Форум Новости Космонавтики

"Оптимальная транспортная система Земля-Луна, или на Луну по уму" :)

Какой должна быть транспортная система Земля-Луна? Нынешний американский вариант как-то не вдохновляет: идеология остаётся той же самой, аполлоновской - взлётно-посадочную ступень таскаем каждый раз с собой, от Земли летим одним тяжёлым куском и т.д.  Сакраментальный вопрос: что делать? Что делать, чтобы получить транспортную систему, сделанную по уму, причём для начала - максимально простую, и не требующую большого скопления прорывных технологий?

Итак, цель - создание максимально дешевой и эффективной транспортной системы, функционирующей при минимальном грузопотоке с Земли, причём не требующей разработки тяжёлых носителей.

Конечно, очень хочется задействовать ЯРД - но, думается, на первых порах можно обойтись и без них, вводя их на последующих стадиях развития транспортной системы.

Естественно, стоит разделить пассажирский и грузовой транспортные потоки - космонавтов пускать традиционным "химическим" путём, грузы - малой тягой, на ЭРД с запиткой от реакторов, буксиры многоразовые. Не ново, конечно, и даже банально, обговорено многократно - но логично.

Как сэкономить на посадке-взлёте с Луны?
 
Сама собой напрашивается мысль причислить лэндер к нескоропортящимся грузам, и отправлять малой тягой - в результате для полёта к Луне не очень-то нужён 100-тонный носитель, а можно обходиться и чем поменьше, возможно, даже "Протоном", не говоря об "Ангаре".
Лэндер летит долго, значит, криогенными компонентами его не заправишь - особенно если одна из топливных компонент - водород. Но в конце концов, топливо можно пускать вместе с пилотируемым кораблём, по "быстрой" траектории.

Если предположить, что на Луне мы в состоянии добывать кислород тоннами (не слишком смелое предположение) - возникает смысл использовать топливные пары с кислородом (хоть керосин-кислород, а лучше, конечно, кислород-водород). Если везем с Земли керосин - то его можно тащить и малой тягой, если водород - нужно "по-быстрому"; нужно смотреть, какой вариант даст в сумме преимущество в запускаемой с Земли массе.
Желательно, конечно, сделать лэндер одноступенчатым и многоразовым, что для лунных условий достаточно реально. В случае многоразового лэндера, вероятно, водород проигрывает керосину (или другой высококипящей компоненте) - если топливо нужно длительное время хранить от посадки до взлёта. Т.е. при такой схеме водород выгоден лишь в случае частых челночных рейсов.

Данная схема транспортной системы с развитием техники легко поддаётся апгрейду - разгонный блок для пилотируемого корабля может в дальнейшем стать ядерным, может всё так же использовать ЖРД, но стать многоразовым, причём использовать лунный кислород (тогда потребуется околоземная ОС-"космопорт"). Лэндеры могут тоже перейти на ядерную тягу, используя в качестве рабочего тела тот же кислород, а впоследствии, в случае развертывания добычи гелия-3 -  и водород.

Возможно, целесообразным окажется использование лунной ОС - малой орбитальной станции, эдакого "Салюта-мини", или даже а-ля БО "Союза" (ну, скорее, БО "Шэньчжоу"). Станция, вероятно, имеет смысл в первую очередь как набор стыковочных узлов, оснащённый манипулятором и гиродинами.  

Резюме.
Основные особенности предлагаемой схемы:
1. Транспортировка грузов многоразовыми буксирами на ЭРД с ЯЭУ, космонавтов - на ЖРД.
2. Доставка лэндера (и высококипящей компоненты) малой тягой, криогенной компоненты - вместе с космонавтами.
3. Использование лунного кислорода.
4. Многоразовый одноступенчатый лэндер.
5. Возможно, многоразовый буксир на ЖРД для доставки на LLO и обратно пилотируемых кораблей (с использованием лунного кислорода). Такой вариант, очевидно, подразумевает стыковку с околоземной ОС.
6. Как следствие - отсутствие необходимости в 100-тонном носителе

Чего не хватает для подобной транспортной системы?

ЭРД и ЯЭУ - практически есть, принципиальных проблем и особо крупных затрат здесь не предвидится.

Нужны - оборудование для получения кислорода из ильменита (НАСА уже объявило конкурс) в первую очередь, и многоразовый одноступенчатый лэндер - во вторую.

Экономия - на тяжёлых носителях и объёмах пусков.

1. В другом топике я уже высказал серьезные сомнения по поводу ландера с ЯРД вообще, и с О2 в качестве рабочего тела - в частности. Развейте их, пж-ста.
2. Не рассмотрена возможность грузовых буксиров З-Л на СРД - пара отражателей порядка 100 кв.м. обеспечат ок. 100 кВт мощности для нагрева Н2. По УИ имеем практически мини-ЯРД, без присущих ему неприятностей.  Можно не заморачиваться и с ЯЭУ плюс ионники.

