаешь, что малейшие отклонения от рассчитанной траектории на "входе" (в гравитац.яму разгоняющего тела) приведут на "выходе" к жутким отклонениям по направлению. В общем, промах мимо ГСО это как раз характерно иллюстрирует.

Так что весь вопрос - в достижимой точности.
Кстати, я в этой теме об этом уже говорил (в районе 2й-3й стр.). ;)

Цитировать

ЦитироватьЗначит так..
В книге Левантовского указана максимальная скорость разгоно около Юпритера и Сатурна порядка десятков км/с. По факту для Пионеров и Вояжеров было в 10 раз меньше.

Так они "по цепочке" летели..
Им больше было или не надо, или даже "нельзя".
В следующую планетку не попали-бы... :roll:

Ну, по "Большому Туру" четырёх планет прошёл только "Вояджер-2", у остальных было гораздо больше вариантов траекторий, в зависимости от момента подлёта к Юпитеру.
Но очень приближаться было действительно "нельзя" - необходимо ведь не только пролететь, а и выполнить объёмную программу исследований.
Не с гиканоем пронестись на "тарзанке" над самой водой атмосферы, а продефилировать поодаль постепенно, не торопясь, давая учёным больше времени на осмотреться и поисследовать (оглядеть со всех сторон, прислушаться, потроать пальцем, поцокать языком )) ), а управленцам - на руление исследовательской платформой и обработку данных + передачу их на Землю.
И на устранение почти-неизбежных проблем и сложностей.

Цитировать

ЦитироватьСледовательно, если считать пропорционально (а это вполне оправданно)

Эээ... Простите... Что значит "оправданно"? :roll:
Какие-то тёмные силы препятствуют?  8)

"Тёмные силы нас злобно гнетут"...  :lol:
Но в целом действительно, есть некие тёмные силы - это ограниченность наших знаний и возможностей.
Вот мы тута как раз с ними и воюем. )

ЦитироватьКстати, у Back-stabberа в сообщении есть намёк на ответ (он в словах "почти получилось" ;) )

Лукас, ты не прав, ну не так всё было... (с)
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/177/27.shtml
Всё-ж вынудили искать, блин... :twisted:
Я думал история достаточно известная....

Цитировать

ЦитироватьКстати, у Back-stabberа в сообщении есть намёк на ответ (он в словах "почти получилось" ;) )

Лукас, ты не прав, ну не так всё было... (с)
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/177/27.shtml
Всё-ж вынудили искать, блин... :twisted:
Я думал история достаточно известная....

О, спасибо! :)
Да, достаточно известная. Да, читал, но подзабылись детали, да и я сам тогда ещё "зелёным" был. Как раз обновлю...

Так а что ж там "не так было" ?

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьКстати, у Back-stabberа в сообщении есть намёк на ответ (он в словах "почти получилось" ;) )

Лукас, ты не прав, ну не так всё было... (с)
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/177/27.shtml
Всё-ж вынудили искать, блин... :twisted:
Я думал история достаточно известная....

О, спасибо! :)
Да, достаточно известная. Да, читал, но подзабылись детали, да и я сам тогда ещё "зелёным" был. Как раз обновлю...

Так а что ж там "не так было" ?

ЦитироватьТак что весь вопрос - в достижимой точности.
Кстати, я в этой теме об этом уже говорил (в районе 2й-3й стр.). ;)

Проблем с точностью небыло.
Мне во всяком случае о них ничего не известно. 8)

Цитировать

ЦитироватьТак что весь вопрос - в достижимой точности.
Кстати, я в этой теме об этом уже говорил (в районе 2й-3й стр.). ;)

Проблем с точностью небыло.
Мне во всяком случае о них ничего не известно. 8)

:shock:
Гэниально, Холмс!
И конечная орбита HGS-1 Вам тоже неизвестна?
Она совпадает с плоскостью экватора, как и планировалось?

Тут как никогда к месту эта самая крылатая фраза: "Ты суслика видишь?"  :D

З.Ы. Только из кожи лезть и доказывать своё (процитированное Вами) заявление я больше не стану. Я до него дошёл самостоятельно, хотя в баллистике всего лишь любитель. Так что можете считать его ИМХО.  8)
А вообще Вам, как человеку с некоторым эээ... практическим опытом гравитационных манёвров, это уже должно было стать ясно и самостоятельно.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьТак что весь вопрос - в достижимой точности.
Кстати, я в этой теме об этом уже говорил (в районе 2й-3й стр.). ;)

Проблем с точностью небыло.
Мне во всяком случае о них ничего не известно. 8)

:shock:
Гэниально, Холмс!
И конечная орбита HGS-1 Вам тоже неизвестна?
Она совпадает с плоскостью экватора, как и планировалось?

Вы не читаете даже по ссылкам, за которые говорите "спасибо"?
Вам IMHO на самом деле не интересно всё это похоже.
Это ведь не ядерные звездолёты конечно, это всё не по-паццански, да? :roll:

Тем не менее чтобы Ваше IMHO осталось только _Вашим_, я внесу частичку очередного бреда.

