Форум Новости Космонавтики

Исходная посылка.
http://community.sk.ru/news/b/articles/a (http://community.sk.ru/news/b/articles/archive/2014/12/05/prityazhenie-luny.aspx)
Общая цель программы:
 Создание через несколько десятилетий на Луне добывающей, перерабатывающей и производящей промышленности значительной мощности.
 Частные цели первого этапа (2016-2025):
 

•    Получить    инструменты освоения Луны как ресурсной    базы РФ в космосе (транспортная система    «Земля-орбита», «орбита-орбита» и    «орбита-Луна» для транспортировки    беспилотных объектов, транспортная    система «Земля-Луна» для пилотируемых    перелётов, беспилотные и пилотируемые    аппараты для работы на поверхности    луны). Возможно - получить некоторый    опыт их применения.
•    Получить    технологии и технику добычи лунных    ресурсов (металлы, кремний, кислород).    Возможно - и применения ресурсов.    Возможно - получить некоторый опыт    работы с ней.
  

Инструменты первого этапа освоения Луны:
 

•    Многоразовый    разгонный блок(МРБ) с ядерно-электрической    реактивной двигательной установкой(ЯЭРДУ),    он же ТЭМ.
•    Пилотируемый    транспортный корабль нового поколения    (ПТК НП).
•    Ракеты    семейств Союз и Ангара.
•    Разгонные    блоки семейств КВРБ и Фрегат.
•    АЛС    типа Луна. Разрабатываемые, предполагаются    запуски с 2019.
•    Модули    орбитальных станций. Разрабатываемые    (например, ОКА-Т и надувные модули).
•    Приборы    и техника для работы на поверхности    Луны.
  

Предлагаемый план:
 

•    Создать    платформы для орбитальных (Луна-ОА) и    посадочных (Луна-П) автоматических    станций. Так же - посадочную платформу    на базе РБ Фрегат и на её базе лунный    посадочный корабль(ЛПК).
•    Создать пилотируемый    транспортный корабль в    варианте для полётов в точки Лагранжа    системы Земля-Луна (ПТК-Л). Использовать    для этого специальную модификацию    корабля «Союз» нецелесообразно из-за    предлагаемых кораблем ПТК возможностей    и сроков разработки модификации КК    «Союз», сравнимых со сроками создания    корабля ПТК.
•    Создать    водородную третью ступень «УРМ-2ВC» для    РН Ангара-5 (4 двигателя РД-0146) вместо    керосиновой ступени УРМ-2 (двигатель    РД-0124), обладающую возможностями    повторного запуска двигателей в    невесомости и стыковки. Это позволит    обеспечить двухпусковые запуски корабля    ПТК-Л при стыковке на НОО на дальние    орбиты, например, в точки Лагранжа, а    также других объектов, при стартовом    весе ступени около 85 тонн. Это не    потребует модификации стартовых    комплексов для РН Ангара, т. к. в них    уже присутствует водородная магистраль    для заправки 4-й ступени - разгонного    блока семейства КВРБ.
•    Создать    более легкую и простую модификацию    третьей ступени УРМ-2ВС «УРМ-2В»,    аналогичную по возможностям УРМ-2. При    начальной массе ступени, равной массе    блока УРМ-2, это обеспечит при помощи    РН Ангара-5 выведение на низкую орбиту    более 30 тонн ПГ.
•    Создать    ТЭМ с ЯЭРДУ.
•    Запускать    АЛС к Луне, в том числе, по плану    разведки/разработки лунных ресурсов    (любыми удобными ракетами из существующих,    так же многопусковыми схемами с помощью    УРМ-2ВС и ТЭМ).
•    Создать    малую пилотируемую орбитальную станцию    для точки Лагранжа (ОС-Л) и доставить    её с помощью ТЭМ в точку Лагранжа    Земля-Луна L-1 или L-2.
•       В    первую очередь работа АЛС должна быть    направлена на разворачивание    автоматической лунной базы - Лунного    Полигона.
•    Снабжение    ОС-Л и доставка к ней лунных посадочных    кораблей осуществляется по медленной    многопусковой схеме (с использованием    ТЭМ).
•    Доставка    экипажей на ОС-Л производится по быстрой    двухпусковой схеме (ПКК + УРМ-2ВС).
•    Экипаж    на ОС занимается научными экспериментами    и удаленным управлением АЛС.
•    При    необходимости космонавтами на ЛПК    совершается перелёт ОС-Л - Луна с работой    на поверхности и возвратом на ОС.
•    Работа    Лунного Полигона направлена на скорейшее    освоение местных ресурсов и, в частности,    на производство компонентов ракетного    топлива и промышленного сырья (кремния,    металлов) из местных ресурсов.
•    Использование    полученных на Луне ресурсов для: заправки    лунных кораблей; постройки (под)поверхностной    лунной базы; производства на месте либо    на ОС-Л различной продукции.
  

Сроки выполнения:
 

•    Разработки    платформ для АЛС ведутся, первый    испытательный полёт (Луна-Глоб) намечен    на 2019. Модернизация РБ Фрегат потребует    ориентировочно до 3-х лет, разработка    и создание на базе посадочной платформы    полноценного ЛПК потребует так же до    3-х лет.
•    Разработка    ПТК НП ведется в настоящее время, вехи:    2021 - первый беспилотный полёт    низкоорбитальной версии, 2022-2023 -    беспилотные испытания на НОО, 2024 -    пилотируемые полёты к ОС, 2025 - первый    беспилотный полёт "лунной" версии,    2028 - первый пилотируемый полёт "лунной"    версии. Относительно разрабатываемой    лунной версии потребуется увеличение    запаса скорости до 1800 м/с от предлагаемой    1300 м/с. Также для сокращения сроков    программы предлагается начать работу    с "лагранжевой" версии корабля -    как это было сделано в проекте Аполлон    - и, возможно, полностью отказаться от    низкоорбитальной версии ПТК-О, кроме    свободнолетающего варианта ПТК-З.
•    Разработка    третьей водородной ступени УРМ-2ВС для    "Ангары-5" потребует, ориентировочно,    4-5 лет после создания водородного    разгонного блока для РН(по плану 2015).
•    Разработка    ступени УРМ-2В потребует, ориентировочно,    2-3 года после создания исходной ступени.
•    Первый    испытательный запуск опытного ТЭМ    намечен на 2018, запуск пригодного для    лунных перелетов ТЭМ намечен на 2021.
•    Запуски    АЛС для изучения Луны (серия Луна-Ресурс    и Луна-Грунт) намечены на 2021-2025.
•    На    настоящий момент предлагается создание    орбитальной станции для окололунных    орбит в 2028-2031. При использовании    разрабатываемых для МКС лабораторий    ОКА-Т и Трансформируемых модулей, а так    же ТЭМ вместо специальных энергетических    модулей, возможно перенесение сроков    на 3-5 лет ранее (2023-2025).
•    Формирование    Лунного Полигона АЛС возможно начинать    после готовности серийной платформы    для АЛС Луна и/или посадочной платформы    на базе РБ Фрегат. Например, использование    для этого станций Луна-Ресурс и    Луна-Грунт.
•    Снабжение    ОС-Л возможно после создания ОС-Л и    размещения её в точке Лагранжа.
•    Доставка    экипажей - аналогично.
•    Работа    экипажей возможна после прибытия на    станцию.
•    Перелёт    ОС-Л - Луна с возвратом возможен при    готовности ОС-Л, работе экипажей на ней    и готовности ЛПК (см. п.1)
•    Эксперименты    с освоением лунных ресурсов возможны    после начала работы Лунного полигона.
•    Успешное    использование ресурсов возможно не    ранее конца 2020-начала 2030.
  

Дорожная карта:

2018 - запуск первого опытного ТЭМ, испытания Фрегат-П.
2019 - запуск Луна-Глоб-П.
2020 - испытания Ангары-5/УРМ-2ВС.
2021 - беспилотные испытания ПТК-Л (РН Ангара-5П, НОО), запуск Луна-Глоб-ОА, запуск первого ТЭМ-Л.
2022 - беспилотные испытания ПТК-Л, беспилотные испытания ЛПК.
2023 - запуск модуля ОКА-Т станции ОС-Л с ТЭМ, испытания Ангара-5В с УРМ-2В, беспилотный полёт ПТК-Л+УРМ-2ВС к орбитальной станции ОС-Л, запуск Луна-Ресурс-ОА, запуск Луна-Ресурс-П. Здесь и далее - запуски АЛС по программе Лунного Полигона.
2024 - пилотируемый полёт ПТК-Л (низкая орбита).
2025 - запуск Трансформируемого модуля к орбитальной станции ОС-Л, пилотируемый полёт ПТК-Л+УРМ-2ВС к орбитальной станции ОС-Л, запуск Луна-Грунт-Луноход, запуск Луна-Грунт-Возврат.
2026 - запуск ЛПК+ТЭМ к орбитальной станции ОС-Л, посещение ОС-Л (ПТК-Л+УРМ-2ВС), возможно высадка на Луну.
2027 и далее - запуски МЛАК Корвет, экспедиции на ОС-Л.
2028 и далее - замены реакторов ТЭМ.
2033 - начало замены модулей ОС-Л.

Пояснения.

Существующие проблемы заключаются в частности в том, что в ФКП 2016-2025 предполагается параллельное разворачивание и окололунной ОС, и лунной поверхностной базы, и автоматического Лунного Полигона для АЛС - при этом запрашиваются сверхтяжелые ракеты-носители. Предполагается использование нового орбитального корабля.
В предлагаемом плане предполагается ограничиться пилотируемой ОС, но не в окололунной орбите(ОЛО), а в точке Лагранжа L-1 или L-2, и Лунным Полигоном для АЛС (с возможностью посещения космонавтами).
Для обеспечения этой программы не потребуются сверхтяжелые ракеты и тяжелые РН мощнее, чем Ангара-5 с третьей водородной ступенью. Для отправки в Л-1 или Л-2 корабля ПТК-Л достаточно двухпусковой схемы с использованием водородного разгонного блока УРМ-2ВС, запускаемого ракетой Ангара-5, и ракеты Ангара-5П для запуска на орбиту корабля.
Для сокращения сроков программы пилотируемых полётов к станции ОС-Л предлагается начать работу с "лагранжевой" версии корабля ПТК - как это было сделано в проекте Аполлон - и, возможно, полностью отказаться от низкоорбитальной версии ПТК-О, кроме свободнолетающего варианта ПТК-З. Т.к. такое увеличение количества кораблей, тем более запускаемых на орбиту одной и той же ракетой Ангара-5П, как показывает история, ни к чему хорошему не приводит (см. история кораблей 7К-ОК, 7К-Л1 и 7К-ЛОК).
Достоинства (и недостатки) орбитальной станции, размещенной в точке Лагранжа, по сравнению с лунной орбитальной станцией на окололунной орбите, подробно расписаны, например, у Анатолия Зака (Mission to Lagrange points (http://www.russianspaceweb.com/lagrange.html)).
Вкратце, достоинства:
 

•    меньше    потребная скорость для достижения    станции в Лагранже с околоземной орбиты,    чем для станции на ОЛО (3,4-3,8 км/с против    4,2 км/с характеристической скорости);
•    меньше    потребность в топливе для коррекции    орбиты станции;
•    постоянная    связь с Землей и выбранным районом    Луны.
  

Недостатки:
 

•    Большее    расстояние от точек Лагранжа до Луны    (58-65 тысяч км) по сравнению с низкими    ОЛО (100-500 км), как следствие большая    мощность для связи с Луной;
•    Несколько    больше потребная скорость для лунных    посадочных кораблей, стартующих от    ОС-Л (2,8 км/с вместо 2,1 км/с характеристической    скорости).
  

В качестве модулей ОС-Л логичным выглядит использование близких к разрабатываемым для МКС - модуля типа ОКА-Т-МКС (http://novosti-kosmonavtiki.ru/mag/2013/759/5422/) и Трансформируемого модуля (http://www.russianspaceweb.com/inflatabl (http://www.russianspaceweb.com/inflatable.html)).
Основные работы на поверхности Луны предлагается проводить автоматическими станциями. Станция в Лагранже позволяет осуществлять удаленное управление автоматикой со значительно меньшей задержкой (в 5 раз меньше), чем при управлении с Земли. Пилотируемый корабль ПТК способен по ТЗ обеспечить доставку на станцию одного пилота и трех космонавтов-исследователей.
Кроме того, после создания и начала использования лунного посадочного корабля, можно будет осуществлять высадки двух космонавтов для осуществления срочного точечного воздействия (например, мелкого ремонта).
Создание ЛПК логично проводить на базе имеющегося оборудования: РБ Фрегат как база посадочной ступени и элементы корабля Союз (бытовой отсек) как база взлётной ступени.
Кроме того, для связи ОС-Л и Лунного Полигона имеет смысл использовать автоматические многоразовые взлетно-посадочные платформы (МЛАК Корвет (http://izvestia.ru/news/578553)).
Наиболее узким местом здесь являются АЛС, работающие на Луне и около неё. Российская космонавтика не обладает опытом их создания и использования. Логичным выглядит именно здесь максимально использовать международное сотрудничество и частные компании - для создания АЛС, участвующих в работе Лунного Полигона, и для создания оборудования для таких АЛС российского производства. Например, команду "Лин Индастриал" и другие команды, занимающиеся частной космонавтикой. Так же будет очень весомым фактором привлечение к работе над проектами автоматов студентов и школьников, которые не только обеспечат создание лунной автоматической техники, облегчив нагрузку на большие КБ, но и в скорейшем будущем смогут покрыть потребность в специалистах по ракетно-космической технике. Как показывает опыт Google Lunar X Prize и конкретно команды "Селеноход", это позволит получить легкие АЛС, возможно, даже ранее 2020-го. Естественно, все проекты должны вестись по согласованной Роскосмосом программе расширения, поддержания и развития Лунного Полигона.
Обратной стороной взаимодействия Роскосмоса в процессе выполнения государственной программы освоения Луны с другими агентствами и частными компаниями является отсутствие в настоящее время правовой базы, регламентирующей хозяйственную деятельность государств и частных лиц в космосе и на других небесных телах, и как следствие потенциальные проблемы в правовой области международных работ по освоению Луны.

Резюме предложений:
 

•    У    всех работ по лунной программе принимается    общая Цель - создание в течение нескольких    десятилетий на Луне добывающей,    перерабатывающей и производящей    промышленности значительной мощности.
•    На    этапе до 2025 вместо одновременной    разработки лунной орбитальной станции,    лунного полигона автоматических станций    и лунной базы ограничиться в реализации    высокоорбитальной ОС в точке Лагранжа    и Лунным Полигоном АЛС.
•    Высокоорбитальную    ОС в точке Лагранжа создавать на базе    работ по последним модулям для МКС и    ядерным транспортно-энергетическим    модулям ТЭМ.
•    Вместо    разработок новых сверхтяжелых РН    ограничиться разработкой модификации    РН "Ангара-5": водородной третьей    ступени с 4 двигателями РД-0146 УРМ-2ВС с    возможностями повторного запуска    двигателей в невесомости и стыковки    на НОО - для двухпусковых перелётов ПКК    по маршруту НОО-Лагранж - и более легким    и простым вариантом ступени УРМ-2В
•    В    разработке ПТК НП передвинуть на первое    место "лунную" версию ПТК-Л,    доработав её проект для осуществления    полётов к ОС в точке Лагранжа. Возможно    - отказаться от низкоорбитальной версии    ПТК за исключением ПТК-З.
• Работам    над АЛС и лунными посадочными платформами    легкого (условно "Селеноход"  ;)  ,    среднего ("Луна"  ;)  и тяжелого    ("Фрегат"  ;)  всемерно способствовать.    Привлекать для работы над АЛС для    Лунного Полигона зарубежные и частные    ресурсы. Работы вести по единой программе    Лунного Полигона.
  

Захаров Г., Шмелевский А. 29.12.2014
 http://nearby-space.livejournal.com/4387.html
http://samlib.ru/z/zaharow_g_w/luna.shtml

тут в теме про ВШОС... было:
типа плохо ее использывать на траекториях к Луне...
ведь на полярную орбиту Луны можно... не по плоскости эклиптики?
и для Лунных спутников и ЛОс на полярной орбите лучше... и в  полярные зоны Луны тоже оттуда садиться и обратно лучше
 :?:

Точки Лагранжа занимать надо автоматами с большим САС - ретрансляторы и наблюдение, отработка впишется в программу, а пилотируемые нужны ближе к Луне...

Любая серьезная программа освоения Луны потребует запуск на гало-орбиту высотой 3 тысяч км вокруг точки Лагранжа 2 спутника-ретранслятора, чтобы была гарантированная постоянная связь с ЦУПом 24х7 особенно на таком важном участке мисси как торможение и выход на ОИСЛ.