1. В том-то и дело, что первая стадия такой транспортной системы не предусматривает использования ЯРД. Лунный кислород используется как одна из компонент топлива ЖРД лэндера и, возможно, межорбитального ЖРД-буксира для пилотируемых кораблей.
2. ЭРД легко обеспечивают УИ до 4000 с и выше - для СЭДУ это совершенно нереально.

Но и УИ=900с на СЭДУ тоже не фунт изюму. Не забывайте еще фактор скорости - или год тащиться, или за 3 дня. Так можно и LCH4, и LO2 на LLO для ландеров возить.
А к ЭРД полагается еще тяжелая ЯЭУ+биозащита+радиаторы. Так что по весу "умрем рядом" :-)

Медленной тягой мы возим нескоропортящиеся грузы. Пусть хоть год летят, лишь бы с Земли запускать дешевле.
Никакая особая защита не нужна, тем более "биозащита" - ничего нежного мы буксирами не возим, тем более людей.

ИМХО, у СЭДУ мало шансов. Для грузов она проиграет ЭРД за счёт УИ, для пилотируемых полётов - за счёт тяги.

Это верно. Но для доставки быстропортящихся материалов - низкокипящее топливо для ландеров и отлетных ступеней КК (кислород плюс метан) - самое то.

Может быть - в таком случае, скорее всего, лишь в качестве промежуточного этапа, до организации добычи кислорода на Луне. Но тут уже считать надо.

Хотя, кстати, не факт - вероятно, и в качестве такого "промежуточного бензовоза" СЭДУ ничего не светит. Тяга-то у СЭДУ невелика, в результате время выведения на ГСО сокращается всего в 5-10 раз, значит, выигрыш при полёте к Луне того же порядка, и время перелёта - порядка месяца. Стерпит ли такое LH2?

Не предлагается возить LH2, предлагается жидкий метан и кислород. Если лететь месяц, то это все отпадает. Если тока пару дней, то почему бы нет? Вот тут http://en.wikipedia.org/wiki/Solar_thermal_rocket пишут: "Even the lower specific impulse represents a significant increase over that of conventional chemical rockets, however, an increase that can provide substantial payload gains (45 percent for a LEO-to-GEO mission) at the expense of increased trip time (14 days compared to 10 hours)"
Надо просто оценить тягу СЭДУ на Н2 при располагаемой мощности в 100-200 кВт и сравнить с ЖРД...

Во-первых, СЭДУ мощностью 100-200 кВт - мощное прожектерство.
См. инфу от разработчиков:
http://www.kerc.msk.ru/ipg/development/solar/sol_eng.shtml

Разгонные блоки (РБ) на базе СЭДУ обеспечивают высокоэффективную доставку КА с низкой опорной орбиты на межпланетные траектории, высокоэллиптические и высокие круговые орбиты (включая геостационарную) за 10...60 суток.

Время транспортировки к Луне - того же порядка, даже больше.
Выигрыш в ПН по сравнению с ЖРД - всего вдвое. Хочется большего.
Выигрыш в сроках транспортировки - всего 5-10 раз. Для груза непринципиально - гораздо важнее больше привезти.
СЭДУ не так уж и проста, как кажется на первый взгляд. И уж тем более не влёт удастся (если удастся) обеспечить ей мощность в 100 кВт. Для ядерной же энергоустановки это не проблема, можно и больше.
Вследствие относительно невысокого (около 800 с) УИ многоразовое применение несколько сомнительно.

ИМХО, СЭДУ - решение со всех точек зрения половинчатое, посему практически для всех задач - далеко не оптимальное.

ЦитироватьНе предлагается возить LH2, предлагается жидкий метан и кислород.

Подозреваю, что кислород в конечном итоге окажется проще наработать на Луне.
Кстати, можно, в принципе, добавить в транспортную систему и "третью ветку", специально для быстрой доставки криогенных компонент для лэндеров - на ТфЯРД, как раз на РД-0410.

Собственно, никто пока убедительно не обосновал, что долговременное хранение LH2 в космосе невозможно. Хотелось бы все же нечто более весомое, нежли ИМХО. К тому же если водород будет выкипать, но не слишком быстро, его вполне можно утилизовать по ходу дела в той же СЭДУ. А оставшийся водород вкупе с кислородом -- для химического движка взлета и посадки лунного модуля. Довольно красивый симбиоз водорода и СЭДУ получается.

ЦитироватьСЭДУ не так уж и проста, как кажется на первый взгляд.

ЯРД тем более непрост. Разница как между электроплиткой и ядерным реактором примерно. :)

ЦитироватьИМХО, СЭДУ - решение со всех точек зрения половинчатое, посему практически для всех задач - далеко не оптимальное.