1. Изначально в плане полёта никаких гравманёвров небыло.

2. Для осуществления разворота в плоскость ГСО об Луну Луна в момент разворота должна быть в плоскости ГСО. (на самом деле _близко_ к ней, севернее или южнее зависит от направления разворота, но разница сопоставима с радиусом Луны.

3. Старт аппарата к Луне возможен при пересечении плоскости орбиты аппарата на НОО и направления отлётной к Луне (незадолго _до_, но это детали..).

Поскольку имеем (1.) -- то _случайное_ совпадение (2.) и (3.) весьма маловероятно.

Что и наблюдаем.

ЦитироватьА вообще Вам, как человеку с некоторым эээ... практическим опытом гравитационных манёвров, это уже должно было стать ясно и самостоятельно.

Говоря ещё проще -- имеем две плоскости (ГСО и орбиты на НОО) и линию, вращающуюся в третьей плоскости (отлётная к Луне).
Если все три плоскости пересекаются в одной линии -- всё пучком.
Если нет -- будет отклонение от желаемого результата.
Математически выражать его значение лень. Это типа угол между линией пересечения плоскостей ГСО и НОО и линией пересечения плоскостей орбиты Луны и НОО.
Но это уже вилами по воде, бежать надо... :roll:

ЦитироватьВы не читаете даже по ссылкам, за которые говорите "спасибо"?
Вам IMHO на самом деле не интересно всё это похоже.
Это ведь не ядерные звездолёты конечно, это всё не по-паццански, да? :roll:

Статью я прочёл, но в одной мелочи с автором был не согласен.
Сейчас уже передумал.

ЦитироватьТем не менее чтобы Ваше IMHO осталось только _Вашим_, я внесу частичку очередного бреда.

1. Изначально в плане полёта никаких гравманёвров небыло.

2. Для осуществления разворота в плоскость ГСО об Луну Луна в момент разворота должна быть в плоскости ГСО. (на самом деле _близко_ к ней, севернее или южнее зависит от направления разворота, но разница сопоставима с радиусом Луны.

3. Старт аппарата к Луне возможен при пересечении плоскости орбиты аппарата на НОО и направления отлётной к Луне (незадолго _до_, но это детали..).

Поскольку имеем (1.) -- то _случайное_ совпадение (2.) и (3.) весьма маловероятно.

Что и наблюдаем.

Из статьи этого, кстати говоря, абсолютно не следовало. Но в этой части Вы, вероятно, правы.
В общем, касательно HGS-1 убедили - это был неподходящий пример, а тогда я в нем полностью не успел разобраться.
Он неподходящ хотя бы потому, что после облёта Луны у аппарата в любом случае предстоят достаточно энергичные манёвры, и возможностей исправить ошибки траектории хватает.
С межпланетными траекториями ситуация иная. Но - "это уже детали".
Моё ИМХО останется моим - да без проблем, не хотите верить - не верьте. уговаривать я не собираюсь. :)
Жизнь всех расставит по местам.

ЦитироватьОн неподходящ хотя бы потому, что после облёта Луны у аппарата в любом случае предстоят достаточно энергичные манёвры, и возможностей исправить ошибки траектории хватает.

Какие "энергичные манёвры"?? Копеечное торможение в перигее (один штук)? :roll:

Цитировать

Цитироватьстарт марсианского корабля

не... финиш марсианского корабля с повторным использованием в последующем

Именно. Электроядерный буксир по спирали неспешно доставляет на высокую круговую орбиту межпланетный корабль и спускаемые аппараты (грузовой и пилотируемый).
Потом на ЖРД быстренько запускаем на эту орбиту экипаж. Носитель нужен сверхтяжелый, им удобно выводить на НОО жилую межпланетную капулу в сборе, буксир и спускаемые аппараты.
ПН супертяжа 130-250 тонн.

С высокой орбиты многоразовый буксир начинает сматывать спиральку вниз, а межпланетный комплекс с минимальным приращением ХС стартует к Марсу на ЖРД на "вонючке". Возле Марса межпланетный кораль тоже с минимальным изменением ХС переходит на высокую круговую орбиту, а спускаемые аппараты переходят на высокоэллиптическую орбиту, тормозятся в атмосфере Марса и садятся.

После окончания работы экипаж стартует к межпланетному кораблю маленькой двухступенчатой ракетке. Корабль стартует к Земле.
Возле Земли межпланетный корабль переходит на выскокую круговую орбиту, а экипаж возвращается на Землю в том кораблике, в котором когда-то прилетел на межпланетный комплекс.
А на высокую орбиту за время экспедиции буксир доставил новые спускаемые аппараты и запас топлива для дозаправки МЭК.

Так можно сделать несколько экспедиций за минимальную цену.
Недостаток - летать придется по гомановской траектории, долго. Но думаю лучше один раз усилить радиационную защиту межпланетного корабля, чтобы было безопасно долго находиться в космосе, чем в каждой экспедиции дополнительно тормозить пилотируемый корабль у Марса на несколько км/c.