ЦитироватьLeonar пишет:
тут в теме про ВШОС... было:
типа плохо ее использывать на траекториях к Луне...
ведь на полярную орбиту Луны можно... не по плоскости эклиптики?
и для Лунных спутников и ЛОс на полярной орбите лучше... и в полярные зоны Луны тоже оттуда садиться и обратно лучше
  :?:

У меня возник такой же вопрос? Пространственная траектория перелета к Луну без перехода в плоскость эклиптики была успешна 
Реализована в 60-х. 

Я не совсем понял зачем создавать СПЕЦИАЛИЗИРОВАННУЮ модификацию ПТК-Л для точек Лагранжа при наличии 
КК для лунной орбиты. ХС для таких миссий будет немного меньше, гораздо проще будет привезти и перегрузить/перекачать грузы/топливо на ЭЛОИ при недозаправленном ДО. 

ЦитироватьLeonar пишет:
тут в теме про ВШОС... было:
типа плохо ее использывать на траекториях к Луне...
ведь на полярную орбиту Луны можно... не по плоскости эклиптики?

К Луне можно стартовать с любой плоскости околоземной орбиты, и с высокоширотных орбит. А выходить на полярную орбиту у Луны или любую другую - это задача для коррекций траектории.
Так сказать, «неплоская» орбита перелета (Off-Plane Transfer Orbit):
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/120791.gif)
Но конкретно ВШОС использовать при лунных полётах... Единственное, для чего можно - это для ожидания кораблем старта разгонника.

Что же касается:

ЦитироватьКубик пишет:
а пилотируемые нужны ближе к Луне...

ЦитироватьLeonar пишет:
и для Лунных спутников и ЛОс на полярной орбите лучше... и в полярные зоны Луны тоже оттуда садиться и обратно лучше

То для посадочной зоны в районе полюса, куда собираются, более-менее пригодны два варианта для орбитальной станции - ЛОС на низкой полярной орбите и ОС-Л в Лагранже-1.
Чем они лучше и хуже, я писал.

У Лагранжевой станции:
1. меньше потребная скорость для достижения станции в Лагранже с околоземной орбиты, чем для станции на ОЛО (3,8 км/с вместо 4,3...)
2. меньше потребность в топливе для коррекции орбиты (точных чисел не знаю);
3. постоянная связь с Землей и с видимой стороной Луны... Если площадка на полюсе - тоже нужны ретрансляторы.
4. постоянно открытое стартовое окно для перелетов станция-Луна и Луна-станция.

У ЛОС:
1. меньше расстояние до Луны (100-500 км) вместо лагранжевых 58 тысяч км (для L-2) или 65 тысяч (для L-1). А это и меньшая потребная мощность связи, и меньшая задержка связи, и меньшая ХС для перелетов Луна-станция и станция-Луна(2,1-2,5 км/с против лагранжевых 2,6), и меньшее время таких перелетов.
И всё. Орбита у станции получается не стационарная, а круговая - т.е. и связь с Землей, и связь с Луной установлена не всегда, нужны следящие ретрансляторы в разных точках - а с ними задержка получается та же. И стартовые окна открываются редко.

ЦитироватьКубик пишет:
Точки Лагранжа занимать надо автоматами с большим САС - ретрансляторы и наблюдение, отработка впишется в программу

Коллега frigate уже ответил

Цитироватьfrigate пишет:
Любая серьезная программа освоения Луны потребует запуск на гало-орбиту высотой 3 тысяч км вокруг точки Лагранжа 2 спутника-ретранслятора, чтобы была гарантированная постоянная связь с ЦУПом 24х7 особенно на таком важном участке мисси как торможение и выход на ОТСЛ.

И в общем-то орбитальная станция тоже объект с большим САС.

Цитироватьfrigate пишет:
Я не совсем понял зачем создавать СПЕЦИАЛИЗИРОВАННУЮ модификацию ПТК-Л для точек Лагранжа при наличии КК для лунной орбиты. ХС для таких миссий будет немного меньше, гораздо проще будет привезти и перегрузить/перекачать грузы/топливо на ЭЛОИ при недозаправленном ДО.

Моя логика была такой.
Запуск с околоземной орбиты - водородным разгонником. КВРБ или УРМ-2В годятся только для этого, пережить несколько дней перелёта они не смогут.
Значит, импульс для входа на орбиту станции - неважно, лагранжевую или лунную - должен делать либо более долгохранимый разгонник, либо сам корабль. В случае с Луной и однопуском супертяжа товарищи из Энергии прикрутили второй разгонник... Повторив почти добуквенно историю с Н-1/Л-3, и тамошними двумя разгонниками - так ещё там и второй разгонник тот же самый блок Д.
В случае с двоепуском тяжей и потребными маневрами на низкой орбите у Земли использовать второй разгонник не очень удобно. Хотя бы потому, что у РБ ограничено число включений, и стыковочные маневры с ним будут сильно ограничены. А с водородным тяжелым разгонником для стыковки имеется всего около 6 витков, потом водород начнет испаряться.
Но тогда кораблю нужно выдать не 1300 м/с (два импульса стыковки, импульс отлета от Луны, и импульс коррекции на обратном пути), а 1800 м/с (два импульса стыковки, два импульса коррекции, и два импульса для входа в и выхода из точки Лагранжа).
Поэтому и нужна другая версия. Более тяжелая.
А так да, если к Лагранжу корабль доставить однопуском и выводить к станции вторым РБ, то ХС ему нужно будет меньше. Около 1000 где-то.

ЦитироватьЭЛОИ

Не опознал аббревиатуру, простите.

КВТК и Фрегат ,бесполезны для Луны. Ибо слишком хилые, чтобы что-то крупное и полезное доставить туда и спустить на поверхность. IMHO

ЦитироватьAstro Cat пишет:
КВТК и Фрегат ,бесполезны для Луны. Ибо слишком хилые, чтобы что-то крупное и полезное доставить туда и спустить на поверхность. IMHO

А что-то крупное и полезное - это что?

ЭЛОИ - элементы лунной орбитальной инфрастуктуры (новояз Роскосмоса)
ХС для возврашения к Земле из точек Лагранжа меньше чем с ОИСЛ
Цифры прописаны у А.Зака на сайте http://www.russianspaceweb.com/lagrange.html   :idea:  
2-х ступентчатый РБ (или СМТ на новоязе стредства межорбитальной транспортировки) от товарищей из Энергии
изначально был полностью криогенным (в 2012), потом вторую ступень предлагалось сделать (проект РН Энергии-5КВ)
на базе уменьшенного Блока-ДМ (РЗТ 10-11 тонн, очень похоже на РБ Таймыр или Корвет из "закромов" корпорации),
на Королёвских чтениях в йтом году Брюханов упоминал гептиловый РБ (что-то типа "Фрегата" ) .
Для справок - в 70е СССР испытал РБ Блок-ДМ на ОИСЗ с запуском маршевой ДУ церез 7 дней после вывода на орбуты,
криогенный РБ для Н-1 планировался с запасом жизнедеятельности 11 дней. Дело техиники - и КВТК и первую криогенную 
ступень СМТ1 вполне можно сделать со сроком жизни в 2 недели до открытия стартового окна к Луне.

Цитироватьchameleon пишет:
А что-то крупное и полезное - это что?

Ну жилой модуль размером со строительный вагон. Или космонавтов с возвратом. Нужно 10 тонн на Луну. Или 5 тонн туда и назад. 

Цитироватьfrigate пишет:
ХС для возврашения к Земле из точек Лагранжа меньше чем с ОИСЛ

Да, но если нужны два импульса, для входа и выхода - то ХС нужно на 500 м/с больше, чем есть у ПТК-Л.
Решений два - либо разгонник для корабля(второй при однопуске), либо увеличение баков ПТК-Л под ещё пять тонн топлива маршевых двигателей - к имеющимся в проекте восьми.
Использовать баки корабля кажется более логичным - это легче(по конечному весу), проще(Фрегат там не потянет, слишком тяжелый груз - по сайту НПО Лавочкина, предел по статичной нагрузке для Фрегата 16 тонн), и более удобно при околоземных маневрах перед стартом к Лагранжу.

Цитироватьfrigate пишет:
2-х ступентчатый РБ (или СМТ на новоязе стредства межорбитальной транспортировки) от товарищей из Энергии
изначально был полностью криогенным (в 2012)

Это тот - со сбрасываемым баком.

Цитироватьfrigate пишет:
потом вторую ступень предлагалось сделать (проект РН Энергии-5КВ)
на базе уменьшенного Блока-ДМ

Угу. Там было несколько вариантов - оба на водороде, оба на керосине, один водородный и один водородный со сбрасываемым баком.

Цитироватьfrigate пишет:
на Королёвских чтениях в йтом году Брюханов упоминал гептиловый РБ

Из чего я делаю вывод, что кислородный долгохранимым тоже является условно... Сейчас условно.

Цитироватьfrigate пишет:
и КВТК и первую криогенную
ступень СМТ1 вполне можно сделать со сроком жизни в 2 недели

Можно. Но это будет полноценный холодильник, который должен сбрасываться перед самым стартом.

ЦитироватьAstro Cat пишет:
10 тонн на Луну

Это всего-то 30 тонн на окололунной орбите или в точке Лагранжа. Хочу сказать, что и Сатурн-5 столько не забрасывал.

Странно. Аполлон+Орел 47 тонн. А вы говорите не забрасывал. И для этого создан был Сатурн-5 с грузоподьемностью 141 тонна на НОО.

Про 30 тонн на лунной орбите я согласен. Чем вы их тащить туда будете?

ЦитироватьAstro Cat пишет:
Аполлон+Орел 47 тонн

На траектории к Луне, вы забыли уточнить. У Луны, после торможения, у них общая масса была чуть больше 29 тонн, если я правильно помню.
И садилось из этого всего-то тонн 6 (масса ЛМ без топлива посадочной ступени).

ЦитироватьAstro Cat пишет:
Чем вы их тащить туда будете?

На НОО - Ангарой-5В. Дальше - ядерным буксиром. В Лагранж им перевозить груз, кстати, удобнее, чем на низкую окололунную.

Ну вот когда... может быть... сделают Ангару5в... сделают ядерный буксир... Вообщем песпективы очень туманны. К сожалению.

А чтоб получить 30 тонн на орбите Луны, Сатурн - 5 использовала свою 80-тонную третью ступень с 60 тоннами топлива, плюс Апполон сам тормозил на лунной орбите. Вроде так.

ЦитироватьAstro Cat пишет:
Ну вот когда... может быть... сделают Ангару5в... сделают ядерный буксир... Вообщем песпективы очень туманны.

Хм. А как это сочетается с:

ЦитироватьAstro Cat пишет:

Цитироватьchameleon пишет:
А что-то крупное и полезное - это что?

Ну жилой модуль размером со строительный вагон. Или космонавтов с возвратом. Нужно 10 тонн на Луну. Или 5 тонн туда и назад.

?

ЦитироватьAstro Cat пишет:
А чтоб получить 30 тонн на орбите Луны, Сатурн - 5 использовал

Ну, третья ступень отправляла к Луне, а у Луны Аполлон тормозил таки сам.
=====
Забавные параллели наблюдаю между этой идеей и заявленной было Роскосмосом - и программами Сатурн-Аполлон и Н-1/Л-3.
Роскосмос повторяет Н-1/Л-3. Супертяж из разряда "не хватает"(Энергия-5К) или "не будет"(тот же "Енисей-5"), два разгонника, два корабля - орбитальный и потом лунный... И делать долго.
А я вспоминаю Аполлона - ступень с довыведением и повторным запуском, стыковка при отлёте(ну да, не после, а перед), лунная версия корабля в первую очередь, а остальные и не нужны... И, наверное, можно и успеть.

Цитироватьchameleon пишет:
Хм. А как это сочетается с:

Ну просто я хочу достаточно комфортные условия для космонавтов. А это только большим количеством запусков можно сделать при существующих возможностях.  Но дорого. Но долго. Но можно делать уже сегодня! Вот такая концепция.  :)   

Проект Лунной базы на существующих носителях (http://persey4ik.livejournal.com/662.html)

Посмотрел пост.
Итак.
Программа является вроде бы чисто пилотируемой, без автоматов на Луне.
Используется один тяжелый носитель - кстати, Протон-М на низкую орбиту выводит 23 тонны.
Использует лунный Союз. Да, его тоже нужно посылать к Луне в два (с КВРБ) или в три (с ДМ или Бриз-М) пуска.
Используется двухступенчатый разгонный блок с возможностью стыковки на низкой орбите - скорее всего, на базе Бриз-М. Да, спарки двух "Бриз"-ов вроде бы хватает для доставки на ОЛО что-то около 10 тонн, но инженерная задачка выглядит либо сложно (стыковать второй блок к первому), либо забавно (стыковать блоки к полезной нагрузке с двух сторон).
Используется многоразовый лэндер - широковат для Протона и при возврате к станции груза много поднять не сможет, разве что себя, и то, при собственном сухом весе тонн в 5 из 10 начальных.
Используется ЛОС - причем лишь для поддержания на орбите лэндера. Причем без возможности самостоятельного поддержания орбиты станции.
Используются танкеры для доставки топлива к лэндеру - по три танкера на одну посадку. К слову, три мало будет.
Используется реактор для лунной базы.
Используется луноход. Большой, с возможностями бульдозера и экскаватора. Катается по Луне, копает базу.
Используются три модуля базы. Требуют сборки воедино на поверхности и заглубления.
Используется обитаемый модуль для доставки космонавтов.

Всего лэндер должен выдержать 6 циклов взлет-посадка для одной пилотируемой экспедиции.
Всего 81 пуск Протона.
Всего 55 разгонников "Бриз-М" со стыковочными надстройками.
Всего один модуль ЛОС.
Всего один лэндер.
Всего 18 (по вашим расчетам) танкеров.
Всего 6 объектов непосредственно лунной базы первого уровня. Сложных, новых, дорогих. Неопробованных. Даже блоки мотор-колесо должны быть новые, а не как на старом луноходе.

При накрытии одного из объектов программа срывается и требует такой же. И быстро, пока не кончилась гарантия на предыдущие. А они небольшие, особенно для лунных агрегатов.
Стоимость танкеров - 10 мегабаксов за тонну. На танкеры уходит... 1,8 гигабакса. Т.е. всё, что у вас на модули вообще.
Стоимость модулей ЛОС и базы - 100-1000 мегабаксов за тонну (Верхняя планка - среднее по МКС). Модули базы совсем новые и уникальные, так что...
...
По базе второго этапа - а если внезапно и случайно накроется блок на "перекрёстке"? Не заменить и не подобраться же.
=====
Общий вывод первый - без ядерного буксира всё равно не осилить. Он заменяет разгонники и танкеры в соотношении что-то около 1 к 25.
Общий вывод второй - без обкатки на автоматах, желательно серийных, не осилить лунные технологии для модулей лунной базы.
Общий вывод 2,5 - а если у нас там автоматы уже отлаженные работают, пусть они и строят базу из подручного материала.
Общий вывод третий - если ограничиваться только тем, что забросят на этих модулях, то всё бесперспективно. Кончится ресурс и запланированные эксперименты - и всё.

Итоговый вывод. Печальный.
Луна-7 - лучше. Топик, по моему мнению - ещё лучше.

Спасибо за отзыв!

Выводы непонятны;

1. Почему программа должна срываться при неудаче чего-либо? Делаем дубль и все. Она долговременная. Все веса модулей с запасом. Они все прочные и долговременные. Лет на 30 эксплуатации в спящем режиме. У лина все веса на грани. Все меленькое и хлипенькое. Потому что использует строго, то что есть, а оно на грани подходит.
2. Модуль ЛОС - это урезанный по длинне салют-7. На что там триллионы? Лунные модули - бочки с системой обеспечения. Их на орбите не надо поддерживать, воздух в них мешать, отлавливать пыль и прочее. И они по любому будут в любой программе базы. Их никак не убрать. Я по сравнению с лин экономлю на крыше в добавок. Самое дорогое и сложное - многоразовый лэндер. Но он и оправдывает себя многоразовостью. Обтекатель не круглый по нему сделают и пойдет на том же "Протоне" на ура. Он же не 20 тонн весит.

Смысл то в чем. Не ждать десятилетиями ядерных буксиров, суперракет. Будут - хорошо. А не будет хоть одного элемента в вашей программе и все - кранты. А вероятность этого приближается к 100%. Потому что Ваша программа зависит от многих "если" (у Лин - меньше), а предлагаемая мной программа зависит только от желания и финансирования.