Для Луны как раз и оптимальное, потому что половинчатое. С одной стороны тяга повыше, чем у ЭРД, с другой импульс повыше, чем у химии. На ЭРД слишком долго, на химии -- затратно. Для грузовых операций к Луне СЭДУ близка к оптимуму.

ЯРД, конечно, еще круче, но это уже совсем другой уровень технологий и, как следствие, совсем другой уровень финансирования потребен для создания такой транспортной системы. Может, когда-нибудь и до ЯРД дело дойдет, но на первом этапе новой лунной программы и при российских финансовых возможностях в обозримом будущем это не вариант.

Ксенон довольно редкое и дорогое вещество. При стабильном и большом грузопотоке его просто не хватит. Да и цена может быть такой, что перекроет все выгоды от использования ЭРД. Мое мнение или ТфЯД или СЭДУ. Причем я так понимаю для СЭДУ не принципиально чем заправлять, хоть СО2 или любым высококипящим компонентом. Конечно УИ упадет. Но для медленных грузов это несмертельно. Кстати вопрос, возможно ли такое на ТфЯД.

Собственно, я имел в виду как раз не такой СЭДУ с электронагреванием рабочего тела, как по ссылке выше. Низкий КПД СБ как раз не вдохновляет.
Имелось в виду честная СДУ с прямым нагревом рабочего тела солнечными лучами. Имеем более 1 кВт с каждого кв. метра отражателей. Соотв-но для печки на 200 кВт нуна два лопуха 10х10 метров, что ИМХО на сейчас очень даже не запредельно. Ясно, что придется учитывать быструю деградацию отражателей, но игра может очень стоить свечь :-)

По поводу ХС для полётов ИСЗ-ИСЛ.

Для полётов на ЖРД - это примерно 4 км/с. Грубо, 3 км/с на старт к Луне, 1 км/с на выход на окололунную. При использовании водорода - УИ 4500 - отношение масс будет exp(4000/4500) = 2,43 . То есть, сухая масса - 40% от полной.

Для полётов на ЭРД - это примерно 8 км/с, из-за другой баллистики. Используя традиционные сегодня СПД-100, с УИ 15000 м/с, имеем отношение масс exp(8000/15000) = 1,7 . То есть, сухая масса - 60% от полной.

Таким образом, грубо, ЭРД позволяют уполторить сухую массу.

ЦитироватьЭРД позволяют уполторить сухую массу.

Почему-то все забывают вес источника энергии для ЭРД. А он может съесть бОльшую часть выигрыша по массе.

Может ли кто грубо оценить баллистику перелета ИСЗ-ИСЛ буксира+ПН сухой массой порядка 10-20 тонн с помощью честной СДУ с прямым нагревом Н2 (УИ~900) и мощностью ~200 кВт? Какая будет тяга при этом?
Почему-то мне кажется, что при времени работы СДУ порядка нескольких часов потребная ХС будет не намного хуже ЖРД.

Честный буксир на СДУ. Схематично.

(http://www.sevlagor.com/LK.jpg)

Желтое - солнечные концентраторы - зеркала 20-30 м (масштаб не соблюдён).
Фокусируют свет на камере двигателя - маленький красный шарик.
Фиолетовое это сопло. красный шарик рядом.
Размер камеры двигателя 20-30 см. Материал графит или тугоплавкий карбид.
Материал тот  же что разработан и испытан для РД-0410.
Бо температура та же, условия работы те же. Топливо то же - водород.
Давление в камере можно сделать раза в 2-3 меньше чтоб ресурс увеличить. Потери УИ полностью компенсируем увеличением диаметра среза сопла.
УИ = ~9000 м/сек. Температура ~3000 К
Расход топлива буквально граммы, на большее энергии нехватит, размер камеры поэтому совсем маленький.
Тяга маленькая но всёже во много раз больше чем у любого ЭРД.

Оранжевый шар - бак с водородом.
Зелёное - ПГ.
Два тёмно-синих круга перед баком и ПГ - лёгкие теплозащитные экраны.
Синии линии и узкий конус - фермы.

Зеркала могут вращаются каждое по двум осям - голубая ось для наведения на солнца. ну и сам аппрат целиком по продольной оси вращается.

Торможение в нижних слоях ионосферы (высота 120-150 км)
Зеркала разворачиваются на 180 град от нарисованного положения - обратной стороной вперёд.
Их обратная сторона защищена углеродной тканью. Ею и тормозимся.
Каждое зеркало может немного (на 30-40 град.) поворачиватся вокруг второй оси (обозначена красным, хорошо видна у верхнего зеркала)
это на случай если промахнёмся ниже коридора - поворачиваем зеркала - площадь лобовой проекции уменьшается и мы благополучно компенсируем промах.