Тот же сверхтяжелый носитель и буксир можно использовать для доставки элементов лунной базы на окололунную орбиту, а пилотируемый кораблик - для доставки на Луну экипажей базы.

Цитировать

Цитировать

Цитироватьстарт марсианского корабля

не... финиш марсианского корабля с повторным использованием в последующем

Именно. Электроядерный буксир по спирали неспешно доставляет на высокую круговую орбиту межпланетный корабль и спускаемые аппараты (грузовой и пилотируемый).
Потом на ЖРД быстренько запускаем на эту орбиту экипаж. Носитель нужен сверхтяжелый, им удобно выводить на НОО жилую межпланетную капулу в сборе, буксир и спускаемые аппараты.
ПН супертяжа 130-250 тонн.

Если высокая круговая орбита не очень высокая - например, геостационарная - то супертяж с ПН 250 т. сможет доставить туда лишь 43 т. Если орбита очень высокая - например, залунная - то доставит он туда практически столько же (на отлётную траекторию супертяж выведет порядка 70 т., но в точке апогея нужно перейти на круговую орбиту, выполнять манёвры сближения и стыковки, так что в итоге останутся те же 40 т.) Не стоит эта игра свеч - стартовать надо с низкой орбиты, тем более, что там постоянно дежурят космонавты на МКС - случись на борту Марсианского корабля сбой, они прилетят и исправят.
Необходми, ИМХО, мощный разгонный блок на ТФЯРД для старта с околоземной и с околомарсианской орбиты и комплект полётных ЭРД. И вообще, нужно стремиться к максимально быстрому перелёту по траектории Штернфельда, чтобы не заморачиваться с замкнутыми СЖО и т. д.

по поводу сборки корабля и посадки экипажа в L1 в теме про заправки была такая картинка. правда там не на марс а к астероиду.

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=12322&start=0&postdays=0&postorder=asc&highlight=

Цитировать(http://img600.imageshack.us/img600/9001/hlvdepot.jpg) (http://img600.imageshack.us/img600/9001/hlvdepot.jpg)

ЦитироватьНе стоит эта игра свеч - стартовать надо с низкой орбиты, тем более, что там постоянно дежурят космонавты на МКС - случись на борту Марсианского корабля сбой, они прилетят и исправят.
Необходми, ИМХО, мощный разгонный блок на ТФЯРД для старта с околоземной и с околомарсианской орбиты и комплект полётных ЭРД. И вообще, нужно стремиться к максимально быстрому перелёту по траектории Штернфельда, чтобы не заморачиваться с замкнутыми СЖО и т. д.

А смысл летать на Марс на неделю? Воткнуть флаг и сфоткаться на фоне Олимпа?
Я за длительные пятилетние экспедиции, полтора года в полете и 3,5 на поверхности.
А с Земли во время противостояний доставляют грузовые посылки с новым оборудованием.
Причем экспедиций несколько.
А за 26 месяцев перед первой из них, во время предыдущего противостояния, к Марсу отправляется грузовой корабль, несущий оборудование первой марсианской базы и ракету для взлета людей с поверхности Марса на межпланетный корабль при возвращении.
И только если эта первая посылка штатно приземлится, отправляется экспедиция.

На фоне длительности экспедиций время перелета некритично. От невесомости будем спасаться центрифугой, от радиации защитой.

Конструкцию пилотируемого корабля надо всячески упрощать, а не усложнять, чтобы он был максимально "дубовым", и нечему было бы ломаться. А чтобы экспедиция не закончилась простым флаговтыком, "посылки" - беспилотные ЭРД-буксиры с тяжёлыми посадочными модулями - надо отправить заранее. Прилетев на околомарсианскую орбиту, члены экипажа пересядут в них и совершат управляемый спуск, проживут на планете полтора года и вернутся в следующее стартовое окно, а на Марс с очередным кораблём прилетит новая смена. Надо с первой экспедиции создавать на Марсе постоянно обитаемую базу, для чего необходим гипертяж http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=7531&postdays=0&postorder=asc&start=225. Двумя-тремя пусками (один из которых - пилотируемый марсианский корабль, а остальные - беспилотные модули для марсианской базы) это вполне реально.

Перечитал Левантовского. 8)

Бред в общем всё это получается. Если включить моск.
Причём как с разгоном "об Луну", так и со стартом с ОЛО-L1-L2 (3-4-5).
Говорили-ж нам на уроках астрономии в школе -- "пиплЫ, жгите соляру при разгоне в самой-самой гравитационной яме, и будут вам пыльные тропинки в немерянных количествах.."
Ан нет, всё природу наколоть хотим... :roll:
Идиоты. Мы.

Цитировать

ЦитироватьОн неподходящ хотя бы потому, что после облёта Луны у аппарата в любом случае предстоят достаточно энергичные манёвры, и возможностей исправить ошибки траектории хватает.

Какие "энергичные манёвры"?? Копеечное торможение в перигее (один штук)? :roll:

Ничего себе "копеечное" - больше 1060 м/с!
А если учесть ещё неизбежные коррекции плюс дополнительный доворот плоскости при перигейном торможении, то явно более 1100 м/с набежит.
Такие мощные импульсы у геостационарников часто разбивают на 2-3. Да ещё и коррекция.