Программа должна иметь цель, оправдывающую её осуществление - классика! Зачем нужна ЛОС - то ли это пункт заправки, то ли управления то ли ретранслятор связи, то ли пересадочная станция на Луну...Задачи разные, но пилотируемой быть не обязательно, максимум посещаемой, а вот коррекции понадобятся постоянно, если на низкой орбите...Будут ли отдельные модули - вот это и нужно определить, может, - они и без ЛОС обойдутся...

Лос - это все. Ретранслятор. Порт между орбитой и луной. Место парковки лэндера и прибывшего с Земли "Союза-Л" или другого корабля. Это удобно, практично и оправдано перечислеными выше задачами.

ЦитироватьAstro Cat пишет:
Все веса модулей с запасом. Они все прочные и долговременные. Лет на 30 эксплуатации в спящем режиме.

ЦитироватьAstro Cat пишет:
Модуль ЛОС - это урезанный по длинне салют-7. На что там триллионы?

Обратно зависимые параметры, между прочим. На первое и триллионы. Сделать бочку с СЖО, которая внезапно возьмет и проработает 30 лет, будучи закопана в грунт в вакууме.
И сделать копипаст Салюту-7, увы, не получится.
А сколько делают чуть более простой МЛМ "Наука", можете сами посмотреть.
Правда, есть варианты - надувные модули, например.

У Лина экстремальные минимумы, это да. И крыша. Но как он говорил, это не план, это палка в муравейник Роскосмоса. Увлекательная.
У вас - экстремальные максимумы. Сразу - база. Не корабль прямого полёта, а сразу - база. Без опытов и проверок. И предлагаемая мной программа зависит только от желания и финансирования. Сильно зависит.
У меня - по сути, автоматическая программа, пресловутый "Лунный полигон". Аппараты которого вообще предполагалось запускать связкой "Союз-Фрегат" и, в редких случаях - Протоном/Ангарой. Только с возможностью космонавтами всё-таки помочь в экстремальном случае, например, вытащить застрявший в яме луноход и поменять прокладки на штуцерах химреакторов.

Что же до лэндера... Без него не обойтись, это да. Но многоразовый лэндер - штука ещё более интересная, чем бочка с ресурсом в 30 лет. Поэтому его удобней делать под местное лунное топливо. Уже сразу загодя. А пока и Фрегат тяжелой посадочной ступенью поработать может.

ЦитироватьAstro Cat пишет:
Смысл то в чем. Не ждать десятилетиями ядерных буксиров, суперракет. Будут - хорошо.

Да! Это и вопль Лина, и мои размышлизмы, и ваши кстати тоже. И кстати, Лин здесь делает больше. Не ждать, делать. Do it now.
Но вот насчет ядерных буксиров... Росатом, как мне исключительно кажется, эту работу сделает с гарантией и даже в срок. Если, конечно, смежники из Роскосмоса не подведут.

ЦитироватьAstro Cat пишет:
Потому что Ваша программа зависит от многих "если" (у Лин - меньше)

Кстати, не ткнете пальцем?

Цитироватьchameleon пишет:
Но вот насчет ядерных буксиров... Росатом, как мне исключительно кажется, эту работу сделает с гарантией и даже в срок

Народ тут на форуме говорил, что они еще 20 лет его делать будут.

Цитироватьchameleon пишет:
Кстати, не ткнете пальцем?

Пожалуйста! :)

Прям по плану в топике:

1. Вы с Лином лихо устанавливаете на лендер "Фрегат". "Орел" весил 14,5 тонн. 5 тонн назад. Фрегата не хватит. Поэтому Лин хочет его на Луне шлангами от заправщиков заправлять. Что само по себе фантастично.
2. Лин хочет "Союз-Л" вы - ПТК (его нет и пока не предвидится)
3. Вам Ангара 5В нужна, Лин - не обязательно.
4. Нет возражений.
5. ТЭМ с ЯРДУ. Лин и мне он не обязателен.
6. это вариант п 5
7. ЛОС в лагранж тянете. Лин она не нужна.
8 и далее. Вы летаете из Лагранжа на Луну и назад. Это сожрет еще больше топлива чем до ЛОС на низкой орбите. Поэтому ваш лэндер будет еще более тяжелый.

14. Использование лунных ресурсов это слишком далекое завтра. Я полагаю для начала лунобетоны для оранжерей на Луне в качестве фазы 3 в своем проекте. Поэтому модулей у меня не много. Ну добыча воды и кислорода. А уж топливо это уж совсем далеко.

ЦитироватьAstro Cat пишет:
Лос - это все. Ретранслятор.
Порт между орбитой и луной. Место парковки лэндера и прибывшего с Земли
"Союза-Л" или другого корабля. Это удобно, практично и оправдано перечислеными
выше задачами.

Низкоорбитальная ни как ретранслятор, ни как пост управления объектами на Луне не годится, а заправочная станция может быть и автоматической. Ну, добавьте шлюз для пересадки, если охота.. Вот если использовать в качестве аварийного убежища при отказе КК на Землю - жирно будет, явно не меньше Салюта - запасы, СОЖ,  не два, а больше стыковочных узлов - лендер, КК, заправщики, спасатель...мало ли что возможно далеко от Земли...Потому и думается о дежурном КК прямого перелёта с Луны на Землю...кстати, он может быть унифицирован с тяжёлым грузовым лендером, если таковые появятся, и тогда может периодически меняться....

Кубик, соглашусь.

ЦитироватьAstro Cat пишет:
Лос - это все. Ретранслятор. Порт между орбитой и луной. Место парковки лэндера и прибывшего с Земли "Союза-Л" или другого корабля. Это удобно, практично и оправдано перечислеными выше задачами.

Хочу заметить, что ретранслятор из ЛОС плохой, т.к. прямая видимость станции и посадочной площадки возникает только в момент пролёта, раз в два часа на несколько минут.
Порт и место парковки - да. Но из-за той же самой орбиты стартовые окна не доступны постоянно, как со станцией в Лагранже, а открываются в момент пролёта. Причем в случае полярной базы и полярной орбиты ситуация ещё хорошая, т.к. плоскость орбиты всегда проходит над базой.

ЦитироватьAstro Cat пишет:
Пожалуйста!

Так...

ЦитироватьAstro Cat пишет:
1. Вы с Лином лихо устанавливаете на лендер "Фрегат". "Орел" весил 14,5 тонн. 5 тонн назад. Фрегата не хватит.

Да. Мы ставим Фрегат посадочной ступенью, т.к. масса посадочной ступени Аполлон-ЛМ - 10 тонн, из них 8 тонн топлива, а масса Фрегата-СБ - 10,7-10,9 тонны, из них топлива 9,3. На Фрегат же можно поставить 16 тонн груза, а взлетная ступень ЛМ имела массу всего 4,5 тонны, на орбиту выходило вовсе 2,5.
Вообще это старая идея. Ещё СерБ рисовал:
 (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/52689%20WIDTH=231%20HEIGHT=231)
Первая ступень - Фрегат-СБ с ногами и оборудованием, вторая - БО Союза с двигательными отсеками и прочими нужными агрегатами. Два космонавта внутри. Даже развесовка есть.

ЦитироватьAstro Cat пишет:
2. Лин хочет "Союз-Л" вы - ПТК (его нет и пока не предвидится)

Делать лунный Союз или лунный ПТК - не такая уж и большая разница по времени и затратам. А у ПТК возможностей больше.
Для программы не так уж важно, Союз или ПТК. Лишь бы был. Но ПТК официальный мейнстрим... И я вроде бы указывал, почему ПТК.

ЦитироватьAstro Cat пишет:
Вам Ангара 5В нужна, Лин - не обязательно.

Нужна, да. Без Ангары-5В только как у вас, троепусками космонавтов возить.
А ведь полезная вещь в хозяйстве, такая РН 30-тонного класса.

ЦитироватьAstro Cat пишет:
ТЭМ с ЯРДУ. Лин и мне он не обязателен.

25 разгонных блоков на ЖРД и 3 танкера с легкостью заменяют один ТЭМ. Стоят, правда, дороже, тем более вместе с 27-ю дополнительными ракетами для их выведения. Да и стыковочный модуль для разгонника всё-таки нужен.

ЦитироватьAstro Cat пишет:
6. это вариант п 5

Т.е. он вам необязателен? Вы правда уверены, что лунная база обойдётся в принципе без автоматических аппаратов? А как же ваш лэндер и луноход-бульдозер? Или на рисунке с ним космонавты не для масштаба?
На то, что у Лина летит из автоматов, посмотрите здесь (http://www.spacelin.ru/#!moon-7-presentation/c1usz).

ЦитироватьAstro Cat пишет:
ЛОС в лагранж тянете. Лин она не нужна.

Вы её на низкую орбиту опускаете, к масконам и прочим неприятностям. Лин же... Ну да, прямой полёт.

ЦитироватьAstro Cat пишет:
Это сожрет еще больше топлива чем до ЛОС на низкой орбите. Поэтому ваш лэндер будет еще более тяжелый

Да, я про это писал.
Таблица характеристических скоростей Зака:
Для лэндера с Лагранжа - 2885 м/с.
Для лэндера с ОЛО - 2100 м/с.
С ОЛО Фрегат-СБ(10,9 тонн) с оборудованием посадочной ступени(+0,5 тонны) способен посадить с минутным запасом 8 тонн. С Лагранжа - 4,5. Разница есть, но критическая ли? Взлетная ступень от ЛК-Фрегат тогда прикидочно уместилась в 4,3 тонны, а автоматы в любом случае выводить непосредственно к Луне.

ЦитироватьAstro Cat пишет:
Использование лунных ресурсов это слишком далекое завтра. Я полагаю для начала лунобетоны для оранжерей на Луне в качестве фазы 3 в своем проекте. Поэтому модулей у меня не много. Ну добыча воды и кислорода. А уж топливо это уж совсем далеко.

Засыпка реголитом - самое простое. Кроме того: вода изо льда, из неё - водород и кислород. Кислород, кремний и металлы - из реголита. Всё, что найдется - из метеоритных следов. Топливо для лэндеров - как минимум  кислород для многоразовых аппаратов. Как максимум - металлы. Как перебор - водород. Технологии разработаны, не опробованы, но разработаны. На автоматах их возможно опробовать и начать применение. С наличием ремонтников в пределах нескольких часов полёта - очень быстро.

Цитироватьchameleon пишет:
Причем в случае полярной базы и полярной орбиты ситуация ещё хорошая, т.к.
плоскость орбиты всегда проходит над базой.

Очень быстро перестанет проходить...

Хорошо. Я соглашусь. ЛОС-ретранслятор. Это плохо. Значит будет прямая связь. Как с нашими луноходами или американцами. Им же ретранслятор был не нужен? Кроме того база на видимой всегда части Луны. Ретрансляцию может взять на себя электростанция. Энергетика то у нее огого! :)

Фрегат как посадочная ступень. Это ничего, что газы раскаленные, ударившись о лунную поверхность, пойдут в этот "фрегат!? Ничего там не погорит, не взорвется? В космосе этой проблемы не было - он на это не расчитан. Кроме того, эта башенная конструкция имеет высокий центр тяжести и склонна к опрокидыванию на неровностях. Вылезать-влезать космонавтам-альпинистам тоже неудобно - сломают себе скафандр при падении.

ЦитироватьКубик пишет:
Вы правда уверены, что лунная база обойдётся в принципе без автоматических аппаратов?

Я имел ввиду, что все опять в ядерный буксир упирается.

Проблема масконов - раздута. Американцам 50 лет назад они не помешали. А при современной электронике внесение поправок для сведения аппаратов по реальному местоположению  - не сильно сложная задача. А между экспедициями - пусть ЛОС с Лэндером летают как хотят. Кстати пока они в связке - обеспечивается дублирование управления на случай потери связи с одним из них. Аналогично, пока космонавты на Луне, идет связка Союз-Л и ЛОС.

ЦитироватьAstro Cat пишет:
Народ тут на форуме говорил, что они еще 20 лет его делать будут.

Я же говорил, что это мое мнение, что его сделают не позже чем к середине 20-х, за 10 лет.

ЦитироватьКубик пишет:
Потому и думается о дежурном КК прямого перелёта с Луны на Землю

Т.е. о корабле, описанном у Лина. Или спасательном Джемини. http://www.astronautix.com/craft/gemcraft.htm

ЦитироватьКубик пишет:
Очень быстро перестанет проходить...

Да? Т.е. окололунная полярная орбита поворачивает плоскость не вокруг оси вращения Луны?
Тем более.

ЦитироватьAstro Cat пишет:
Кроме того база на видимой всегда части Луны. Ретрансляцию может взять на себя электростанция.

Если база на полюсе, как собираются в Роскосмосе, то не всегда на видимой. Точнее, почти никогда.
И тогда не электростанция, а энерго-связный модуль.

ЦитироватьAstro Cat пишет:
Это ничего, что газы раскаленные, ударившись о лунную поверхность, пойдут в этот "фрегат!? Ничего там не погорит, не взорвется? В космосе этой проблемы не было - он на это не расчитан. Кроме того, эта башенная конструкция имеет высокий центр тяжести и склонна к опрокидыванию на неровностях. Вылезать-влезать космонавтам-альпинистам тоже неудобно - сломают себе скафандр при падении.

Таки эти возражения относятся ко всем лунникам, от Е-6 и ЛМ до Юйту, включая и ваш тоже.
Но тем не менее все летавшие лунники отработали.
И ЛК-Фрегат не исключение.

ЦитироватьAstro Cat пишет:
Я имел ввиду, что все опять в ядерный буксир упирается.

А здесь как?

ЦитироватьAstro Cat пишет:
Проблема масконов - раздута. Американцам 50 лет назад они не помешали.

Американцы на низкой ОЛО находились максимум день.

Цитироватьchameleon пишет:
Таки эти возражения относятся ко всем лунникам, от Е-6 и ЛМ до Юйту, включая и ваш тоже.

Вы невнимательны. У меня между соплами и баками щит посадочной платформы. А тот, который летал, то по двойной схеме. Щит там тоже присутствует и теплоизоляция. И ему взлетать целиком не надо было. И при старте лунной кабины из нижнего блока ошметки летят.

Цитироватьchameleon пишет:
Американцы на низкой ОЛО находились максимум день.

И что? За год гравитационные аномалии сведут высоту орбиты с 200 км до нуля?

Цитироватьchameleon пишет:
Если база на полюсе, как собираются в Роскосмосе, то не всегда на видимой. Точнее, почти никогда.

Да почему это. Море Холода вполне себе приполярный район и виден всегда с Земли.

ЦитироватьAstro Cat пишет:
У меня между соплами и баками щит посадочной платформы. А тот, который летал, то по двойной схеме. Щит там тоже присутствует и теплоизоляция. И ему взлетать целиком не надо было. И при старте лунной кабины из нижнего блока ошметки летят.

Я вижу, здесь требуются пояснения.
1)При посадке ЛМ, например, использовалось зависание на высоте одного-нескольких метров с постепенным гашением двигателя и последующим коротким падением. Именно для того, чтобы выхлопом не разодрало посадочную ступень. У ЛК-Фрегат - так же.
2)Ничего не скажу про защиту баков посадочной платформы. Но вот двигатели на уровень грунта опускать для многоразовой посадочной системы, да без резервирования - опасно.
3)ЛК-Фрегат - тоже двуступенчатый. Фрегат с допоборудованием - это первая ступень, посадочная. При  старте взлетной ступени из посадочной тоже будут ошметки лететь.

ЦитироватьAstro Cat пишет:
За год гравитационные аномалии сведут высоту орбиты с 200 км до нуля

Без коррекций - легко.

ЦитироватьAstro Cat пишет:
Море Холода вполне себе приполярный район и виден всегда с Земли

А в нём есть такие интересные места, как залежи водяного льда в темных кратерах южного полюса или пик света на северном полюсе?

Цитироватьchameleon пишет:
ЛК-Фрегат - тоже двуступенчатый.

Он не двухступенчатый. Он со сбрасываемым тороидальным  баком как я понимаю.

Цитироватьchameleon пишет:
А в нём есть такие интересные места, как залежи водяного льда в темных кратерах южного полюса или пик света на северном полюсе?

Почему бы и нет? Везде, в приполярных районах, где Солнце низко над горизонтом, есть места куда оно не заглядывает никогда.

Цитироватьchameleon пишет:
Но вот двигатели на уровень грунта опускать для многоразовой посадочной системы, да без резервирования - опасно.

У меня 4 двигателя, а у Вас вообще один. Как вы сильное отклонение от вертикали будете парировать? Отклонение вектора тяги на "фрегат" еше будете делать?

ЦитироватьAstro Cat пишет:
Он со сбрасываемым тороидальным баком как я понимаю.