Удельная тяга двигателя 5560 Вт/Н
При тепловой мощности 2 МВт (площадь зеркал общая ~1000 м2) - тяга = 360 Н
Расход топлива 40 г/сек

При начальной массе 28,85 т на разгон до II космической надо ~8850 кг топлива.
Время разгона до II космической 2.55 суток.
Учитывая что часть орбиты в тени реально уйдёт от 2.55 до 4.5 суток в зависимости от "сезона".
Масса конечная 20 т

Время торможения у Луны 13-24 часа
Расход топлива 1900 кг
Масса конечная на Лунной орбите 18100 кг

Масса ЛБ сухая 2-4 т
Масса топлива на отлёт к Земле 200-400 кг

Масса ПГ на лунной орбите 12-14 т

Общая масса топлива (водород) 11100 - 11300 кг
Масса топлива на стыковки (НДМГ+АТ) ~500 кг

Вот-вот, я это же видел на форуме несколько месяцев назад! Запало...
Как раз это я и имел в виду. Большое спасибо за массу информации. Это Ваш проект?
Как оцениваете реализуемость по времени и деньгам?
Сколько надо топлива на торможение пустого буксира у Земли, если не заморачиваться ионосферной фичей? Можно прилично сэкономить на огромной ТЗ лопухов и их поворотных приводах, существенно облегчить конструкцию без риска деформации зеркал при торможении.
А нельзя ли лопухи максимально приблизить к продольной оси КК?
Кстати, а зачем разворачивать лопухи назад для торможения в ионосфере? Не проще ли тормозиться задней стороной буксира, где сопло, которое можно закрывать (а надо ли?). Тогда имеем всегда одно направление перегрузок - от носа в корму, что плюс для конструкции.

Вадим Семенов

ЦитироватьСобственно, никто пока убедительно не обосновал, что долговременное хранение LH2 в космосе невозможно. Хотелось бы все же нечто более весомое, нежли ИМХО.

Просто для начала закладываемся на худший вариант. Если возможно достаточно простое хранение LH2 по полгода - тем лучше.

ЦитироватьЯРД тем более непрост. Разница как между электроплиткой и ядерным реактором примерно.

ЯРДы - были. СЭДУ - нет. Это уже о чём-то говорит :wink:
СЭДУ, которая "электроплитка" до 100 кВт не дотянет в жизни - понадобятся чудовищные СБ, и реактор той же мощности окажется заметно легче.
СЭДУ, которая с солнечными концентраторами на 100-200 кВт, будет очень сложна - посложнее и электроплитки, да и ЯРДа, пожалуй: с помощью концентраторов очень сложно будет сбросить такую мощность на развитые поверхности теплообмена.

ЦитироватьДля Луны как раз и оптимальное, потому что половинчатое. С одной стороны тяга повыше, чем у ЭРД, с другой импульс повыше, чем у химии. На ЭРД слишком долго

Не слишком. Пускай хоть год летит. Лишь бы ПН была в несколько раз больше.

ЦитироватьЯРД, конечно, еще круче, но это уже совсем другой уровень технологий

Да, это другой уровень технологий - не 2000-х, а 1970-х  :mrgreen:

Igor

ЦитироватьКсенон довольно редкое и дорогое вещество. При стабильном и большом грузопотоке его просто не хватит. Да и цена может быть такой, что перекроет все выгоды от использования ЭРД.

Ну я уже язык обмолол - на ксеноне свет клином не сошёлся :D "Криптон спасёт отца русской демократии!" Он примерно на порядок дешевле, доступен, при использовании криптона несколько растёт энергопотребление ЭРД, но вместе с тем растут УИ и тяга. Из-за более низкой плотности криптона по сравнению с ксеноном возрастёт масса баков, но это, надо полагать, не смертельно.

ЦитироватьКонечно УИ упадет. Но для медленных грузов это несмертельно.

Как раз смертельно. Упадёт ПН - что крайне нежелательно.

ЦитироватьКстати вопрос, возможно ли такое на ТфЯД.

Возможно, конечно. Но упадёт УИ.

avmich

ЦитироватьДля полётов на ЭРД - это примерно 8 км/с, из-за другой баллистики. Используя традиционные сегодня СПД-100, с УИ 15000 м/с, имеем отношение масс exp(8000/15000) = 1,7 . То есть, сухая масса - 60% от полной.

СПД-100 мы брать не будем!
Транспортная система будет делаться не завтра, а уже сегодня фактически есть КМ-100 с УИ 3000 с. То есть отношение масс 1,3, сухая масса, грубо - 75% от полной.
А поскольку время есть, то стоит закладываться на УИ порядка 5000 с. Сухая масса дойдёт до 85% полной.

Waldi

ЦитироватьПочему-то все забывают вес источника энергии для ЭРД. А он может съесть бОльшую часть выигрыша по массе.