ЦитироватьПеречитал Левантовского. 8)

Бред в общем всё это получается. Если включить моск.
Причём как с разгоном "об Луну", так и со стартом с ОЛО-L1-L2 (3-4-5).
Говорили-ж нам на уроках астрономии в школе -- "пиплЫ, жгите соляру при разгоне в самой-самой гравитационной яме, и будут вам пыльные тропинки в немерянных количествах.."
Ан нет, всё природу наколоть хотим... :roll:

Тут же ситуация в корне другая.
Кораблику на "солярке" впятеро больше топлива надо на момент старта. Потому и летим тихой сапой да малой тягой на ЭРДУ.

Можно конечно и напрямую "спираль" раскручивать, а Луну обходить десятой дорогой, чтобы не возмущала. Потому как по дороге она всё равно где-то неподалече будет и на спирали всё равно мимо неё проходить придётся.
А можно и цепануть её гравитацию и отхватить если не полтора, то хотя бы пол-км/с. Я всё же надеюсь, что будет побольше, но даже ради 500 м/с игра стоит свеч.

А короткие импульсы в гравитационной яме для ЭРДУ не то чтобы невозможны, но... растянут время разгона до жутких величин. Слишком уж быстро этот перигей проносится.
Да и многократные проныривания сквозь пояса радиации совсем не гуд. Тем более с межпланетным экипажем.

ЦитироватьПеречитал Левантовского. 8)

Бред в общем всё это получается. Если включить моск.
Причём как с разгоном "об Луну", так и со стартом с ОЛО-L1-L2 (3-4-5).
Говорили-ж нам на уроках астрономии в школе -- "пиплЫ, жгите соляру при разгоне в самой-самой гравитационной яме, и будут вам пыльные тропинки в немерянных количествах.."
Ан нет, всё природу наколоть хотим... :roll:
Идиоты. Мы.

Однако, судя по вышеприведенному рисунку, в NASA всё-таки действительно рассматривают вариант с доставкой топлива в L1. Для меня это новость. Правда, внизу там написано: "Pre-Decisional. For NASA Internal Use Only". То есть они еще не решили, хорош этот вариант или нет. Интересно, к какому они прийдут выводу...

Получается, мы теперь "завязаны" на реактор, а они выбрали СБ. Полезная конкуренция, посмотрим что окажется лучше. Без такого соревнования на уровне готовых изделий сложно заранее выбрать наилучший источник энергии для ЭРД.

а смысл реактора в системе земля-луна?

кстати насколько я понял из рисунка оба SEP в итоге одноразовые. первый остается пустой в L1, второй улетает куда-то в космос мимо земли при возвращении. видимо топливо на возвращение SEP не влазит в SLS. возможно было бы интереснее возвращать хотя бы первый выводя для него топливо отдельным пуском, чтобы затем выводить только топливо.

а насчет "жечь соляру в яме" так это и предлагают "заправщики" утверждая что это в разы дешевле. но не все им верят :)

ЦитироватьОднако, судя по вышеприведенному рисунку, в NASA всё-таки действительно рассматривают вариант с доставкой топлива в L1. Для меня это новость. Правда, внизу там написано: "Pre-Decisional. For NASA Internal Use Only". То есть они еще не решили, хорош этот вариант или нет. Интересно, к какому они прийдут выводу...

Думается, что к естественному и вполне предсказуемому.
А изучение вариантов это нормальная практика, чтобы быть уверенным, что не упустил какой-нибудь возможности.

ЦитироватьДумается, что к естественному и вполне предсказуемому.

А это какой? :)

Никаких "заправок" в L1 не будет.

По крайней мере пока не будет вообще создана какая-то "обширная развитая эфирная инфраструктура" в околоземном мировом пространстве.

ЦитироватьНикаких "заправок" в L1 не будет.

По крайней мере пока не будет вообще создана какая-то "обширная развитая эфирная инфраструктура" в околоземном мировом пространстве.

здесь речь не о заправке а о стыковке в L1

ЦитироватьОднако, судя по вышеприведенному рисунку, в NASA всё-таки действительно рассматривают вариант с доставкой топлива в L1. Для меня это новость. Правда, внизу там написано: "Pre-Decisional. For NASA Internal Use Only". То есть они еще не решили, хорош этот вариант или нет. Интересно, к какому они прийдут выводу...

Картинка была из HAT презенташки про заправки. Вот она же осенью на Роадмапе уже как основная  (изменения минимальны), вторая иллюстрирует что куда чем предполагается возить (до НЕА SEP, до Марса NuclearEP)
(http://img717.imageshack.us/img717/9844/603232mainculberthatove.th.jpg) (http://img717.imageshack.us/img717/9844/603232mainculberthatove.jpg) (http://img813.imageshack.us/img813/9844/603232mainculberthatove.th.jpg) (http://img813.imageshack.us/img813/9844/603232mainculberthatove.jpg)
CPS1 служит для разгона собранного экспедиционного корабля из L1,  доставляется SEP1
CPS2 используют для доставки экипажа в L1
SEP2 используют для доставки жилого и исследовательского модуля в L1 и
для полета к NEA после разгона на криогенном CPS1

кстати на первой картинке SEPы выбрасывают, а на второй используют повторно. кому верить?