Да. Но сбрасываемый бак - часть первой ступени. В нем запас топлива для первого импульса схода с орбиты.
А вообще деление ступеней там такое (зеленые объемы - посадочная ступень, красные - взлетная):
 (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/52725%20WIDTH=177%20HEIGHT=177)

ЦитироватьAstro Cat пишет:
Везде, в приполярных районах, где Солнце низко над горизонтом, есть места куда оно не заглядывает никогда.

Ну, опыт лунных зондов показывает, что не везде там есть лёд.

ЦитироватьAstro Cat пишет:
У меня 4 двигателя, а у Вас вообще один.

Да, на картинке не показано, и я нигде не указывал, но если полностью цитировать старый пост СерБа:

ЦитироватьЛэндер с максимальным использованием существующего задела.

Функционал - типа Аполло.
Возможность замены научной аппаратуры апаратурой для поддержания ресурса до 365 сут в составе лунной базы (средства терморегулирования с внешним питанием и пр.)

Взлётная ступени.
Экипаж 360 кг (2х80 космноавты и 2х100 скафандры)
Поднимаемый груз - 40 кг
Расходные материалы СЖО - 50 кг
Аналог Блока Е на 2 т топлива - 400 кг (блок Е на 2.7 т - 500 кг)
Кабина экипажа 1100 кг
Итого 2000 кг.
Топлива в баках - 1850 кг
дельа V при Isp 326с - 2140 м/с, при Isp 310 с (резервный двигатель) - 2030 м/с
Общая масса 3800 кг

Посадочная ступени на базе РБ "Фрегат"
Базовый "Фрегат" 900 кг
Дополнительные двинатели для повышения энерговооружённости 150 кг (1хС5.92 - 75 кг)
Усиление конструкции 50 кг
Посадочные опоры 200 кг
Аппаратура обеспечения посадки (радар и пр) 50 кг
Комплект приборов 50 кг
Итого сухая масса 1400 кг

Запас топлива 5700 кг
Дельта V при Isp 327 с - 2340 м/с

Масса на окололунной орбите с экипажем 10900 кг, без экипажа 10740 кг

Навесные баки 400 кг, запас топлива в баках 4460 кг, дельта V 1100 м/с
Масса на тракетории к Луне 15.6 т
Как-то так

В итоге маршевых ЖРД на посадочной ступени целых три, и отказ даже двух не критичен.
У вас их четыре и при отказе одного лэндер делает мертвую петлю.

Ну откуда я мог знать такие подробности? Я думал фрегат это полная ДУ. А у вас еще неизвестные взлетные двигатели.

По цитате ну уж очень все скромно. Скромнее "Орла" 50 летней давности. 200 кг на опоры? СЖО - вдох-выдох и бегом назад. Тяжко им будет, тесно, неудобно. Слетали они с Лагранжа на Луну. Намусорили на Луне, выкинули кабину на орбите. Не нравится мне такая перспектива.

А я рассчитывал на минимум двухнедельную экспедицию. А лучше пару месяцев в перспективе. Это все не должно сломаться за это время. 

Про масконы я наконец, нашел про лунар-орбитер инфу. Действительно есть такая проблема. Придется станцию повыше вешать и на антимасконное наклонение. :)

ЦитироватьAstro Cat пишет:
По цитате ну уж очень все скромно. Скромнее "Орла" 50 летней давности. 200 кг на опоры? СЖО - вдох-выдох и бегом назад.

Тут важен сам факт - они могут слетать на Луну и помочь роботам.

ЦитироватьAstro Cat пишет:
А я рассчитывал на минимум двухнедельную экспедицию. А лучше пару месяцев в перспективе.

Всё дело в том, что у вас тот первый этап, что у меня здесь в теме - это до вашего лунобульдозера включительно. Только в Л-Л возможна высадка уже на этом этапе. Локальная высадка. Не отдельная самостоятельная экспедиция - хотя и такое возможно.
А второй этап - рабочие хим и ядерные реакторы, тринтеры на реголите и металлах, бульдозеры и заправка лунным кислородом, и конечно разворачивание лунной базы - у меня попросту не написан ещё.

ЦитироватьAstro Cat пишет:
и на антимасконное наклонение

Там наклонение меняется со временем, так что всё равно топливо на коррекции орбиты нужно.

Цитироватьchameleon пишет:

Цитироватьfrigate пишет:
ХС для возврашения к Земле из точек Лагранжа меньше чем с ОИСЛ

Да, но если нужны два импульса, для входа и выхода - то ХС нужно на 500 м/с больше, чем есть у ПТК-Л.

Чего-чего? У КДУ ПТК-Л запас ХС 1450 м/сек - это свежая информация из доклада Брюханова.

Цитироватьfrigate пишет:
У КДУ ПТК-Л запас ХС 1450 м/сек - это свежая информация из доклада Брюханова.

Тогда я недоглядел, значит. Раньше засвечена была величина ХС 1300 м/с. И теперь до возможности самостоятельного выхода ПТК-Л в Лагранж и обратно не хватает всего 350 м/с.

Цитироватьchameleon пишет:

Цитироватьfrigate пишет:
У КДУ ПТК-Л запас ХС 1450 м/сек - это свежая информация из доклада Брюханова.

Тогда я недоглядел, значит. Раньше засвечена была величина ХС 1300 м/с. И теперь до возможности самостоятельного выхода ПТК-Л в Лагранж и обратно не хватает всего 350 м/с.

Тот же самый СМТ (в девичестве РБ) способен вывести ПТЛ-Л либо на ОИСЛ, либо в точки Лагранжа, при этом для выведения в точки Лагранжа 
потребная ХС МЕНьШЕ чем для выхода на ОИСЛ - посмотрите на цифры. Если заранее известно куда летим, то либо РБ с полной заправкой может 
вывести ПТК-Л в Л1 или Л2 с доп. грузом, либо РБ с уменьшенной заправкой может вывести  в Л1 или Л2 только КК ПТК-Л. Дойдут руки - посчитаю 
для водордного, керосинового или гидразинового СМТ2 для энергиевского двух-ступенчатого РБ (СМТ1+СМТ2).

Цитироватьfrigate пишет:
для выведения в точки Лагранжа потребная ХС МЕНьШЕ чем для выхода на ОИСЛ

Ну, это железно. 3,85-3,95 км/с в Лагранж-1, 3,5-4,4 км/с - в Лагранж-2. А на ОЛО добираться 4,5 км/с.

Цитироватьfrigate пишет:
Дойдут руки - посчитаю

А двоепуск с выведением большого РБ отдельно как самостоятельной третьей ступени А5?

А зачем вам л1 и л2? Они же не устойчивые. Не лучше л4 или л5?

ЦитироватьAstro Cat пишет:  зачем вам л1 и л2? Они же не устойчивые. Не лучше л4 или л5?

Речь идёт о близких к Луне точках, которые могут использоваться для работы с её поверхностью - ретрансляция, управление, наблюдение, и не требуют больших затрат на коррекции, а -4- и -5 не только далеко, но и вокруг них мусора столько, что с Земли видно..Туда вместо Луны хорошо привозить издалека что-то, чтоб не рисковать..

ЦитироватьAstro Cat пишет:
Не лучше л4 или л5?

Смысла особого нет. И далеко - что от Земли на радиусе Луны, что от Луны ещё дальше; и перелётная скорость немаленькая, и время полёта большое...
А вот например долгоживущие ретрансляторы запихать можно... А больше в общем-то и нечего. И, может, АМС для изучения пыли в том районе.

Замусорены уже, значит. Понятно, спасибо!

ЦитироватьAstro Cat пишет:
Замусорены уже, значит. Понятно, спасибо!

Вот по причине стабильности этих точек в их окрестности, довольно большой, и собирается пыль... У Левантовского есть пример естественного движения объекта в этой зоне,  думаю, и покрупнее пыли летает, там только склады для добычи устраивать - относительные скорости содержимого малы, не будут "бомбить" поверхность КА, выведенного в точку.....

По программе SETI там искали звездолеты инопланетян :) Пока ничего не обнаружили  :idea:

Цитироватьfrigate пишет:
По программе SETI там искали звездолеты инопланетян  :)  Пока ничего не обнаружили :idea:

Такое интересное место получается.
Но исследовать Луну оттуда неудобно, да.

Цитироватьchameleon пишет:

Цитироватьfrigate пишет:
для выведения в точки Лагранжа потребная ХС МЕНьШЕ чем для выхода на ОИСЛ

Ну, это железно. 3,85-3,95 км/с в Лагранж-1, 3,5-4,4 км/с - в Лагранж-2. А на ОЛО добираться 4,5 км/с.

Цитироватьfrigate пишет:
Дойдут руки - посчитаю

А двоепуск с выведением большого РБ отдельно как самостоятельной третьей ступени А5?

Не думаю что A5 подойдет для выведения SMT1 - он тянет под тонн 50. Между прочим с точки зрения ХС для мисии не принципиально если 
ЛЭК выводится олнопуском на РН СТК или собирается по частям на ОИСЗ - потребуется дополнительно 50-100 м/сек на стыковку.

Цитироватьfrigate пишет:
Не думаю что A5 подойдет для выведения SMT1 - он тянет под тонн 50.

В этом и состоит одна из главных идей предложения. А именно:
Берем А5. Снимаем с неё УРМ-2, полезную нагрузку и большой обтекатель - в сумме они тянут примерно на 80 тонн. На их место ставим водородную ступень (назовем её УРМ-2ВС) примерно такой же стартовой массы, скорее, чуть большей - 85-90 тонн. Только ступень. Стартовое ускорение упадет с 2,52 до 2,35 м/с2. Это вроде бы возможно парировать изменением профиля выведения.
У водородной ступени есть 4-5 двигателей РД-0146, система обеспечения запуска двигателей на орбите и пассивный стыковочный узел с обвеской того же "Курс-НА", возможно даже сбрасываемой. При выведении этот стыковочный узел прикрыт небольшим обтекателем.
На орбиту эта конструкция выходит самостоятельно и ждёт стыковки с кораблем. Если верить разработчикам КВРБ, то их блок можно продержать на орбите 9 часов в рабочем состоянии. Этого (6 витков) хватает для быстрой схемы стыковки.
Перед или во время второго, отлётного импульса - с уже пристыкованным кораблем - ступень УРМ-2ВС сбрасывает СОЗ и возможно уже не нужное стыковочное оборудование.
Судя по импульсу РД-0146 и массовым соотношениям водородных блоков, такая ступень способна отправить 25 тонн пристыкованного ПГ на к Луне или к Лагранжу. К Лагранжу вероятнее, там на 70 м/с меньше отлетная скорость.
Что касается габаритов такой ступени, то с этим проблем тоже не видно. УРМ-2 в оригинале устанавливается на расширяющий переходник (с 2,9 на 3,6 метра), для УРМ-2ВС переходник можно и ещё расширить.
Водородная магистраль в стартовых комплексах Ангары вроде бы есть по умолчанию.
Примерно так.

Цитироватьfrigate пишет:
не принципиально если ЛЭК выводится олнопуском на РН СТК или собирается по частям на ОИСЗ - потребуется дополнительно 50-100 м/сек на стыковку.

Ну да, стыковка нужна в любом случае.

Цитироватьchameleon пишет:

Цитироватьfrigate пишет:
Не думаю что A5 подойдет для выведения SMT1 - он тянет под тонн 50.

В этом и состоит одна из главных идей предложения. А именно:
Берем А5. Снимаем с неё УРМ-2, полезную нагрузку и большой обтекатель - в сумме они тянут примерно на 80 тонн. На их место ставим водородную ступень (назовем её УРМ-2ВС) примерно такой же стартовой массы, скорее, чуть большей - 85-90 тонн. Только ступень. Стартовое ускорение упадет с 2,52 до 2,35 м/с2. Это вроде бы возможно парировать изменением профиля выведения.
У водородной ступени есть 4-5 двигателей РД-0146, система обеспечения запуска двигателей на орбите и пассивный стыковочный узел с обвеской того же "Курс-НА", возможно даже сбрасываемой. При выведении этот стыковочный узел прикрыт небольшим обтекателем.
На орбиту эта конструкция выходит самостоятельно и ждёт стыковки с кораблем. Если верить разработчикам КВРБ, то их блок можно продержать на орбите 9 часов в рабочем состоянии. Этого (6 витков) хватает для быстрой схемы стыковки.
Перед или во время второго, отлётного импульса - с уже пристыкованным кораблем - ступень УРМ-2ВС сбрасывает СОЗ и возможно уже не нужное стыковочное оборудование.
Судя по импульсу РД-0146 и массовым соотношениям водородных блоков, такая ступень способна отправить 25 тонн пристыкованного ПГ на к Луне или к Лагранжу. К Лагранжу вероятнее, там на 70 м/с меньше отлетная скорость.
Что касается габаритов такой ступени, то с этим проблем тоже не видно. УРМ-2 в оригинале устанавливается на расширяющий переходник (с 2,9 на 3,6 метра), для УРМ-2ВС переходник можно и ещё расширить.
Водородная магистраль в стартовых комплексах Ангары вроде бы есть по умолчанию.
Примерно так.

Цитироватьfrigate пишет:
не принципиально если ЛЭК выводится олнопуском на РН СТК или собирается по частям на ОИСЗ - потребуется дополнительно 50-100 м/сек на стыковку.

Ну да, стыковка нужна в любом случае.

Заправленный УРМ-2 это около 44 тонн на старте.  :idea:   
Я даже не упоминаю о том что массовое совершенство кислородно-керосиновой ступени будет ЛУЧШЕЕ чем у числородно-водородной!
Для сравнения http://www.khrunichev.ru/main.php?id=52 у КВТК2Б-А7В с массой на орбите 48.56 тонн ПН на ОИСЛ 19 тонн! (не забываем про сбрасываемые проставки РБ и массу адаптера-переходника ПН).

Цитироватьfrigate пишет:
Заправленный УРМ-2 это около 44 тонн на старте.

Да. Но заправленный УРМ-2 + ПГ + большой обтекатель - это примерно 80 тонн на старте. Я предлагаю заменить всю эту головную часть.

Цитироватьfrigate пишет:
массовое совершенство кислородно-керосиновой ступени будет ЛУЧШЕ, чем у числородно-водородной

Да. У керосинового УРМ-2 - 10:1, у водородного КВРБ - 7-7,5:1. Но удельный импульс РД-0124 - 359 секунд, и на орбиту он выводит около 30 тонн (сухая масса УРМ-2 + ПГ). А УИ водородного РД-0146 - 470 секунд, и на орбиту он может вывести примерно 50 тонн (сухая масса УРМ-2ВС + остаток топлива + стыковочный узел).

Цитироватьfrigate пишет:
КВТК2Б-А7В с массой на орбите 48.56 тонн ПН на ОИСЛ 19 тонн

Я написал про 25 тонн на отлётной орбите, практически, ГПО - точнее, транслунной. Этот КВТК на отлёт способен вывести примерно столько же. И я не очень уверен в сроке жизни водородного РБ более нескольких часов. Без серьезного холодильного оборудования, конечно же. Поэтому только отлётный импульс.

Цитироватьfrigate пишет:
не забываем про сбрасываемые проставки РБ и массу адаптера-переходника ПН

Сбрасываемые проставки (кстати, покажите мне, что вы имеете под ними в виду) можно сбросить и со ступени. Адаптер-переходник здесь не нужен, но масса стыковочного узла и оборудования могут обойтись примерно в столько же (около 500 кг массы).

сбрасываемые проставки - аналогичная конструкция у блока ДМ - средний и нижний адаптер сбрасываются перед первым запуском маршевой ДУ   :idea:

Очень хорошая мысль. На водородном УРМ-2ВС они просто обязаны быть.

Водород-кислородный блок(ступень) для РН «Ангара-А5» с возможностью повторного запуска на орбите «УРМ-2ВС». Его применение как средства межорбитальной транспортировки (СМТ) в лунной программе.

Возможности ступени:
Ступень предназначена для двухпускового выведения стыкующегося полезного груза массой до 23,5 тонн на отлётную орбиту (ГПО, к точке либрации L-1 или Луне), для этого ступень оснащена пассивным стыковочным узлом, системами стыковки и бортовой системой «Курс».