Не съест, особенно при мощностях от 100 кВт. Чем мощнее реактор, тем меньше масса не единицу мощности.

ЦитироватьМожет ли кто грубо оценить баллистику перелета ИСЗ-ИСЛ буксира+ПН сухой массой порядка 10-20 тонн с помощью честной СДУ с прямым нагревом Н2 (УИ~900) и мощностью ~200 кВт? Какая будет тяга при этом?

Даже если предположить, что мы летим с УИ 900 с по траектории "большой тяги" с ХС 4 км/с (а СЭДУ из-за малой тяги куда ближе к траектории с ХС 8 км/с), то "сухой процент" - около 60%, что не выигрывает даже у СПД с УИ 1500 с.

ЦитироватьСЭДУ, которая с солнечными концентраторами на 100-200 кВт, будет очень сложна - посложнее и электроплитки, да и ЯРДа, пожалуй: с помощью концентраторов очень сложно будет сбросить такую мощность на развитые поверхности теплообмена.

Непонятно откуда взяться сложностям.
И нету никаких "развитых поверхностей теплообмена".
Есть "шарик" из углерода габаритами ~20-30 см с каналами для топлива.
Солнечный свет падает на него и .... и всё вобщем.
Ну надо его сфокусировать правильно большим зеркалом, но это проблема давно решена для всяких радиоантен, радиотелескопов.
КРТ-10 ещё на Салюте-6 летал. Десяти метровый радиотелескоп. Никаких проблем с фокусировкой радиоволн у него вроде не было.

Свет конечно не радиоволны, но и оптическая точность как в оптических телескопах ну совершенно не требуется.
Надо просто с дистанции порядка 10-40 м не промахнуться мимо 20-30 сантиметровой мишени.

Sevlagor

ЦитироватьНепонятно откуда взяться сложностям.
И нету никаких "развитых поверхностей теплообмена".
Есть "шарик" из углерода габаритами ~20-30 см с каналами для топлива.
Солнечный свет падает на него и .... и всё вобщем.

А считали, какая тепловая мощность "пролезает" через этот шарик? Удастся ли пропихнуть 100 кВт? Я, конечно, не считал, но выглядит несколько сомнительно.

ЦитироватьТяга маленькая но всёже во много раз больше чем у любого ЭРД.

Ну у ЭРД (или кластера ЭРД) на 100 кВт тяга будет тоже во много раз больше, чем у единичного СПД-100 :wink:

Насколько я понимаю, тяга СЭДУ всё же весьма мала (порядок тот же, что и у ЭРД), поэтому к Луне он будет лететь тоже по спирали, т.е. ХС порядка 8 км/с. При УИ 900 с отношение масс примерно 2,4 - т.е. как у ЖРД на водороде, и заметно хуже, чем у ЭРД. Получается, что при полёте к Луне СЭДУ не даёт никаких преимуществ из-за слишком высокой потребной ХС. Их ниша, вероятно - операции с ХС где-нибудь до 2-3 км/с.

Буксир на СРД хорош и для грузовых и для пилотируемых полётов.
Время перелёта по сравнению с ЖРД увеличивается всего на 3-5 суток, для пилотируемой экспедиции вполне приемлемо.

-------------------------------------------------------------------------

Гмм ... я вот представил ...  :roll:
Допустим чтоб построить у/на Луне нечто надо к примеру сделать 20 рейсов ЭРДшного буксира. (А если рейсов сильно меньше то зачем тогда многоразовик?)
Это чтож нам 15-20 лет ждать пока он всё поочереди привезёт?!!
Ужос!

На зарплаты и всякую амортизацию за такое время уйдёт больше чем сэкономим на РН.

А когда привезём последний модуль, привезённый первым уже нужно будет заменять на новый  :shock:

Не-не-не мне эти неспешные полёты чутли не по году совершенно не нравятся!

Sevlagor

ЦитироватьБуксир на СРД хорош и для грузовых и для пилотируемых полётов.
Время перелёта по сравнению с ЖРД увеличивается всего на 3-5 суток

Ой ли? Это честно считалось? Какая тяга получается у СЭДУ, неужели удаётся лететь не по спирали?

ЦитироватьДопустим чтоб построить у/на Луне нечто надо к примеру сделать 20 рейсов ЭРДшного буксира. (А если рейсов сильно меньше то зачем тогда многоразовик?)

Буксир - тяжёлый, таскает грузы массой десяток-другой тонн.
20 рейсов - это мы у Луны несколько сотен тонн соберём. Поди плохо?! ИМХО, ради такого пару лет не грех подождать. И будем иметь небольшую ЛОС, несколько многоразовых лэндеров, мобильную лунную базу, оборудование для добычи кислорода и т.д.