и откуда вторая картинка? презенташка по заправкам у меня есть. где-то еще попадалась презенташка аналогичная по луне-астероидам-марсу, но потерялась и сейчас найти не могу.

Цитироватькстати на первой картинке SEPы выбрасывают, а на второй используют повторно. кому верить?

и откуда вторая картинка? презенташка по заправкам у меня есть. где-то еще попадалась презенташка аналогичная по луне-астероидам-марсу, но потерялась и сейчас найти не могу.

левая конкретно про миссию NEA_FUL_1A_C11B1, правая концепция использования "средств передвижения" вообще. :) вытащена ЕМНИП из той же презентации ноябрьского GER workshopa, что и левая.

Слетать в L2 на Орионе (и ХС подписаны):
(http://s018.radikal.ru/i520/1201/db/1b2f550bf2d6t.jpg) (http://radikal.ru/F/s018.radikal.ru/i520/1201/db/1b2f550bf2d6.jpg)

Цитировать

ЦитироватьОднако, судя по вышеприведенному рисунку, в NASA всё-таки действительно рассматривают вариант с доставкой топлива в L1. Для меня это новость. Правда, внизу там написано: "Pre-Decisional. For NASA Internal Use Only". То есть они еще не решили, хорош этот вариант или нет. Интересно, к какому они прийдут выводу...

Картинка была из HAT презенташки про заправки. Вот она же осенью на Роадмапе уже как основная  (изменения минимальны), вторая иллюстрирует что куда чем предполагается возить (до НЕА SEP, до Марса NuclearEP)

Вот пдфка про заправку в L2, и про строительство Лунной Базы используя коммерческие носители и две заправки - одну на НОО, вторую в L2: http://ulalaunch.com/site/docs/publications/AffordableExplorationArchitecture2009.pdf

ЦитироватьВот пдфка про заправку в L2, и про строительство Лунной Базы используя коммерческие носители и две заправки - одну на НОО, вторую в L2: http://ulalaunch.com/site/docs/publications/AffordableExplorationArchitecture2009.pdf

спасибо.

Вот такая схема
1) Запускаем двигун в L1
2) Грузим на него рабочее тело с Луны
3) Опускаемся на LEO
4) Цепляем к нему корабль.
5) Летим в L2. Опционально - залетаем в L1, грузим рабочее тело
6) Запускаем экипаж, пересаживаем
7) Поехали на Марс...

Двигун - энергоустановка + движки, тип не конкретизирую

ЦитироватьВот такая схема
1) Запускаем двигун в L1
2) Грузим на него рабочее тело с Луны
3) Опускаемся на NEO
4) Цепляем к нему корабль.
5) Летим в L2. Опционально - залетаем в L1, грузим рабочее тело
6) Запускаем экипаж, пересаживаем
7) Поехали на Марс...

Двигун - энергоустановка + движки, тип не конкретизирую

NEO это астероид. имелось в виду LEO? :)

ЦитироватьВот такая схема
1) Запускаем двигун в L1
2) Грузим на него рабочее тело с Луны
3) Опускаемся на NEO
4) Цепляем к нему корабль.
5) Летим в L2. Опционально - залетаем в L1, грузим рабочее тело
6) Запускаем экипаж, пересаживаем
7) Поехали на Марс...

Двигун - энергоустановка + движки, тип не конкретизирую

Пункты с третьего по пятый - абсолютно лишние.

Если у нас есть заправка на L2 и рабочее тело/топливо с Луны, то к Марсу можно спокойно летать на химии. РБ доставляет ПН в L2 и заправляется там, потом старт к Марсу. Правда возвращаться сложно, нужна заправка у Марса, поэтому этот вариант хорошо подходит для грузовиков. Если топливо/рабочее тело с Земли, то, может быть, его тоже стоит доставлять в L2. Это позволяет многократно использовать жилой модуль. Но без лунного топлива/рабочего тела - вряд ли.

Перелетать из L1 в L2 не стоит - энергии нужно немного, но времени займет вечность.

ЦитироватьЕсли у нас есть заправка на L2 и рабочее тело/топливо с Луны, то к Марсу можно спокойно летать на химии. РБ доставляет ПН в L2 и заправляется там, потом старт к Марсу.

Сколько Vх сэкономим...  :roll: Аж метров 200 в секунду небось...  :lol:

ЦитироватьЕсли у нас есть заправка на L2 и рабочее тело/топливо с Луны, то к Марсу можно спокойно летать на химии.

Сильно подозреваю, что топливо с Луны для РБ не подойдёт. С земли же на таком топливе запускать - мю ПН будет ниже плинтуса. (там тоже, но нам что реголита жалко?)

ЦитироватьПерелетать из L1 в L2 не стоит - энергии нужно немного, но времени займет вечность.

Это почему? Нам в L2 стабилизироваться не надо - просто одновременно с кораблём экипажа прилететь. А если с пересадкой проблемы возникнут - можно и тормознуться.