Размещение ступени на РН:
При установке на РН Ангара-А5 ступень УРМ-2ВС с малым обтекателем, закрывающим стыковочный узел и системы стыковки, заменяет всю головную часть РН: ступень УРМ-2, полезную нагрузку и обтекатель полезной нагрузки.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/325737.png)


Параметры ступени:

Двигательная установка	4хРД-0146
Тяга ДУ	40 тс
Удельный импульс ДУ	4546 м/с
Размеры ступени (высота х диаметр)	~20 м х 4,1 м
Конечная масса ступени без простав и системы обеспечения повторного запуска двигателей	9500 кг
Масса заправляемого топлива (жидкий кислород + жидкий водород)	67500 кг
Масса при старте РН	79000 кг
Масса на монтажной орбите (ступень с остатком топлива)	42500 кг
Масса стыкующегося ПГ, отправляемого к точке либрации L1 (характеристическая скорость (ХС) = 3150 м/с)	23500 кг
Для сравнения параметры ГЧ с УРМ-2 (ступень УРМ-2 + ПГ + обтекатель)
Масса при старте РН	73000 кг
Масса на монтажной орбите	30000 кг
Двигательная установка	1хРД-0124
Тяга ДУ	30 тс
Удельный импульс ДУ	359 с

Применение ступени:
Ступень предназначена для использования в качестве средства межорбитальной транспортировки(СМТ) при проведении лунных пилотируемых экспедиций с использованием корабля ПТК-Л по двухпусковому сценарию
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/325735.jpg)
Масса выводимой СМТ на отлёт полезной нагрузки составляет в пределе 23,5 тонны. Корабль ПТК-Л с весом 20 тонн обладает ХС 1,45 км/с, дополнительный разгонный блок на 4 тонны полной массы (РБ «Фрегат» в минимальной комплектации с неполной заправкой) может добавить ещё около 500 м/с. Этого недостаточно для проведения экспедиции на низкую орбиту Луны (потребная ХС 2,6 км/с), но достаточно для проведения экспедиции в точку либрации L1 (потребная ХС 1,8 км/с). При этом первый импульс для входа в точку либрации осуществляется либо дополнительным РБ, либо непосредственно кораблем, если его запас ХС увеличить на 500 м/с. Последующее маневрирование около точки либрации, стыковку с орбитальной станцией и/или лунным кораблем, и импульс возвращения корабль производит самостоятельно.
Таким образом, орбитальный блок в составе ПТК-Л+РБ «Фрегат»+УРМ-2ВС позволяет проводить пилотируемые экспедиции в точку либрации L-1, в облёт Луны и на высокую окололунную орбиту. Без использования более тяжелых РН, чем РН Ангара-А5.

LaunchModel.xls в архиве для сей ступени и её профиля выведения.

https://yadi.sk/d/1WFvUttweaqQJ

По самой ступени цифирки тоже есть.

Все было бы неплохо, но увы ЖРД РД-0146 может быть запущен только один раз, 
У РД-0146Д с многократным запуском тяга не 10 тонн а 7.5 так что растут гравитационные потери. 
Идея многоразового РБ с криогенными ЖРД RL10 была основательно изучена НАСА в 1973 году  :idea:

Цитироватьfrigate пишет:
Все было бы неплохо, но увы ЖРД РД-0146 может быть запущен только один раз,

Вот же блин... Упустил такой момент.
Ладно.
С вариантом двигателя "Д" ступень тоже увязывается, только из-за меньшей тяги их требуется не 4, а 6, а учитывая, что РД-0146Д длиннее на 1360 мм и больше диаметром на 700 мм, приходится вспоминать компоновки первых ступеней Фалькона-9 и Протона. Надо покрутить конструкцию.
===
Хех. Зато можно с чистой совестью говорить, что с РД-0146 на третьей ступени А-5 может вытащить на орбиту и более 30 тонн (урезать ступень по длине, поставить обратно переходник на ПГ и обтекатель... а доп вес там был 33 тонны).

Цитироватьfrigate пишет:
Идея многоразового РБ с криогенными ЖРД RL10 была основательно изучена НАСА в 1973 году

В каком смысле многоразового? А можно ссылку?

а по конструктиву по нагрузкам УРМы внизу проходят?

Цитироватьchameleon пишет:

Цитироватьfrigate пишет:
Все было бы неплохо, но увы ЖРД РД-0146 может быть запущен только один раз,

Вот же блин... Упустил такой момент.
Ладно.
С вариантом двигателя "Д" ступень тоже увязывается, только из-за меньшей тяги их требуется не 4, а 6, а учитывая, что РД-0146Д длиннее на 1360 мм и больше диаметром на 700 мм, приходится вспоминать компоновки первых ступеней Фалькона-9 и Протона. Надо покрутить конструкцию.
===
Хех. Зато можно с чистой совестью говорить, что с РД-0146 на третьей ступени А-5 может вытащить на орбиту и более 30 тонн (урезать ступень по длине, поставить обратно переходник на ПГ и обтекатель... а доп вес там был 33 тонны).

Цитироватьfrigate пишет:
Идея многоразового РБ с криогенными ЖРД RL10 была основательно изучена НАСА в 1973 году

В каком смысле многоразового? А можно ссылку?

Выводится на Шатле, привозится на Шатле для кап.ремонта

Для отлетной траектории к Луне даже с учетом довыведения 3х РД-0146Д вполне хватает по ресурсу ЖРД. Правда будут большие грав.потери 
чем у ЖРД с 10 тонной тягой.  

Погляжу где-то отчеты НАСА были :0

ЦитироватьLeonar пишет:
а по конструктиву по нагрузкам УРМы внизу проходят?

Вроде бы да... Разница между 73 и 78 тоннами, конечно, есть, но вроде бы не такая большая.
А точных данных по допустимым нагрузкам на УРМ-1 у меня нет.

chameleon вы знакомы с принципом динамического программирования Бэллмана - если вы планитуете миссию, забудьте на минутку о ракете и двигайтесь от достигнутого в обратном направлении от финиша к старту - если в точку Лагранжа надо доствить ПН в 20 тонн, то стоит для начала посчитать какая масса потребуется на отлетной траектории к Луне, а затем какая масса потребуется для ЛЭК на ОИСЗ. Зная эту величину, потом можно будет оценивать какие РН и каким образом ПН будет доставлена (по частям или целиком). Ничего личного  :)

Цитироватьfrigate пишет:
с принципом динамического программирования Бэллмана

Как ни странно, знаком  :)  
Именно так задача исходно решалась.
Сначала я посчитал массы, необходимые для обеспечения экспедиции ПТК-Л на ОЛО и в Лагранж-1 - очевидно, других промежуточных точек лунной экспедиции для обычного орбитального корабля нет.
Собственно, сам ПяТаК (20 тонн полного веса, 1,45 км/с) способен самостоятельно уйти к Земле и с ОЛО(1300 м/с), и из точки либрации(900 м/с).

Для того, чтобы доставить его на ОЛО, нужно ещё 1,25 км/с. (1,3 на вход, 0,1 на маневры и 1,3 на отлет = 2,7 км/с)
Это (с дополнительным разгонным блоком) - 31,5 тонны на траектории к Луне. Причем не очень важно, гептиловый или керосиновый блок.

Для того, чтобы доставить его в Лагранж-1, нужно ещё 0,35 км/с. (0,82 на вход, 0,3 на маневры,0,82 на отлёт = 1,7 км/с)
Это (с дополнительным разгонным блоком) - 23,5 тонны на траектории к точке либрации. Ну, здесь в расчетах недозаправленный Фрегат.

Ну и тут я ухватился за голову, т.к. 25 тонн на отлёт - это вроде как предел возможностей двоепуска А5. И стал считать.
Что же касается лэндера, то его, с учетом выведения к Луне ядерным буксиром, главное бы вытащить на орбиту.
==Оффтоп про буксиры==

ЦитироватьЭтапы работы по ТЭМ:
1)Разработка новых рабочих тел для ММБ с маршевыми ЭРДУ в период 2016-2021 гг., так как возможность существенного увеличения объемов производства ксенона весьма проблематична из-за малого содержания этогогаза в атмосфере и земных породах и значительной дороговизны;

2)создание мощных маршевых электроракетных двигательных установок ММБ в период 2019-2023 гг., с масштабом энергодвигательных систем (от 10 кВт в настоящее время до требуемых нескольких сотен и тысяч кВт), при этом увеличение мощности на несколько порядков величины требует отработки новых технических решений;

3)создание бортовых энергетических установок (солнечных энергетических установок или ядерных энергических установок) для маршевых электрореактивных двигательных установок ММБ в период 2019-2023 гг., с обоснованием возможности создания ключевых элементов космических ЭУ мегаваттного уровня с ресурсом не менее 10 лет и экспериментально подтвержденными характеристиками.

С учетом этого, разработка эскизного проекта по комплексу ММБ с ЭРДУ планируется только к 2024 г., с выходом на летные испытания после 2030 года.

====
И насчитал следующее:
1) Гравпотери при установке 4-х РД-0146Д такие, что всего на орбиту выходит не более 41 тонны (ступень УРМ-2ВС + остаток топлива).
2) А при 6 двигателях предельно можно вытащить 43 тонны и это получается таки максимум для Ангары и водородной третьей ступени. Больше при всей оптимизации траектории не вытянуть. При этом для довыведения третьей ступени сжечь нужно ещё 31 тонну топлива.
3) Конструкция ступени получается на пределе. Всего 64 тонны топлива на 10 тонн сухой конечной массы (без СОЗ и прочего, что можно сбросить на каком-либо этапе).
4) Мало того, она получается ещё и сложной - шесть двигателей РД-0146Д очень серьёзных габаритов (3,35 м в высоту, 1,95 в диаметре среза сопла), которые нужно как-то установить, а сами по себе они весят по 250 кг минимум. Если их компоновать в круг под ступенью, то ужимаются они только в 6,2 метра диаметра по внешнему обводу сопел, а если навешивать сбоку, как на Протоне, то я не посчитаю массу ступени.

При этом кислород-водородного блока на 43 тонны стартовой и 10 тонн пустой массы хватает для отправки в Лагранж 23,5 тонн корабля.
Но из-за того, что конструкция получается на пределе и сложной...

По статистике Роскосмоса в лучшем случае сухая масса ступени (без массы ЖРД) при РЗТ 64 тонны составит ~7.5 тонн, при этом с учетом масссы 1 ЖРД (275-300 кг), общая масса заправленной ступени  с 6 ЖРД РД-0146Д выливается  :)  в 9.3 тонны. Ваша оценка в 10 тонн сухой массы ступени достаточна близка.    
Компоновка ОДУ ступени  - 6 ЖРД РД-0146Д еше надо разместить с учетом углов качания сопел на 4 градуса в каждой из 2х плоскостей качания (а сопло там приличной длины после раздвижения) 
Гравпотери на отлётной траектории к Луне - пытаюсь днём с огнем найти специальную тему о гравитационных потерях ХС на отлетной тректории к Луне (TLI маневр), которую я открыл пару лет тому назад   :(    Там была формула рачета трав потерь в завицимости от тяговооруженности РБ (T/W)

Эврика  :idea:  
Гравитационные потери TLI маневра
http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/forum13/topic8622/

Нашел "кладезь мудрости": Технический отчет НАСА, подготовленный компанией BELLCOM, Inc. 
Document ID: NASA-CR 73517 
SUBJECT: Finite - Thrust Transfers to Synchronous orbit and Translunar Injection 
DATE: September 4, 1968 
FROM: A. L. Schreiber 
PAGES: 9 
PDF link (http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19790072359_1979072359.pdf) 

Мы уже это обсуждали в теме про супертяж!  
http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/forum13/topic9861/?PAGEN_1=195

Цитироватьfrigate пишет:
Ваша оценка в 10 тонн сухой массы ступени достаточна близка.

Это хорошо.  :)  Потому что с большей массой ступени конструкция попросту перестаёт увязываться.

Цитироватьfrigate пишет:
Компоновка ОДУ ступени- 6 ЖРД РД-0146Д еше надо разместить с учетом углов качания сопел на 4 градуса в каждой из 2х плоскостей качания (а сопло там приличной длины после раздвижения)

Как я прикинул, диаметр ОДУ ступени по внешнему краю сопловых насадков ЖРД - 6,00-6,25 метров - в зависимости от того, какой запас брать _сверх_ свободного пространства для качания сопел (на глаз длина сопла с насадком около 2 метров, при отклонении на 4 градуса это 140 мм).

Цитироватьfrigate пишет:
Гравитационные потери TLI маневра

Угу. Нашёл рисунок 10.5.4-2. в документе.
Общая масса орбитального блока на старте 66,5 тонн. Включаем либо все 6, либо только 4 РД-0146Д.
При 6-ти соотношение TW 0,67, при 4-х - 0,45.
По графику это соотвественно 10 и 26 м/с потерь.
А ХС орб.блока - 3158 м/с. При необходимой 3125 м/с (или 3150 м/с в других источниках).

Цитироватьchameleon пишет:
диаметр ОДУ ступени по внешнему краю сопловых насадков ЖРД - 6,00-6,25 метров

Это, к слову, порождает сразу несколько проблем:
1)транспортировка такой негабаритной ОДУ.
2)стыковка с транспортируемой по ЖД остальной частью ступени (диаметр 4,1 м).
3)стыковка с опорой-адаптером второй ступени - центрального УРМ-1 (диаметр 2,9 м, у имеющегося адаптера для УРМ-2 - 3,6 м).

У меня где-то была картинка с габаритами ЖРД РД-0164Д с выдвинутым соплом с МАКСа-2013.
Однако если ЖРД в кластере качаются независимости то min зазор между соплами нужно умножить на 2 в случае когда два соседних сопла приближаются друг к другу. Кстати для справок обратите внимание на криогеную вторую ступень РН Сатурн 1Б с 6 ЖРД РЛ-10   :idea:  
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/52909) (https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/52911)

Цитироватьfrigate пишет:
картинка с габаритами ЖРД РД-0164Д с выдвинутым соплом

Благодарю  :)
Длина качающейся части получается по рисунку около 2850 мм. Отклонение тогда достигает 200 мм... А диаметр ОДУ тогда составляет 6,65 м (только запас на качание между двигателями с учетом случая встречного качания) и выше. Предполагаю итоговый диаметр в 6,85 м...
  

2853	← длина качающейся части сопла в мм
0,0698131701	← 4 Градуса отклонения сопла
0,0697564737	← Синус 4 град
200	← предельное отклонение сопла в мм
0	← дополнительный запас расстояния между РД в мм
1950	← диаметр двигателя в мм
2350	← сторона шестиугольника, образованного центрами двигателей
3325	← радиус ОДУ (+радиус двигателя)
6650	← диаметр ДУ из 6хРД-0146Д

Что ж, такую установку перемещать возможно только в разборе, собирая уже на космодроме.
Осталось только её нарисовать.

Кстати, на слайде есть фраза: "снижение массы двигателя". Интересно, это относительное снижение, или РД-0146Д действительно легче простого "0146"?

Цитироватьfrigate пишет:
криогеную вторую ступень РН Сатурн 1Б с 6 ЖРД РЛ-10

http://astronautix.com/stages/saturniv.htm
Обратил. Она легче(РЗТ 45 тонн), двигатели у неё меньше, а диаметр баков 5,5 м. Но похожа.

Кстати, документ, в котором был график расчета гравпотерь, включает интересные данные по расчету экспедиции через Лагранж.

Продолжение:
Судя по расчетам в документе (экспедиция на Луну через Л-1), 3150 м/с - это dV для полёта в Лагранж-1 по быстрой прямой траектории (3-6 дней в пути). А по медленной, 5-7 дней, с облётом Луны, можно и больше 24 тонн отправить.

Что же касается лунного корабля для таких экспедиций, то я немного посчитал и пришёл к выводу:
Для ЛК "L1-Луна-L1" соотношение Мпг и Мст составляет около 0,1, если УИ двигателей на АТ-НДМГ равен 327  секунд. Мпг здесь - только масса кабины и космонавтов, без ракетного блока взлетной ступени.
И для того, чтобы приблизительно сравняться с Аполлоновским ЛК, нужно иметь корабль не 15, а 17 тонн. В принципе, не такая уж и большая проблема.

Более важная проблема заключается в том, что полёт ЛК от L1 к Луне будет длиться больше суток (в расчётах NASA примерно 1,7 дня), и столько будет длиться обратный полёт. Итого 3,5 дня только на перелёты + время активности на поверхности, не менее 2-х суток + резерв.

ЦитироватьДлина качающейся части получается по рисунку около 2850 мм

Это для стартовой конфигурации - после раскрытия ВСН там 3 метра "with a ГАКом" (обратите внимание на размер на ПРАВОМ рисунке)  :idea:  

Цитироватьна слайде есть фраза: "снижение массы двигателя"

РД-0146 и РД-0146Д обратите внимание на давление в КС http://www.kbkha.ru/?p=8&cat=8&prod=73 

Криогеннная втораю ступень РН Сатурн-1Б с 6 ЖРД РЛ-10 S-IV:  у ступени диаметр 5.49 м , у ЖРД RL-10A-3 диаметр 2.13 м и высота с выдвинутым насадком 4.14 м, так что ваша ступень запросто может ужаться до 5 метров, а при наличии конического ХО даже до меньшего диаметра  :)

3150 м/с - это dV для TLI маневра - выходa на отлётную траекторию к Луне

Цитироватьfrigate пишет:
Это для стартовой конфигурации - после раскрытия ВСН там 3 метра "with a ГАКом"

Обратил. 2850 мм - это от нижней границы выдвинутого соплового насадка до линии, которая на слайде помечена как ось качания. А 3350 мм, 3 метра с гаком, это полная длина - и на всё, что выше оси качания, всего-то 0,5 метра приходится.