ЦитироватьЭто чтож нам 15-20 лет ждать пока он всё поочереди привезёт?!!

А два-три буксира запустить нам Заратустра не позволяет? :wink: Уговорим! :mrgreen:

ЦитироватьНе-не-не мне эти неспешные полёты чутли не по году совершенно не нравятся

Ну, время полёта будет и от ПН зависеть, при мощности ДУ порядка 100 кВт есть свобода для манёвра. Нужно привезти 20 тонн, но время терпит - везем до года, если достаточно 5 тонн, но побыстрее - можно и за пару месяцев управиться.
Если, допустим, нам нужно притащить к Луне ЛОС и/или многоразовый лэндер - почему не подождать годик? Зато никакие гигантские ракеты не нужны, хоть "Протонами" можно обойтись.

Цитировать(А если рейсов сильно меньше то зачем тогда многоразовик?)
Это чтож нам 15-20 лет ждать пока он всё поочереди привезёт?!!
Ужос!

Вот и я думаю - зачем многоразовик?

Пусть полет до орбиты ИСЛ - год. Обратно - еще месяца 3.
Двигатели деградируют, надо менять.
Криптон-ксенон израсходовали, надо заправлять. Остается только реактор. И тот успеет сделать максимум 2-3 рейса до перезагрузки активной зоны. Коя в условиях космического пространства, мягко говоря, не отработана.

Так что ИМХО - массовый выпуск одноразовых буксиров с лопухами пленочных СБ на надувном самоотверждаемом каркасе (для дешевизны). Для ьуксира под списываемые МБР достаточно 30 кВт (2 ромба 10х10), под 40-тонник - 2 ромба же 30х30. Лететь год, буксир "вырабатывается" весь одновременно - и СБ, и ЭРД, и рабочее тело.

Оптимизация - по минимальной стоимости при массовом производстве, своего рода рабочая лошадка.

ЦитироватьSevlagor

ЦитироватьНепонятно откуда взяться сложностям.
И нету никаких "развитых поверхностей теплообмена".
Есть "шарик" из углерода габаритами ~20-30 см с каналами для топлива.
Солнечный свет падает на него и .... и всё вобщем.

А считали, какая тепловая мощность "пролезает" через этот шарик? Удастся ли пропихнуть 100 кВт? Я, конечно, не считал, но выглядит несколько сомнительно.

В РД-0410 нужные мощности пролезают. Его тепловая мощность, если мне память не изменяет, 196 МВт. Я выше предлагал 2-х МВт-ный буксир.
Берём РД-0410, выкидываем ТВЕЛы, пилим на сотню маленьких медве... СРД. :)
Если теплопроводность графита окажется всётаки недостаточной (но это врядли, ведь хватало-же) 10-20% объёма который занимали ТВЕЛы заполняем тепловыми трубами

Цитировать

ЦитироватьТяга маленькая но всёже во много раз больше чем у любого ЭРД.

Ну у ЭРД (или кластера ЭРД) на 100 кВт тяга будет тоже во много раз больше, чем у единичного СПД-100 :wink:

Насколько я понимаю, тяга СЭДУ всё же весьма мала (порядок тот же, что и у ЭРД), поэтому к Луне он будет лететь тоже по спирали, т.е. ХС порядка 8 км/с. При УИ 900 с отношение масс примерно 2,4 - т.е. как у ЖРД на водороде, и заметно хуже, чем у ЭРД. Получается, что при полёте к Луне СЭДУ не даёт никаких преимуществ из-за слишком высокой потребной ХС. Их ниша, вероятно - операции с ХС где-нибудь до 2-3 км/с.

СРД по уд.тяге (по мощн.) гораздо ближе к ЖРД, равен ТФЯРД и достаточно далёк от ЭРД.

У ЖРД LOX/LH уд.тяга в районе ~3400 Вт/Н.
У СРД/ТФЯРД уд.тяга 5560 Вт/Н.
У ЭРД с УИ 25км/с  - в районе ~25000 Вт/Н

Sevlagor

ЦитироватьВ РД-0410 нужные мощности пролезают. Его тепловая мощность, если мне память не изменяет, 196 МВт. Я выше предлагал 2-х МВт-ный буксир.

Ну так сравнили! У РД-0410 очень развитые поверхности теплообмена! А вы хотите аж 2 МВт (!!!) тепла через 20-сантиметровый шарик пропихнуть, и снять их парой граммов водорода в секунду? Как хотите, но уж очень напряжённо выглядит. Готов спорить - не пролезут через такой шарик 2 МВт. И полмегаватта тоже не пролезут.

Цитировать10-20% объёма который занимали ТВЕЛы заполняем тепловыми трубами

Очень сильно подозреваю, что тепловые трубы не подойдут для таких температур и тепловых потоков.