Из Lx лететь на Марс стоит только через активный манёвр в перигее около НОО. Чем _Н_ , тем лучше.
И скорости там (в перигее) копейки докинуть надо будет.
Так-что всё это ботва.
IMHO.

ЦитироватьЭто почему? Нам в L2 стабилизироваться не надо - просто одновременно с кораблём экипажа прилететь. А если с пересадкой проблемы возникнут - можно и тормознуться.

Разница при старте к Марсу между L1 и L2 -- 78 см/с плюс разница скоростей движения L1 и L2.
Копейки.
Через манёвр у Земли -- полагаю _миллиметры_ в секунду.

Однако что-б попасть из Lх на эллипс с низким перигеем -- надо чуть меньше 800 м/c Vх.
Жалко.
Стартовать надо или с НОО, или с высокого эллипса. (по энергетике.)
Всё остальное выйдет IMHO _изрядно_ дороже.

Цитировать

ЦитироватьЕсли у нас есть заправка на L2 и рабочее тело/топливо с Луны, то к Марсу можно спокойно летать на химии.

Сильно подозреваю, что топливо с Луны для РБ не подойдёт. С земли же на таком топливе запускать - мю ПН будет ниже плинтуса. (там тоже, но нам что реголита жалко?)

На Луне обнаружено вода, в количестве, вполне пригодном для добычи и использования вм качестве топлива. Чем вам не нравится топливная пара LO/LH? С реголитом сложнее - установки для его переработки сложнее, дороже и имеют меньший срок службы, поэтому добыча промышленных количеств кислорода на Луне ползет далеко в право. Тем более. что наличие воды на луне снимает срочность этой задачи. Вот когда на Луне развернется металлургическое производство, его побочным продуктом станет огромное количество кислорода.

Цитировать

ЦитироватьПерелетать из L1 в L2 не стоит - энергии нужно немного, но времени займет вечность.

Это почему? Нам в L2 стабилизироваться не надо - просто одновременно с кораблём экипажа прилететь. А если с пересадкой проблемы возникнут - можно и тормознуться.

А какая будет относительная скорость этой встречи?

ЦитироватьИз Lx лететь на Марс стоит только через активный манёвр в перигее около НОО. Чем _Н_ , тем лучше.
И скорости там (в перигее) копейки докинуть надо будет.
Так-что всё это ботва.
IMHO.

Вариант, ИМХО, хороший, стоит его детально обсчитать, определить возможные даты старта.

ЦитироватьРазница при старте к Марсу между L1 и L2 -- 78 см/с плюс разница скоростей движения L1 и L2.
Копейки.

Вот и посчитайте эти копейки. А 78 см/с - это необходимая дополнительная скорость, что бы достичь L2 "через Луну". Сравните эти 78 см/с с "копейками", тогда поговорим.

ЦитироватьЧерез манёвр у Земли -- полагаю _миллиметры_ в секунду.

Полагаю, это без учета возможности активного маневра с низким перигеем, как предлагалось в предыдущем посте.

ЦитироватьОднако что-б попасть из Lх на эллипс с низким перигеем -- надо чуть меньше 800 м/c Vх.
Жалко.
Стартовать надо или с НОО, или с высокого эллипса. (по энергетике.)
Всё остальное выйдет IMHO _изрядно_ дороже.

Возможно - нужно считать, иначе это....

А вот при наличии лунного топлива ситуация сразу меняется кардинально, и там уже никакого ИМХО нет.

ЦитироватьНа Луне обнаружено вода, в количестве, вполне пригодном для добычи и использования вм качестве топлива.

Не доказано. Потом, кто сказал что там вода а не углеводороды в виде тяжёлых асфальтов например? :)

ЦитироватьЧем вам не нравится топливная пара LO/LH?

Температурой LH.

ЦитироватьС реголитом сложнее - установки для его переработки сложнее, дороже и имеют меньший срок службы, поэтому добыча промышленных количеств кислорода на Луне ползет далеко в право.

Кислород можно и не добывать. Если летим не на химии а от ЯЭУ/СБ - то реголит просто плавим, добавляем металл и хренячим получившимися шариками из ЭМ-ускорителя.

ЦитироватьА какая будет относительная скорость этой встречи?

А сколько надо столько и будет. С Земли или L1 в эту точку можно прийти с любой скоростью.

Цитировать

ЦитироватьИз Lx лететь на Марс стоит только через активный манёвр в перигее около НОО. Чем _Н_ , тем лучше.
И скорости там (в перигее) копейки докинуть надо будет.
Так-что всё это ботва.
IMHO.

Вариант, ИМХО, хороший, стоит его детально обсчитать, определить возможные даты старта.

Ничего хорошего. Для Lх во всяком случае.
Мало того, что в Lx добираться запаришься (для тех, кто в танке: В Lx одноимпульсно с НОО -- не попасть!! (не беря случай многократного окололунного прохода.)  И Vх для порадания в L1 где-то на 800 м/c _больше_ второй космической.), так ещё и что-бы с неё обратно на эллипс попасть -- набо те-же 800 м/с потратить.
Бред, простите.