Цитироватьfrigate пишет:
РД-0146 и РД-0146Д обратите внимание на давление в КС

То есть "Д" всё-таки реально легче. Не 240-250 кг, как "0146", а допустим, 220. Это хорошо - тогда ОДУ весит всего 1320 кг.

Цитироватьfrigate пишет:
у ступени диаметр 5.49 м , у ЖРД RL-10A-3 диаметр 2.13 м и высота с выдвинутым насадком 4.14 м

В S-IV, если верить астронаутиксу и Вэйду, применялся не RL-10A-3, а более ранний RL-10. У него диаметр был всего 0,92 метра.
http://astronautix.com/stages/saturniv.htm
http://astronautix.com/engines/rl10.htm
А вот без конического ХО и конического же адаптера, увы, не обойтись.

Цитироватьfrigate пишет:
3150 м/с - это dV для TLI маневра - выходa на отлётную траекторию к Луне

Минимальная dV для Луны - 3150?..
:)
Тогда ступень способна обеспечить 23,5 тоннам импульс на отлёт к Луне и в Лагранж по быстрой траектории :) И чуть большей массе  - на отлет в Лагранж по медленной траектории.

1. Delta-V 
ХС на отлетной траектории к Луне (TRANSLUNAR INJECTION TLI) с ЛЕО высотой 200 км - 3,150 м/сек (идеальная); 
ХС на торможение у Луны и выход на орбиту ОСЛ (LUNAR ORBIT INSERTION LOI) высотой 100 км с любым наклонением 1,300 м/сек  
2. По поводу РН Саурн-1Б рекомендую обратиться к первоисточнику "Saturn illustrated chronology, april 1957 to june 1964" (https://archive.org/download/nasa_techdoc_19650006748/19650006748.pdf)  
 По поводу Вейда - доверяй, но проверяй  
3. Согласен ось качания на пол метра ниже
4. Масса ЖРД РД-0146Д где-то 275-300 кг (он все равно тяжелее чем РД-0146 из-за механизма выдвижения и композитного ВСН) 

Информация к размышлению - для Лунного Корабля для высадки на Луну из точек Лагранжа наиболее подходящей 
была выбрана ДУ на базе РД-58М
Lunar Lander Designs for Crewed Surface Sortie Missions in a Cost-Constrained Environment (http://www.sei.aero/eng/papers/uploads/archive/AIAA-2013-5479_Paper.pdf) AIAA-2013-5479

Предложение № 1 имеет смысл при отсутствии РН мощнее Ангара-А5, наличии лунного орбитального корабля(ЛОК) типа «Союз» или ПТК и планов лунных экспедиций.
Предложение № 2 имеет смысл при отсутствии РН мощнее Ангара-А5 и многоразового межорбитального буксира с ЯЭРДУ, наличии ЛОК и планов лунных экспедиций.

1. Водород-кислородный блок(ступень) для РН «Ангара-А5» с возможностью повторного запуска на орбите «УРМ-2ВС». Его применение как средства межорбитальной транспортировки (СМТ) в лунной программе.

Возможности ступени:
Ступень предназначена для двухпускового выведения стыкующегося полезного груза массой до 23,5 тонн на отлётную орбиту (к точке либрации L-1 или Луне), для этого ступень оснащена пассивным стыковочным узлом, системами стыковки и бортовой системой «Курс».

Размещение ступени на РН и выведение на орбиту:
При установке на РН Ангара-А5 ступень УРМ-2ВС с малым обтекателем, закрывающим стыковочный узел и системы стыковки, заменяет всю головную часть РН: ступень УРМ-2, полезную нагрузку и обтекатель полезной нагрузки:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/325736.png)
При выведении по окончанию работы ЦБ блок УРМ-2ВС отделяется и выходит на монтажную орбиту самостоятельно, где ожидает стыковки полезного груза. После стыковки и выхода в точку старта блок обеспечивает отлётный импульс и отделяется.

Параметры ступени:

Двигательная установка	6хРД-0146Д*
Тяга ДУ	45 тс
Удельный импульс ДУ	4606 м/с
Размеры ступени (высота х          диаметр)	~21 м х 4,1 м по бакам / 6,85 м по          обтекателю ДУ
Конечная масса ступени без          простав и системы обеспечения повторного          запуска двигателей	Не более 10000 кг
Масса заправляемого топлива          (жидкий кислород + жидкий водород)	~64000 кг
Масса при старте РН	~75000 кг
Масса на монтажной орбите          (ступень с остатком топлива)	~43000 кг
Масса стыкующегося ПГ,          отправляемого на отлётную траекторию          (характеристическая скорость = 3160 м/с)	~23500 кг
Гравитационные потери при          выведении на отлётную траекторию	Не более 10 м/с при 6 РД-0146Д
Время жизни ступени на          орбите (аналогично КВРБ)	9 часов
Для сравнения параметры          ГЧ с УРМ-2 (ступень УРМ-2 + ПГ + обтекатель)
Масса при старте РН	73000 кг
Масса на монтажной орбите          (пустой УРМ-2+ПГ)	30000 кг
Двигательная установка	1хРД-0124
Тяга ДУ	30 тс
Удельный импульс ДУ	359 с

* более эффективной, легкой и компактной ДУ был бы одиночный кислород-водородный ЖРД тягой 40-45 тс, УИ 470 с и с возможностью повторного запуска.

Применение ступени:
Ступень предназначена для использования в качестве средства межорбитальной транспортировки(СМТ), в частности, при проведении лунных пилотируемых экспедиций с использованием корабля ПТК-Л по двухпусковому сценарию:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/325735.jpg)
Также СМТ может использоваться для отправки на отлёт любой другой полезной нагрузки, способной совершать активную стыковку на НОО.
Таблица возможностей ступени:

Назначение	Требуемая ХС	Масса ПГ
Точка либрации Л-1 (время          полёта 3-6 дней)	3150 м/с	23,5 тонны
Луна (облётная траектория)	3150 м/с	23,5 тонны
К внутренним планетам	3700 м/с	16,5 тонны

Пилотируемая экспедиция с использованием ПКК ПТК-Л и СМТ «УРМ-2ВС»

Тип экспедиции	Требуемая ХС корабля после          получения отлётного импульса
1. Облёт Луны	200 м/с
2. Посещение точки либрации          Л-1	1820 м/с
3. Посещение низкой окололунной          орбиты	2700 м/с

При собственной ХС корабля ПТК-Л в 1,45 км/с в случае № 1 не потребуется дополнительных разгонных блоков. Масса корабля ПТК-Л составляет 20 тонн, что позволяет использовать СМТ УРМ-2ВС для облётных экспедиций.
В случае № 2 потребуется разгонный блок на ХС 370 м/с. С использованием РБ на АТ-НДМГ достаточно РБ с Рзт ~2600 кг, к примеру, недозаправленный РБ «Фрегат». Общая масса составит не более 23500 кг, что позволяет использовать СМТ УРМ-2ВС для осуществления пилотируемой экспедиции в точку либрации.
В случае № 3 потребуется разгонный блок на ХС 1250 м/с. С использованием РБ на АТ-НДМГ достаточно РБ с Рзт более 10 тонн, к примеру, РБ «Фрегат-СБ». Общая масса составит около 32000 тонн, что не позволяет использовать СМТ УРМ-2ВС в этом случае.

Орбитальный блок в составе ПТК-Л+РБ «Фрегат»+УРМ-2ВС позволяет проводить пилотируемые экспедиции в точку либрации L-1, в облёт Луны и на высокую окололунную орбиту, без использования более тяжелых РН, чем РН Ангара-А5.

2. Предположение по варианту лунной пилотируемой экспедиции с использованием перспективного лунного взлетно-посадочного корабля(ЛВПК), орбитального корабля ПТК-Л и СМТ УРМ-2ВС

Согласно работам «РКК Энергия», необходимая масса ЛВПК на низкой полярной окололунной орбите должна составлять 27-35 тонн, что соответствует массе полезного груза ЛПК (кабина с экипажем, оборудованием и грузом) 3,5-5 тонн.
Это приводит к тому, что ЛВПК:

• не может быть выведен на околоземную орбиту существующими РН (масса и габариты превышают возможности наиболее мощной РН Ангара-А5);
• не может быть доставлен на ОЛО с использованием СМТ УРМ-2ВС.
  

Кроме того, при использовании УРМ-2ВС доставка корабля ПТК-Л возможна только на высокую ОЛО или в точку либрации. Для достижения аналогичной массы ПГ при посадке из точки либрации стартовая масса ЛВПК составит 35-50 тонн.
Возможным решением данной проблемы является разделение ЛВПК при посадке из точки либрации на тормозной ракетный блок ТРБ и собственно ЛВПК.
Необходимая ХС для достижения точки либрации с переходной орбиты составляет около 800 м/с, в зависимости от времени перелёта. При использовании для старта к точке либрации двухпускового сценария и СМТ УРМ-2ВС, что соответствует массе ПГ на переходной орбите 23,5 тонны, и самостоятельном выходе в точку либрации, конечную массу ПГ в точке либрации можно принять за 18,5 тонн. Стыковка ТРБ и ЛВПК в точке либрации, таким образом, даст нам 37 тонн перед посадкой на Луну и обеспечит массу полезного груза ЛВПК ~3,5 тонны.
 Характеристики блоков ЛВПК

Характеристика	Значение
Блок	ТРБ
Стартовая масса на НОО	~23,5 тонны
Масса после выхода в точку либрации	~18,5          тонн
Топливо	АТ-НДМГ
УИ	328 с
Характеристическая скорость с пристыкованным ЛВПК	~1750          м/с
Блок	ЛВПК
Стартовая масса на НОО	~23,5 тонны
Масса после выхода в точку либрации	~18,5          тонн
Топливо	АТ-НДМГ
УИ	328 с
Delta V посадочной ступени при посадочном маневре	~1250          м/с
Суммарная ХС посадочного маневра	3000 м/с
Полная масса посадочной ступени	13 тонн
Масса посадочной ступени в точке L1	8 тонн
Конечная масса посадочной ступени	2 тонны
Полная масса взлётной ступени	10,5 тонн
Конечная масса взлётной ступени	4,5 тонны
Характеристическая скорость  взлётной ступени	2725 м/с

Схема 6-пусковой экспедиции
1. Запуск РН Ангара-А5 с ЛВПК.
2. Проверка ЛВПК на НОО ожидания.
3. Запуск РН Ангара-А5 с УРМ-2ВС
4. Стыковка ЛВПК с УРМ-2ВС
5. Отлёт ЛВПК по долгой траектории (5-7 дней)
6. Запуск РН Ангара-А5 с ТРБ
7. Проверка ТРБ на НОО ожидания.
8. Запуск РН Ангара-А5 с УРМ-2ВС
9. Стыковка ТРБ с УРМ-2ВС
10. Отлёт ТРБ по более быстрой траектории (3-6 дней)
11. Прибытие ЛВПК и ТРБ в точку либрации.
12. Стыковка ЛВПК и ТРБ, ожидание в точке либрации (N дней)
13. Запуск РН Ангара-А5 с ПТК-Л+РБ
14. Проверка ПТК на НОО ожидания.
15. Запуск РН Ангара-А5 с УРМ-2ВС
16. Стыковка ПТК с УРМ-2ВС
17. Отлёт ПТК по быстрой траектории (3-6 дней)
18. Прибытие ПТК в точку либрации
19. Стыковка ПТК и ЛВПК, переход экипажа
20. ЛВПК+ТРБ переходят из точки либрации на ОЛО (~800 м/с) (приблизительно 2 дня)
21. ТРБ выдаёт импульс схода с орбиты и отделяется
22. ЛВПК окончательно гасит скорость и совершает посадку
23. Работа на поверхности
24. ВС ЛВПК стартует напрямую к точке либрации (приблизительно 2 дня)
25. ВС ЛВПК прибывает в точку либрации
26. ПТК-Л стыкуется с ВС ЛВПК, переход экипажа
27. Полёт ПТК-Л к Земле (3-6 дней)
28. Посадка

Впрочем, разделение ЛВПК на подэлементы имеет смысл и при возможности использования для транспортировки орбитального буксира с ЯЭРДУ.

Облёт - совершенно ненужный этап, ещё хуже флаговтыка...

Один такой шестипуск ради флаговтыка обойдется в лярд баксов, не считая "железа" ПН. Может лучше на супертяж деньги потратить?

ЦитироватьКубик пишет:
Облёт - совершенно ненужный этап, ещё хуже флаговтыка...

Если я написал, что можно, это таки совершенно не значит, что нужно :)

ЦитироватьCepёгa пишет:
Один такой шестипуск ради флаговтыка обойдется в лярд баксов, не считая "железа" ПН. Может лучше на супертяж деньги потратить?

Никакого флаговтыка! См. первый пост.
Работают роботы, космонавты сидят на станции в Л-1 и при очень большой нужде летят на помощь. Кстати, скорее всего летят на чём-то более мелком, наброски которого на предыдущей странице были, и который можно уложить в классический энергиевский 4-пуск.
А этот двухэтажный автобус... Ну так. Пусть будет.

И что АнгараА5 вытащит на НОО 43 тонны за счет модернизированной второй ступени?

И если космонавты сидят зачем то в лагранже, а автоматы чем закидывать будете? Это уже не шестипуск будет. 

Вообще зачем космонавты на лос, если базу строить на поверхности вы не собираетесь? Пусть на Земле сидят и рулят автоматами.

ЦитироватьAstro Cat пишет:
И что АнгараА5 вытащит на НОО 43 тонны за счет модернизированной второй ступени?

Не 2-й, а 3-й ступени. И вместе со ступенью, а в роли ПГ топливо в баках. Но да.
А если ступень урезать и поставить полезный груз вместо топлива, то всякого полезного груза можно поставить 30 тонн с небольшим плюсом.
В принципе, как и считали для Ангары-5 УКВБ(28+ тонн из Плесецка).

ЦитироватьAstro Cat пишет:
И если космонавты сидят зачем то в лагранже, а автоматы чем закидывать будете? Это уже не шестипуск будет.

Ну, шестипуск здесь только на пилотируемую экспедицию. Даже ОС-Л отдельно.
И автоматы отдельно. Союзами, Протонами, Ангарами... Таймырами.

ЦитироватьAstro Cat пишет:
Вообще зачем космонавты на лос, если базу строить на поверхности вы не собираетесь?
Пусть на Земле сидят и рулят автоматами.

А если вдруг какой луноход в яме застрянет? Или там в кислородной плавильне прокладки поменять нужно будет?
Собственно, вот только на этот случай и нужна пилотируемая часть.
А вот потом...

Луна-Лагранж: второй этап освоения Луны

Это продолжение первого этапа освоения Луны, в частности, варианта Луна-Лагранж.
Этап возможно начать только тогда, когда на первом этапе уже отработаны технологии:
1) Работы с лунными грунтами: землеройные и землеустроительные, а возможно и взрывные;
2) Получения на месте необходимых объёмов энергии - ядерные/термоядерные реакторы, солнечные батареи/турбины.
3) Получения на месте необходимых лунных ресурсов: кислорода, воды/водорода, металлов, кремния.
4) Использования этих ресурсов, как минимум, для заправки космических аппаратов, для получения металлоконструкций и кремниевых пластин.
Все эти технологии должны быть отработаны в рамках автоматических исследовательских станций Лунного Полигона.
Ориентировочно на это потребуется 10-15 лет работы автоматических станций Лунного Полигона и отдельных пилотируемых экспедиций.

На начало второго этапа отработан следующий пул сопутствующих космических технологий:
1) Обитаемые конструкции для вакуума - орбитальные станции и поверхностные базы, в частности, надувные.
2) Транспортно-энергетические модули с ядерными реакторами и электрическими плазменными двигателями;
3) Пилотируемый комплекс класса Земля-Луна-Земля. Например - пилотируемый орбитальный корабль + лунный посадочный корабль + пересадочная орбитальная станция + ракеты-носители достаточной грузоподъемности + средства межорбитальной транспортировки(СМТ). В случае программы Луна-Лагранж это: корабль ПТК-Л + корабль ЛК-Фрегат + станция ОС-Лагранж + РН Ангара-5 + ступень УРМ-2ВС + ТЭМ с ЯЭРДУ.
4) Серийные платформы и посадочные модули для АЛС различных типов.
5) Добывающие автоматы (харвестеры) и производящие автоматы (фабрики).