ЦитироватьСРД по уд.тяге (по мощн.) гораздо ближе к ЖРД, равен ТФЯРД и достаточно далёк от ЭРД.

Ну, по вашим цифрам судя - разница раз в 7. Надо смотреть на суммарные мощности установок и ПН. Не уверен, что СЭДУ сможеть привезти ПН хотя бы такую же, как и ЭРД-ЯЭУ буксир той же массы.

В РД-0410 были именно РАЗВИТЫЕ ПОВЕРХНОСТИ ТЕПЛООБМЕНА. ТВЭЛы там были витыми стержнями миллиметрового размера и полуметровой длины, собранными в ТВС диаметром в несколько сантиметров. ТВС было 37 штук.

Мало того, энерговыделение ближе к концу ТВС намеренно делали низким - чтоб довести температуру водорода до желаемой и при этом не убить ТВЭЛ, в нём было профилированное по длине содержание урана-235.

Вам же нужно построить стенку толщиной 1 мм с гребнями в 1 же мм шагом и несколько мм высотой и т.д.

Fakir,
Берём РД-0410 и вместе со всеми его развитыми поверхностями почти буквально пилим на 100 "кусков", какой кусочек получится такой и будет 20, 30 или там 50 см.
Собственно чем больше кусок тем легче на нём сфокусироваться.

СРД это буквально маленький ТФЯРД, без ТВЭЛов но с зеркалами.

И называть это СЭДУ неправильно т.к. электричества тут нет.

Цитировать

Цитировать(А если рейсов сильно меньше то зачем тогда многоразовик?)
Это чтож нам 15-20 лет ждать пока он всё поочереди привезёт?!!
Ужос!

Вот и я думаю - зачем многоразовик?

Пусть полет до орбиты ИСЛ - год. Обратно - еще месяца 3.
Двигатели деградируют, надо менять.
Криптон-ксенон израсходовали, надо заправлять. Остается только реактор. И тот успеет сделать максимум 2-3 рейса до перезагрузки активной зоны. Коя в условиях космического пространства, мягко говоря, не отработана.

Так что ИМХО - массовый выпуск одноразовых буксиров с лопухами пленочных СБ на надувном самоотверждаемом каркасе (для дешевизны). Для ьуксира под списываемые МБР достаточно 30 кВт (2 ромба 10х10), под 40-тонник - 2 ромба же 30х30. Лететь год, буксир "вырабатывается" весь одновременно - и СБ, и ЭРД, и рабочее тело.

Угу, сначала предлагаем в качестве многоразовой систему которая для этого малопригодна.
Потом выводим из этого что многоразовость якобы невыгодна,
потом предлагаем одноразовую систему.

ЦитироватьУгу, сначала предлагаем в качестве многоразовой систему которая для этого малопригодна.
Потом выводим из этого что многоразовость якобы невыгодна,
потом предлагаем одноразовую систему.

Ну а к СЭДУ в плане многразовости тоже вопросики есть.
ресурс теплообменника - ?
Система криогенной дозаправки - ?
Деградация зеркал - ?

Я вообще сомневаюсь в целесообразности многоразовых аппаратов вплоть до постройки термоядерного двигателя.

ЦитироватьВ РД-0410 были именно РАЗВИТЫЕ ПОВЕРХНОСТИ ТЕПЛООБМЕНА. ТВЭЛы там были витыми стержнями миллиметрового размера и полуметровой длины, собранными в ТВС диаметром в несколько сантиметров. ТВС было 37 штук.

Мало того, энерговыделение ближе к концу ТВС намеренно делали низким - чтоб довести температуру водорода до желаемой и при этом не убить ТВЭЛ, в нём было профилированное по длине содержание урана-235.

Вам же нужно построить стенку толщиной 1 мм с гребнями в 1 же мм шагом и несколько мм высотой и т.д.

Ок.
Понимаю, у РД-0410 тепловыделение оптимально распределено по объёму.
А в СРД тепло идёт с внешней поверхности - возникают определённые трудности.

НО !

1. В РД-0410 увеличивать размеры/габариты/объём активной зоны ОЧЕНЬ не желательно т.к. тогда для сохранения средней плотности урана близкой к критической придётся существенно увеличивать его количество, а он плотный, тяжёлый.

В СРД с увеличением объёма никаких существенных проблем.
Масса нагревательной камеры составляет 1-2% от общей массы зеркал, сопла и прочего. Увиличим объём камеры в двое - масса всей ДУ возрастёт всего на 1-2%. Какие проблемы?

2. Активной зоне, по тойже причине (сохранение критичности) нельзя придавать произвольную форму.
Т.е. для активной зоны отношение площадь внешней поверхности к объёму должна быть минимальной чтоб не терять дефицитные нейтроны. Форма активной зоны должна быть как можно ближе к шарообразной.