Цитировать

ЦитироватьРазница при старте к Марсу между L1 и L2 -- 78 см/с плюс разница скоростей движения L1 и L2.
Копейки.

Вот и посчитайте эти копейки. А 78 см/с - это необходимая дополнительная скорость, что бы достичь L2 "через Луну". Сравните эти 78 см/с с "копейками", тогда поговорим.

Ну раскорячил пальцы по картинке.
Ну сравнил.
Ну навскидку 200м/c.
И?
Они _нафиг_ там не сдались.

Цитировать

ЦитироватьЧерез манёвр у Земли -- полагаю _миллиметры_ в секунду.

Полагаю, это без учета возможности активного маневра с низким перигеем, как предлагалось в предыдущем посте.

_С_.
Вы не поняли.

ЗЫ У Вас Левантовский -- есть под рукой?

Цитировать

ЦитироватьСтартовать надо или с НОО, или с высокого эллипса. (по энергетике.)
Всё остальное выйдет IMHO _изрядно_ дороже.

Возможно - нужно считать, иначе это....

А вот при наличии лунного топлива ситуация сразу меняется кардинально, и там уже никакого ИМХО нет.

Нихрена она не меняется.

Вам в это топливо ещё дохрена Vх вложить надо. Перед использованием.
Оно золотым выйдет.
Дороже чем с Земли. :wink:

ЗЫ Пардоне муа, везде где выше 800 м/с -- надо читать 650...  :roll:

ЦитироватьОднако что-б попасть из Lх на эллипс с низким перигеем -- надо чуть меньше 800 м/c Vх.
Жалко.
Стартовать надо или с НОО, или с высокого эллипса. (по энергетике.)
Всё остальное выйдет IMHO _изрядно_ дороже.

Ну я на идею в этом ключе уже отвечал: http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=879960#879960

ЦитироватьЧерез манёвр у Земли -- полагаю _миллиметры_ в секунду.

Ну это вы малость загнули, не миллиметры, а метры, но всё равно мизер в пределах запасов на коррекции.

В общем, поразмыслив, я пришёл к выводу, что при перелёте с малой тягой (ЭРДУ) и с учётом желания "цепонуть" напоследок гравитацию Луны, видимо наиболее предпочтимтельной будет всё же эллиптическая орбита, но с перигеем выше центральной части радиационных поясов. Вероятно, перигей ~40000-50000 км, а апогей в районе орбиты Луны.
Тогда как раз обеспечивается условие "догоняющей" Луны и гравиразгон будет получен в требуемом направлении.
Почему не низкий перигей - отвечал раньше (см. ссылку). Повторюсь кратко по сути, отсутствие низкого перигея даёт возможность дойти до требуемого эллипса быстрее и с минимальным радиационным ущербом.

Использование лунного топлива - пока что "лишняя сущность" с высокой долей неопределённости. Но летать к Марсу на уже хорошо освоенных ЖРД и высокотяговых импульсах, конечно, выглядит заманчиво. Вопрос только в том, как далеко шагнёт прогресс в развитии мощных ЭРДУ за ближайшие 20 лет (раньше к Марсу точно не полетим). :roll:

З.Ы. Чуток дополнил.

(http://s47.radikal.ru/i116/1202/74/5a1cc6fe2bcft.jpg) (http://radikal.ru/F/s47.radikal.ru/i116/1202/74/5a1cc6fe2bcf.jpg)
http://radikal.ru/F/s47.radikal.ru/i116/1202/74/5a1cc6fe2bcf.jpg.html

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНичего она не способна добавить. Разгонный гравманевр "через Луну" - копеечный.

А через Землю с Луны?

По-моему вообще 0.

Не 0 так точно.
Я про это  http://en.wikipedia.org/wiki/Oberth_effect
Не совсем понимаю, поэтому при подсчете наверняка ошибусь гдето

http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%93%D1%80%D0%B0%D0%B2%D0%B8%D1%82%D0%B0%D1%86%D0%B8%D0%BE%D0%BD%D0%BD%D1%8B%D0%B9_%D0%BC%D0%B0%D0%BD%D1%91%D0%B2%D1%80

Максимально возможные приращения скорости, км/с:
Меркурий Венера Земля Луна Марс Юпитер Сатурн Уран Нептун Плутон
3,005 7,328 7,910 1,680 3,555 42,73 25,62 15,18 16,73 1,09Вопрос только в направлении
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/49174.gif) (https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/49175.gif)

ЦитироватьПо русски это всего лишь "гравитационный маневр"
http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%93%D1%80%D0%B0%D0%B2%D0%B8%D1%82%D0%B0%D1%86%D0%B8%D0%BE%D0%BD%D0%BD%D1%8B%D0%B9_%D0%BC%D0%B0%D0%BD%D1%91%D0%B2%D1%80

Максимально возможные приращения скорости, км/с:

Код Выделить Развернуть

Меркурий Венера Земля Луна Марс Юпитер Сатурн Уран Нептун Плутон
3,005 7,328 7,910 1,680 3,555 42,73 25,62 15,18 16,73 1,09Вопрос только в напралении
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/49174.gif) (https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/49175.gif)

Это не то. Эффект Обертса -  мультипликатор импульса в перигее.  Гравитационный маневр пассивен и работает на разнице орбитальных скоростей планет.