Цели, которые должны быть достигнуты на втором этапе, таковы:
1) Использовать полученные технологии для получения доступа к ресурсам Луны и их освоения;
2) Расширить свое присутствие на Луне с использованием этих технологий и лунных ресурсов;
3) Провести отработку технологий технологий, позволяющих получить с Луны прибыль и пользу для Земли и освоения дальнего космоса.

А. Ресурсы Луны
Ресурсами Луны на этом этапе являются:
1) Лунный грунт;
2) Месторождения ископаемых, в т.ч. метеоритного происхождения;
3) Гелий-3 солнечного происхождения.

Лунный грунт состоит по большей части из оксидов металлов(алюминия, магния, титана, железа) и кремния. Может быть источником восстановленных металлов, кремния и газов - кислорода и гелия-3, который залегает в тонком поверхностном слое реголита. Фактически это вся поверхность Луны на глубину от 1 до 20 см, т. е. ресурс общедоступен.
Месторождения могут быть источником чего угодно, от водяного льда до радиоактивных элементов. Но, в отличие от грунта, легкодоступны не везде - как пример, залежи водяного льда в кратерах на южном полюсе. Кроме того, потребуется их разведка, которую теоретически возможно провести на первом этапе автоматами, и организация добычи почти классическими горными методами. Но для второго этапа такие заглубленные месторождения по большей части недоступны и в расчет их можно не брать.
Гелий можно выделить на этапе переработки реголита, но после этого он требует концентрации и выделения изотопа гелий-3, т. е. фактически обогащения на обогатительном комплексе. Впрочем, это возможно проводить уже на Земле, после доставки.
Итого на выходе можно получить готовые к применению:
1) кислород;
2) металлы;
3) кремний;
4) воду/водород.

Б. Области применения лунных ресурсов
1. Кислород.
Кислород является очень эффективным окислителем для любого ракетного топлива. На первом этапе возможно его опытное применение для дозаправки автоматических и, возможно, опытных пилотируемых взлетно-посадочных лунных комплексов. Т.е. многоразовых лунных кораблей.
На втором этапе заправка лунным кислородом взлетно-посадочных лунных комплексов является стандартным методом.
Кроме того, необходимо снабжение кислородом обитаемых объемов - на орбите и на Луне.
Возможно применение в техпроцессах.

2. Металлы.
Магний, алюминий, железо и титан являются удобными конструкционными материалами. Кроме того, щелочные металлы можно применять как эффективное топливо.

3. Кремний.
Кремний является сырьём для электроники. Например, из лунного грунта можно напрямую производить кремниевые солнечные панели. Выделенный кремний можно обрабатывать для получения сырья электронной промышленности, и непосредственно получать пластины для производства интегральных схем на орбитальных фабриках. Последний этап, собственно производство микросхем, возможен пока только на Земле.
Возможно, на этом уровне, такое производство уже возможно будет развернуть в космосе.

4. Водород/вода.
Вода является необходимой потребностью для обитаемых объемов, а так же применима в техпроцессах и может использоваться в качестве ракетного топлива в топливных парах «водяной лед - алюминий» и (после электролиза) «водород - кислород».

В. Применение лунных ресурсов для расширения присутствия на Луне
Под этим в частности понимается посещаемая или обитаемая лунная база. Возможно, несколько баз. Для создания лунной базы логично использовать местные конструкционные материалы (металлы и реголит), а также частично обеспечить её снабжение за счет местных кислорода и воды. Этот путь значительно эффективнее использует вложенные ресурсы, чем путь полного формирования блоков лунной базы на Земле и полного же снабжения. В случае с использованием лунных ресурсов потребуется забрасывать значительно меньшие начальные объемы грузов, в основном необходимое для достройки обитаемых объемов, а так же потребуется значительно меньший постоянный грузопоток снабжения лунной базы(базы).
Кроме того, обкатанные технологии и методы постройки лунной базы из местных ресурсов очень важны для реализации цели №3.
Так же можно сказать, что при постройке лунной базы возможно использовать отдельные модули лунной базы, создаваемые на Земле и доставляемые на Луну. Например, начальный жилой модуль («бытовка»). Это имеет смысл, например, для модулей, оборудование которых малопригодно для доставки отдельно от конструкции.

Г. Отработка технологий, позволяющих получить с Луны прибыль.
Такими технологиями являются в частности технологии дешевого транспорта Луна-Земля, Луна-ОЛО или Луна-Лагранж.
Технологии дешевого транспорта, разработанные в теории на настоящий момент:
1)Многоразовые транспортные корабли на лунном топливе;
2)Ракетные снаряды, производящиеся на Луне, на лунном топливе;
3)Неракетные способы вывода в космос - магнитные ускорители, обменно-импульсные системы(ротоваторы), спутники-сборщики рассеянных грузов.

Многоразовые лунные корабли на лунном топливе (как минимум окислителе - кислороде) являются основным транспортным средством ОЛО/Лагранж-Луна-ОЛО/Лагранж на этом этапе, обеспечивая транспортировку автоматов, пилотируемых экспедиций, комплексов лунного полигона и систем лунной базы(лунных баз).

Ракетные снаряды, производящиеся полностью на месте из лунных материалов и использующие лунное топливо(«лунный ракетный двигатель»), могут являться средством доставки грузов к окололунным орбитальным станциям, а также, возможно, к Земле. В этом случае теоретически возможно их нестандартное применение в роли баллистических ракет Луна-Земля.
Для точной доставки груза РС на станции требуется орбитальный приемник. Например, лазерно-магнитная система захвата, объединяющая лазерный абляционный двигатель и магнитный ускоритель, из концепции коллеги Цеппелина.

Магнитные ускорители(масс-драйверы), позволяющие отправлять с Луны грузы без затрат ракетного топлива, используя только электроэнергию, могут быть произведены на этом этапе с помощью технологий возведения лунной базы из местных ресурсов. Как минимум опытный экземпляр.
В сочетании с орбитальными ротоваторами для довыведения на орбиту тяжелых моногрузов и спутниками-сборщиками для сбора массы сыпучего груза, находящейся на суборбитальной траектории, они могут составить эффективную систему выведения в космос лунных ресурсов и продукции.

Планирование данного этапа зависит от сроков и успехов предыдущего этапа. За Т=0 разных процессов можно принять:
1) момент готовности кислород-производящей лунной установки (из лунного грунта или льда);
2) успешность опытов по заправке местным кислородом, например, многоразовой автоматической взлетно-посадочной платформы;
3) момент готовности многоразового лунного посадочного корабля/универсальной многоразовой взлетно-посадочной платформы;
4) момент готовности технологий «лунного ракетного двигателя».
5) успешность опытов по производству грунтовых работ и металлоконструкций лунными установками;
6) успешность опытов по производству кремниевого электронного сырья, а также, например, фотопанелей.

Итого на этом этапе можно выделить три направления, по каждой из которых требуется отдельное планирование.
Направление первое - «лунное топливо».
а) Производство кислорода из реголита, и/или водород-кислородного топлива из водяного льда;
б) Заправка кислородом/топливом автоматических многоразовых взлетно-посадочных платформ (к примеру, потомка МЛАК Корвет);
в) Заправка кислородом/топливом многоразовых лунных кораблей/платформ;
г) Создание и производство РС на «лунных ракетных двигателях».
д) Создание орбитального приемника для неуправляемых грузов.

Направление второе - «лунная база».
а) Проведение грунтовых работ на Луне;
б) Добыча металлов, кремния и других веществ из реголита или легкодоступных месторождений;
в) Производство конструкций из полученного сырья;
г) Сборка продукции(конструкций лунной базы, поверхностных солнечных электростанций или лунных РС) из полученного металла, например, методами трехмерной печати.

Направление третье - «лунная пусковая система».
а) Проведение опытов с орбитальными импульсно-обменными системами (ротоваторами);
б) Проведение опытов со спутниками-сборщиками рассеянных грузов;
в) Проведение опытов с магнитными катапультами и постройка на Луне масс-драйвера(-ов).

Примечание
Лазерный уловитель массы для орбитальных станций
идея взята у Fonzeppelin'а c ФАИ

Согласно расчетам О'Нейла, запускаемая с поверхности Луны "посылка" прибудет в точку Лагранжа L1 со скоростью не меньше 200 метров в секунду относительно L1, что составляет известную проблему при ее перехвате. Учитывая, что количество таких "посылок" может составлять несколько штук в минуту, проблема уловителя массы - устройства, обратного масс-драйверу, и предназначенного для замедления и захвата запущенной "посылки" - стоит достаточно остро.

Идея:
- Каждая "посылка" представляет собой снаряд в алюминиевой оболочке. Алюминий добывается на месте (т.е. на Луне) путем переработки алюмосиликата кальция с помощью KF в нагреваемом солнечными лучами химическом реакторе замкнутого цикла.
- Оболочка "посылки" имеет форму цилиндра с двойными стенками
- В пространство между внешними и внутренними стенками циллиндра заряжается полезная нагрузка - 10 кг реголита (возможно, прессованного, спеченного или даже выплавленного монолита), предварительно подвергнутого пиролизной обработке в солнечной печи с целью высвобождения содержащихся газов
- Полученная при пиролизе реголита газовая смесь хранится в резервуарах, и лунной ночью - охлаждается до жидкого состояния, заряжается под давлением во внутреннюю полость "посылки" и охлаждается до замораживания. Реголит вокруг играет роль теплоизоляции. Снаряд запаивается.
- При запуске снаряду-«посылке» сообщается скорость 2,37 км/с - либо запуском как головной части лунного РС, либо как снарядом масс-драйвера. Траектория снаряда проходит через точку Лагранжа L1. При запуске снаряд раскручивается до максимально выдерживаемого числа оборотов.
- В точке L1 лазерная установка, питаемая от бортовой энергоустановки станции, фокусирует излучение на торцевой части приближающегося снаряда, обеспечивая испарение сначала алюминиевой оболочки, а затем - находящейся внутри газовой смеси. В результате получаем грубую форму лазерного ракетного двигателя, исполняющего роль тормозного. Теоретически, при весьма низком удельном импульсе около 500 м/с, десяти килограммов газа должно хватить, чтобы изменить скорость 10 кг полезной нагрузки на 350 метров в секунду.
- При этом основная задача лазерного ракетного двигателя - коррекция траектории снаряда таким образом, чтобы он вошел в рабочую зону станционного масс-драйвера. В магнитном поле масс-драйвера производится окончательное торможение снаряда.

Цитировать

chameleon пишет:

ЦитироватьCepёгa пишет:
Один такой шестипуск ради флаговтыка обойдется в лярд баксов,
не считая "железа" ПН. Может лучше на супертяж деньги потратить?

Никакого флаговтыка! См. первый пост.
Работают роботы, космонавты сидят на станции в Л-1 и при очень большой нужде летят на помощь. Кстати, скорее всего летят на чём-то более мелком, наброски которого на предыдущей странице были, и который можно уложить в классический энергиевский 4-пуск. А этот двухэтажный автобус... Ну так. Пусть будет.

ЦитироватьКубик пишет:
Какие уж там роботы в ближайшие лет двадцать, чтобы ими управлять и чинить...

А начиная с Луны-Глоб и заканчивая Лунным Полигоном.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/234083.jpg)

ЦитироватьКубик пишет:
Они туда как попали?

Ракетами.

ЦитироватьКубик пишет:
если из этой точки контролировать посадку - неплохо и пробный КК сажать, + в этой точке нужен постоянный ретранслятор, а обитаемая станция - разве что посещаемая...

В общем-то именно так.

Цитироватьchameleon пишет:
А если вдруг какой луноход в яме застрянет? Или там в кислородной плавильне прокладки поменять нужно будет?

Тахника новая, не отработанная. Она будет ломаться по 5 раз на день. Раззоритесь летать с лагранжа. Только вы взлетели - новая поломка. Если бы вы были рядом, подошли бы и побуцкали ногой по застрявшему камню. А вам надо новый лэндер с Земли, топливо. И большую ЛОС вы не сможете построить. А сидеть в невесомости месяцами в бочке "а-ля Салют-7" - жалко космонавтов. Радиация там тоже не хилая.

Теперь по картинке. Люблю картинки! Спасибо! :)

Станция полярная. Значит, Солнце низко над горизонтом. СБ надо вешать вертикально, а не ложить на грунт. Все у вас на "Фрегатах". Не катят они. Хилые и не умеют дросселировать тягу. К длительному хранению не способны.

Вот такие видятся "минуса". :)

ага.
а кто пинает марсоходы? :oops:

ЦитироватьAstro Cat пишет:
Станция полярная. Значит, Солнце низко над горизонтом. СБ надо вешать вертикально, а не ложить на грунт. Все у вас на "Фрегатах". Не катят они. Хилые и не умеют дросселировать тягу. К длительному хранению не способны.

А если в кратере со льдом, так там свет и вовсе не появляется.
Поэтому - только реактор. Вкопать и радиаторы развернуть.
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/194638.jpg)
Где-то и статья была.

ЦитироватьAstro Cat пишет:
Тахника новая, не отработанная. Она будет ломаться по 5 раз на день. Раззоритесь летать с лагранжа.

-__-"
Таки вы правы. И идея Лина в этом смысле смотрится попросту лучше...
Ну и фиг с ней с идеей. Давайте НаноЛуну (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/forum15/topic14661/) обсчитывать?

Цитироватьbenderr пишет:
а кто пинает марсоходы?

Никто. Поэтому Спирит застрял и умер, хотя мог бы ещё работать и работать :( Если б было кому пнуть.

@Хамелеон - Я не вполне согласен с вашими расчётами, начиная с ХС  :|
"Давайте определяться, товарищи" (С) - Информация к размышлению  :idea:  
(https://forum.novosti-kosmonavtiki.ru/forum/file/53107) 

Цитироватьchameleon пишет:
Никто. Поэтому Спирит застрял и умер, хотя мог бы ещё работать и работать  :(  Если б было кому пнуть.

«Спи́рит»[5] (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A1%D0%BF%D0%B8%D1%80%D0%B8%D1%82_%28%D0%BC%D0%B0%D1%80%D1%81%D0%BE%D1%85%D0%BE%D0%B4%29#cite_note-5), «Spirit» (англ. (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%90%D0%BD%D0%B3%D0%BB%D0%B8%D0%B9%D1%81%D0%BA%D0%B8%D0%B9_%D1%8F%D0%B7%D1%8B%D0%BA) дух), или «MER-A» (сокр. от Mars Exploration Rover — A) — первый марсоход (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9C%D0%B0%D1%80%D1%81%D0%BE%D1%85%D0%BE%D0%B4) космического агентства НАСА (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9D%D0%90%D0%A1%D0%90) из двух запущенных США (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A1%D0%BE%D0%B5%D0%B4%D0%B8%D0%BD%D1%91%D0%BD%D0%BD%D1%8B%D0%B5_%D0%A8%D1%82%D0%B0%D1%82%D1%8B_%D0%90%D0%BC%D0%B5%D1%80%D0%B8%D0%BA%D0%B8) в рамках проекта Mars Exploration Rover (https://ru.wikipedia.org/wiki/Mars_Exploration_Rover). Старт миссии состоялся 10 июня (https://ru.wikipedia.org/wiki/10_%D0%B8%D1%8E%D0%BD%D1%8F) 2003 года (https://ru.wikipedia.org/wiki/2003_%D0%B3%D0%BE%D0%B4_%D0%B2_%D0%BD%D0%B0%D1%83%D0%BA%D0%B5)[6] (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A1%D0%BF%D0%B8%D1%80%D0%B8%D1%82_%28%D0%BC%D0%B0%D1%80%D1%81%D0%BE%D1%85%D0%BE%D0%B4%29#cite_note-overview-6). Спускаемый аппарат с марсоходом совершил мягкую посадку на Марс 4 января (https://ru.wikipedia.org/wiki/4_%D1%8F%D0%BD%D0%B2%D0%B0%D1%80%D1%8F) 2004 года (https://ru.wikipedia.org/wiki/2004_%D0%B3%D0%BE%D0%B4) за три недели до прибытия его близнеца «Оппортьюнити (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9E%D0%BF%D0%BF%D0%BE%D1%80%D1%82%D1%8C%D1%8E%D0%BD%D0%B8%D1%82%D0%B8)» (MER-B), который был успешно доставлен в другой район Марса, смещенный по долготе на примерно 180 градусов. В конце 2009 года марсоход застрял в песчаной дюне (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%94%D1%8E%D0%BD%D0%B0). Последняя связь с Землей была 22 марта (https://ru.wikipedia.org/wiki/22_%D0%BC%D0%B0%D1%80%D1%82%D0%B0) 2010 года (https://ru.wikipedia.org/wiki/2010_%D0%B3%D0%BE%D0%B4).
 Марсоход работал гораздо дольше, чем запланированные 90 солов (марсианских солнечных суток). Благодаря очистке солнечных батарей естественным ветром Марса (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9C%D0%B0%D1%80%D1%81)

Цитироватьbenderr пишет:
«Спи́рит» [5] (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A1%D0%BF%D0%B8%D1%80%D0%B8%D1%82_%28%D0%BC%D0%B0%D1%80%D1%81%D0%BE%D1%85%D0%BE%D0%B4%29#cite_note-5) , «Spirit» ( англ. (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%90%D0%BD%D0%B3%D0%BB%D0%B8%D0%B9%D1%81%D0%BA%D0%B8%D0%B9_%D1%8F%D0%B7%D1%8B%D0%BA) дух ), или «MER-A» (сокр. от Mars Exploration Rover — A ) — первый марсоход (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9C%D0%B0%D1%80%D1%81%D0%BE%D1%85%D0%BE%D0%B4) космического агентства НАСА (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9D%D0%90%D0%A1%D0%90) из двух запущенных США (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A1%D0%BE%D0%B5%D0%B4%D0%B8%D0%BD%D1%91%D0%BD%D0%BD%D1%8B%D0%B5_%D0%A8%D1%82%D0%B0%D1%82%D1%8B_%D0%90%D0%BC%D0%B5%D1%80%D0%B8%D0%BA%D0%B8) в рамках проекта Mars Exploration Rover (https://ru.wikipedia.org/wiki/Mars_Exploration_Rover) .
...
В конце 2009 года марсоход застрял в песчаной дюне (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%94%D1%8E%D0%BD%D0%B0)

А мог бы и так.