Oberth effect is used in a powered flyby or Oberth maneuver where the application of an impulse, typically from the use of a rocket engine, close to a gravitational body (where the gravity potential is low, and the speed is high) can give much more change in kinetic energy and final speed (i.e. higher specific energy) than the same impulse applied further from the body for the same initial orbit

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьНичего она не способна добавить. Разгонный гравманевр "через Луну" - копеечный.

А через Землю с Луны?

По-моему вообще 0.

Не 0 так точно.
Я про это  http://en.wikipedia.org/wiki/Oberth_effect
Не совсем понимаю, поэтому при подсчете наверняка ошибусь гдето

Ну, возможность "Оберт-эффекта" упоминалась уже в этой теме (и у Back-stabber, и в статье из wiki о гравиманёврах) - но он неприменим для движка с малой тягой (ЭРДУ), а тут первое время предлагался к рассмотрению только он. Ну, точнее эффект от работы ЭРДУ при пролёте перигея крайне мал и не стоит возни с самой организацией низкоперигейной траектории.

Кстати, если кому интересно - предельный вариант "Оберт-эффекта" описан был у Штернфельда как вертикальный тоннель сквозь земной шар, где ракете придаётся импульс в момент прохождения центра Земли. При этом всего 5,1 км/с достаточно, чтобы набрать вторую космическую скорость и выйти на околосолнечную.  8)

ЦитироватьНу, возможность "Оберт-эффекта" упоминалась уже в этой теме (и у Back-stabber, и в статье из wiki о гравиманёврах) - но он неприменим для движка с малой тягой (ЭРДУ), а тут первое время предлагался к рассмотрению только он. Ну, точнее эффект от работы ЭРДУ при пролёте перигея крайне мал и не стоит возни с самой организацией низкоперигейной траектории.

Кстати, если кому интересно - предельный вариант "Оберт-эффекта" описан был у Штернфельда как вертикальный тоннель сквозь земной шар, где ракете придаётся импульс в момент прохождения центра Земли. При этом всего 5,1 км/с достаточно, чтобы набрать вторую космическую скорость и выйти на околосолнечную.  8)

Дак я в самом начале топика предлагал подымать модули и топливо на ЭРД, а потом на химии с высокой тягой быстро стартовать к Марсу.

В середине статьи русской Вики "гравитационный маневр" описан как раз эффект Оберга.

Может быть в РВики беспорядок :roll: или в головах Викиредакторов :roll:

ЦитироватьВ середине статьи русской Вики "гравитационный маневр" описан как раз эффект Оберга.

Может быть в РВики беспорядок :roll: или в головах Викиредакторов :roll:

Гравитационный маневр пассивный, эффект Оберта - активный. Они разные по сути.
На пальцах выходит что отлетная дельтаВЭ экономится минимум вдвое при старте с высокой орбиты в сравнении с простым разгоном. ЭРД может и поэкономичние по массе топлива, но разгоняться придеться гораздо дольше. Это и ресурсы (включая расходные СЖО) и соббсно здоровье космонавтов.
Кто возмется посчитать?

ЦитироватьДак я в самом начале топика предлагал подымать модули и топливо на ЭРД, а потом на химии с высокой тягой быстро стартовать к Марсу.

В НАСА прислушались и уже рисуют:
(http://img717.imageshack.us/img717/9844/603232mainculberthatove.th.jpg) (http://img717.imageshack.us/img717/9844/603232mainculberthatove.jpg)
(к L1 возят на ЭРД, а к Марсу стартуют на криогенном бустере)

Цитировать(к L1 возят на ЭРД, а к Марсу стартуют на криогенном бустере)

Это походу к астероиду, но типа того. Вот так же с Л1 только с эффектом Оберта.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьЧерез манёвр у Земли -- полагаю _миллиметры_ в секунду.

Полагаю, это без учета возможности активного маневра с низким перигеем, как предлагалось в предыдущем посте.

_С_.
Вы не поняли.

ЗЫ У Вас Левантовский -- есть под рукой?

Нет. Он его тоже опроверг.

http://www.clowder.net/hop/railroad/Oberth.html

Цитировать

ЦитироватьДак я в самом начале топика предлагал подымать модули и топливо на ЭРД, а потом на химии с высокой тягой быстро стартовать к Марсу.

В НАСА прислушались и уже рисуют:

Вообще-то химия выгодна как раз наоборот - для быстрого вылета из гравитационной ямы. А дальше она уже проигрывает вчистую. Тем более, что тащить туда водород - это уже просто перебор...

Цитироватьтащить туда водород - это уже просто перебор...

А они тоже строят планы исходя из скорого прихода лунных ресурсов. ;)

так ведь они и тащат водород наверх "чтобы бысто улететь". но тащат его медленно "чтобы меньше тащить".