Цитировать«Оппортьюнити» (англ. (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%90%D0%BD%D0%B3%D0%BB%D0%B8%D0%B9%D1%81%D0%BA%D0%B8%D0%B9_%D1%8F%D0%B7%D1%8B%D0%BA) Opportunity, или MER-B (сокр. от Mars Exploration Rover — B') — второй марсоход (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9C%D0%B0%D1%80%D1%81%D0%BE%D1%85%D0%BE%D0%B4) космического агентства (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A1%D0%BF%D0%B8%D1%81%D0%BE%D0%BA_%D0%BA%D0%BE%D1%81%D0%BC%D0%B8%D1%87%D0%B5%D1%81%D0%BA%D0%B8%D1%85_%D0%B0%D0%B3%D0%B5%D0%BD%D1%82%D1%81%D1%82%D0%B2) НАСА (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9D%D0%90%D0%A1%D0%90) из двух запущенных США (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A1%D0%BE%D0%B5%D0%B4%D0%B8%D0%BD%D1%91%D0%BD%D0%BD%D1%8B%D0%B5_%D0%A8%D1%82%D0%B0%D1%82%D1%8B_%D0%90%D0%BC%D0%B5%D1%80%D0%B8%D0%BA%D0%B8) в рамках проекта Mars Exploration Rover (https://ru.wikipedia.org/wiki/Mars_Exploration_Rover).
...
 На сегодняшний день Оппортьюнити продолжает эффективно функционировать, уже более чем в 40 раз превысив запланированный срок в 90 сол

Цитироватьfrigate пишет:
Я не вполне согласен с вашими расчётами, начиная с ХС

Резонно. Можете указать, что в них не так?
По картинке же могу сказать следующее:
"Ура! У меня получается увязать в разгонник некоторый запас массы! А небольшой мухлёж, что в расчётах ХС я брал округленную на пару сотен кг вверх цифру Мст, теперь им компенсируется! Даже грав.потери при выведении из работы пары двигателей компенсируются! И даже запас для топлива СМТ2 есть, который нужен для поправок расчётов в строчках 2 и 3!"

Кстати, не подскажите, откуда взяли картинку?
А в доке НАСА, где график для расчета гравпотерь, есть ещё и распределение отлётных скоростей в зависимости от фазы Луны... Как бы это не звучало. И ещё несколько графиков, накидывающие некоторый хвост неочевидных потерь на идеальную ХС. Вроде разного времени полёта и разного стартового наклонения орбиты.

Цитироватьchameleon пишет:
Ну и фиг с ней с идеей. Давайте НаноЛуну (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/forum15/topic14661/) обсчитывать?

Это вы зря так. Пара хороших моментов я у вас подчерпнул. Хранение неиспользуемой ЛОС (без космонавтов) в лагранже и переделка третьей ступени Ангары под двойное использование в качестве разгонного блока.

 А исследования микро-аппаратами возможны и не особо затратны, но не так интересны обывателям типо меня, как люди на Луне.

Цитироватьfrigate пишет:
Информация к размышлению

Ещё мысль. Да, я брал те же самые 920 м/с для ПТК-Л для прихода в Лагранж. Для быстрого перелета.

ЦитироватьAstro Cat пишет:
Пара хороших моментов

Там ещё ТЭМ с реактором в роли энергетического и двигательного модуля ЛОС засветился.

ЦитироватьAstro Cat пишет:
А исследования микро-аппаратами возможны и не особо затратны, но не так интересны обывателям типо меня, как люди на Луне.

Неужели не хотите реально сделать свою небольшую АМС?  ;)

Oтлично, раз к пуговицам (delta-v или ХС) претензий нет можно прикинуть параметры СМТ-2 (второй ступени разгонного блока) для выведения на каждую из 5 целевых лунных орбит для разных компонентов топлива (ЖК-ЖВ, ЖК-керосин и гидразин)   :idea:

Цитироватьchameleon пишет:
Там ещё ТЭМ с реактором в роли энергетического и двигательного модуля ЛОС засветился.

Это я к фантастике отношу пока.

Цитироватьchameleon пишет:
Неужели не хотите реально сделать свою небольшую АМС? ;)

Мне бы (да и многим) при жизни увидеть по тв первое поселение на Луне. Так что все что далее 20 лет меня не интересует, а автоматы - не интересно. Свою - не реально, даже если почки продать. :)

Цитироватьfrigate пишет:
можно прикинуть параметры СМТ-2 (второй ступени разгонного блока) для выведения на каждую из 5 целевых лунных орбит для разных компонентов топлива (ЖК-ЖВ, ЖК-керосин и гидразин)

	Низк. ОЛО	Выс. ОЛО	Л1	Л2(медл)	Л2(быстр)
ХС, м/с	1375	775	915	407	1305
УИ ЖК-РГ1 (РД-58М)	357	с	УИ ЖК-ЖВ РД-0146Д	470	с
	3498,6	м/с		4606	м/с
УИ АТ-НДМГ (14Д30)	328	с
	3214,4	м/с
Случай 1
Начальная масса соответствует возможностям УРМ-2ВС
Мст,т	23,5	23,5	25	23,8	23,7
Мк РГ, т	15,85	18,8	19,2	21,15	16,3
Мк АТ, т	15,3	18,45	18,75	20,9	15,75
Мк ЖВ, т	17,4	19,85	20,45	21,75	17,8
ХС ЖВ, м/с	1384,2421699659	777,4762829619	925,3128925995	414,8708173954	1318,5899774231
ХС РГ, м/с (+5-10 м/с)	1377,8568596047	780,6900286279	923,5098586565	412,9945992027	1309,5607572328
ХС АТ, м/с (+5-10 м/с)	1379,4520221411	777,679241253	924,725253689	417,6676339339	1313,5153246155

ЦитироватьAstro Cat пишет:
Это я к фантастике отношу пока.

15 лет осталось до реальности.
Может, меньше.

ЦитироватьAstro Cat пишет:
Свою - не реально, даже если почки продать.

Как ни странно, за почку можно получить до 100К$, а наноАМС уложится и в половину этой суммы вместе с разработкой и запуском... Извините, оффтоп.

Цитироватьfrigate пишет:
Информация к размышлению

А ещё, кстати, там в табличке в пояснении к EML2(1) и EML2(2) перепутано число дней. Прямой полёт - 4 дня, с гравманевром - 9.

Тут подумалось. Почему бы для популяризации освоения Луны не закинуть на Луну микро-луноход. Тележка, СБ и кинокамера. И сдавать время управления луноходом всем желающим за денежку. Должен быть плоский, устойчивый. Защита от дурака обязательно, чтоб не скидывали со скалы. ВЭБ-интерфейс. Прямая трансляция для тех, кто не может заплатить за "порулить".  :)

Если 2 шт сразу закинуть - можно гонки устраивать, тотализатор!

ЦитироватьAstro Cat пишет:
Тут подумалось. Почему бы для популяризации освоения Луны не закинуть на Луну микро-луноход. Тележка, СБ и кинокамера. И сдавать время управления луноходом всем желающим за денежку.

А вот это уже похоже на фантастику.

Чеж фантастика то. Все реально. Нет ничего невозможного на данный момент. Маску над идейку подкинуть. )))

И маленький ретранслятор в лагранже, кстати нужен будет. Ведь надо экономить на энергетике луноходика.

Цитироватьchameleon пишет:

Цитироватьfrigate пишет:
Информация к размышлению

А ещё, кстати, там в табличке в пояснении к EML2(1) и EML2(2) перепутано число дней. Прямой полёт - 4 дня, с гравманевром - 9.

Спасибо, да конечно перелет в L2  с грав. маневром 9 дней, прямой 4  :(  
Мои источники по ХС в окололунном пространстве:
LLO - Энергия/Роскосмос 2009 
HLO - Энергия/Боинг доклад Рафферти-Деречина 2013 
L1 - годовой отчёт Энергии 2012 
L2 - доклад Роберта Фаркухара 1968  

ЦитироватьAstro Cat пишет:
Тут подумалось. Почему бы для популяризации освоения Луны не закинуть на Луну микро-луноход. Тележка, СБ и кинокамера. И сдавать время управления луноходом всем желающим за денежку. Должен быть плоский, устойчивый. Защита от дурака обязательно, чтоб не скидывали со скалы. ВЭБ-интерфейс. Прямая трансляция для тех, кто не может заплатить за "порулить". :)  

Если 2 шт сразу закинуть - можно гонки устраивать, тотализатор!

Я, оказывается, не одинок. )))


Две команды из участвующих в конкурсе луноходов Google Lunar X Prize (https://ru.wikipedia.org/wiki/Google_Lunar_X_PRIZE)объявили о желании объединить усилия и отправить свои аппараты на Луну к концу 2016 года. Сразу после высадки три лунохода (американский и два японских) начнут гонку на 500 метров, транслируя свои перемещения на Землю в HD-видео. О плане сообщается в пресс-релизе компании Astrobotic.
В декабре 2014 года Astrobotic объявила о том, что собирается отправить свой аппарат (Andy) на борту ракеты Falcon 9 SpaceX. Полетит ракета с мыса Канаверал в конце 2016 года. В феврале 2015 года японская фирма HAKUTO договорилась с Astrobotic о том, чтобы взять на борт и ее луноходы — Moonraker и Tetris.
Высадку планируется осуществить в Озере Смерти (https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9E%D0%B7%D0%B5%D1%80%D0%BE_%D0%A1%D0%BC%D0%B5%D1%80%D1%82%D0%B8), в районе лунных пещер, которые в будущем могут использоваться в качестве основы для жилых помещений. Astrobiotic, занимающийся космическими перевозками, готов перевезти на Луну и другие аппараты, участвующие в конкурсе (если они согласятся покрыть часть расходов). Хотя директор Astrobiotic назвал гонки «NASCAR на Луне», средняя скорость аппаратов не превышает 800 метров в час.
http://lenta.ru/news/2015/02/25/lunarxrace/

Понятно. Значит, это уже очень близкая фантастика.

http://youtu.be/041oU_QAsXQ (http://youtu.be/041oU_QAsXQ)

Да. НаноЛуна - тот же хитрый план, что и ГуглоЛуна.
Но не одиночными аппаратами и не только частными инвестициями.
Ну и сами девайсы ещё меньше ужаты.

Подумал на досуге, глядя на массу ПГ паровоза - а не сделать ли 4х-6типусковый корабль прямого возврата, как Н-1/Л3М, коль те же 3 тонны = массе союзовского спускача?... И собирать его в Л-2, добираясь туда медленным образом.
Но потом дошло - это примерно то же самое, что предлагал Лин.
Короче, всё фигня.

Для лунных наностанций же нужны связь и энергия, которые просто так в массу и габариты кубосата не упихнутся...
Для связи можно использовать лазер, если получится упихнуть его в сотни грамм и менее (а меж тем рабочие системы космической лазерной связи, что наша, что американская, укладываются лишь в несколько десятков кг), а можно и радио, если прицепить раскладную антенну/антенны.
Для энергии... Разворачиваемые же солнечные панели и магнитная ловушка Дайсона-Харропа, но в рабочем варианте, а не как у них в статье.
Ну и запускать можно для начала на ГПО, прицепом к каким-нибудь стационарникам - чтоб не заморачиваться с собственными разгонниками.

https://vk.com/wall-30315369_37581

ЦитироватьПроект Федеральной космической программы на 2016-2025 годы предусматривает в 2025 году готовность России к пилотируемому облету Луны. Проект ФКП также предусматривает в 2021 году первый полет перспективного транспортного корабля, а к 2029 году - готовность к высадке российских космонавтов на Луну.

Задачи по обеспечению пилотируемого полета на Луну будут решаться двухпусковой схемой запуска новой российской тяжелой ракеты Ангара-А5В. Дополнительно в ФУП включены работы по созданию межорбитальных буксиров, необходимых для пилотируемых полетов к Луне.

Хмммм

ИМХО, двухпусковая схема - это дурь. Надо сразу после старта пилить в Л1 и уже там собирать что надо из кусочков.
Потому как затраты на маневрирование и стыковку тяжелыми блоками на НОО гораздо выше, чем пустыми в Л1.

Главная засада на этом пути - если летим на ПТК, то его одним пуском А-5В в Лагранж не отправить. Только двумя.

Масса собственно обитаемой капсулы - 7-8 тонн. Почему её нельзя отправить?

ЦитироватьДем пишет:
Масса собственно обитаемой капсулы - 7-8 тонн. Почему её нельзя отправить?

Без двигаетелей, без энергии, без людей... А зачем её такую отправлять?
Кстати, Союз с довеской топлива - для самостоятельного возврата от Л-1 - в однопуск влазит.

Всего лишь без топлива, которое мы на разгон потратили. С людьми и грузом.
Не всёж ему с прогрессовским ПАО летать...

Дем, вы о Союзе же, правда?

Э, ты же сам про ПТК говорил в #109

Говорил. Но ПТК в летающей конфигурации без топлива - не 8, а 12 тонн.
А вот Союз - как раз 8. Без малого. И он в однопуск А-5В к Лагранжу влазит ;)

Капсула ПТК - как раз 7-8. а вот тот кусок который не капсула - заменяется целиком на то, что в лагранж разгонять будет.
По прилёту этот блок отстыковывается и остаётся только маленький движок для возврата, там много импульса не надо.
А на лунные орбиты тяжёлую капсулу со всей её термозащитой и прочим посадочным барахлом таскать незачем.

Тот кусок, который не капсула - это кусок с двигателями ориентации, солнечными батареями, СЖО - и называется ПАО.
Без него летит не капсула от корабля, а кусок железа ;)

ну я не знаю, насколько он приборный, может просто агрегатный  :)  А все приборы - в капсуле :)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/121115.jpg)
Ну так совсем другой нужен, с двигателями только на возврат назад. Может даже маневровых хватит для этого.
А для полёта туда - у нас вместо него РБ или третья ступень.

При доставке груза - можно даже и со второй прилететь и её баки под нужды станции использовать.

Не получится только на возврат назад. Нужно 900 м/с запаса скорости. А он у лунного ПТК 1450. А у орбитального - 200... А разница между ними в 6 тонн.

ЦитироватьНу так совсем другой нужен

Угу. Совсем не этот ПТК(

Вообще-то это не ПАО Союза, а ДО ПТК НП    :idea:

А на ДО ПТК НП не завязаны аналогичные функции? Ну, солнечные батареи там.

Продолжим дискуссию по четырех-пуску на Ангаре-5В :?:

С удовольствием!  :)

Кстати, в предложенной Ангаре-5В обошли проблему с "зонтиком" из маломощных двигателей - предложив новые водородные сорокатонники... Но и сделали полшага назад - вместо ступени с повторным запуском предложили обычную ступень + РБ. Зачем они так?