Камеру СРД можно сделать дискообразной.
Для камеры СДУ с отношением поверхности к объёму - всё наоборот.
И достич этого нетрудно.

3. Камера СДУ маленькая (мощность в 100 раз меньше) и отношение внешней поверхности к объёму у неё уже изначально в 10 выше.

Мне вот как видится. Уже при наличии развернутой и функционирующей базы.
- Делаються  модули, наподобие Рафаелло, в различных вариантах -с гермоотсеком, без, комбинированные, уникальные грузы (невозвращаемые)

Далее
- Грузовик Земля-ЛЕО-Земля. Обеспечивает запуск, маневрирование и энергетику, возврат на землю модулей, топливо для буксира
- Буксир ЛЕО-ЛЛО. Стыкуеться на ЛЕО с грузовиком, заправляется, забирает свежий модуль на Луну, перекладывет привезенный оттуда и отчаливает.
- Лунный модуль. Делает то же, что и буксир, то ЛЕО - поверхность Луны
- Спецровер. Служит как тележка (возможно 2 на 1 ЛМ). Забирают привезенный модуль, везут к базе (рядом садиться и взлетать стремно) и стыкуют с базой. Предыдущий грузят на ЛМ. Как вариант - "ездящий" ЛМ

Буксир и ЛМ могут быть разные - от химии до ядерщины.
Все моногоразовое, люди не обязательны, ОС (на обеих орбитах) опциональны

Мне также.
Включая роверы для транспортировки ЛМов :)

Я думаю как начнём мы, амеры на Луну летать так придётся заключить договор чтоб если на Луне уже находиться работающее изделие одного гос-ва, то друге гос-ва ближе, ну скажем, 10 км сажать свои аппараты не могут. :)

ЦитироватьНу а к СЭДУ в плане многразовости тоже вопросики есть.
ресурс теплообменника - ?
Система криогенной дозаправки - ?
Деградация зеркал - ?

Камера нагрева - маленькая, лёгкая.
Их одним Союзом можно наверно штук 100 за раз на орбиту завезти. :)

С криогенной заправкой и зеркалами действительно есть вопросы, но имхо в том смысле: а есть ли проблема в действительности?

ЦитироватьЯ вообще сомневаюсь в целесообразности многоразовых аппаратов вплоть до постройки термоядерного двигателя.

А я предпочитаю искать приемлемые тех. решения.

ЦитироватьКамера нагрева - маленькая, лёгкая.
Их одним Союзом можно наверно штук 100 за раз на орбиту завезти. :)

... и монтировать, монтировать, монтировать... Рабочее время, тем более в открытом космосе, тоже денег стоит. А уж соединение криогенных трубопроводов...

ЦитироватьС криогенной заправкой и зеркалами действительно есть вопросы, но имхо в том смысле: а есть ли проблема в действительности?

Есть. Проблема с зеркалами отмечалась многократно и "Энергией", и НАСА. Да и иллюминаторы на ОС мутнеют весьма быстро.  А криогенная заправка, да еще ЖВ - и на Земле-то вещь проблемная

Цитировать

ЦитироватьЯ вообще сомневаюсь в целесообразности многоразовых аппаратов вплоть до постройки термоядерного двигателя.

А я предпочитаю искать приемлемые тех. решения.

Для этого надо работать в профильных структурах ;-)
Как показывает практика, дилетантские "озарения" профессионалами бывают придуманы, рассмотрены и отвергнуты "задолго до".
Заметьте - все проекты - что наши, что штатовские - начинаются как многоразовые, а заканчиваются либо никак, либо одноразовыми решениями.

Ну вот смотрите - многроазовость на лунном маршруте предполагает как дополнительное топливо на отлет от луны и торможение у Земли (ну или ТЗ, хотя как прикрывать ТЗ такие лопухи - не совсем понятно), так и доп. оборудование - ну там системы стыковки, дозаправки, разъемные трубопроводы... Пусть это весит даже 50% дополнительно к "одноразовой" версии - ИМХО оптимистичная оценка. Но это отнимает ПН на орбите ИСЛ. А она стоит минимум раза в 4 дороже, чем ПН на орбите ИСЗ. Т.е. получается дешевле вывести еще один буксир, чем потерять в ПН у цели.

ЦитироватьЗато никакие гигантские ракеты не нужны, хоть "Протонами" можно обойтись.

"Тьфу ты, пропасть какая" (С) буфетчик из Мастера и Маргариты
Забудьте даже думать такое!
Нет большой ракеты - нет Луны
"Нигде, никогда и никаких шансов"! (С)
Не обманывайте себя и других
На Протонах можно раз-другой устроить "цирк" - в принципе, но никак нельзя организовать ничего серъезного
МИНИМАЛЬНАЯ "лунная ракета" - "40-тонка"
И то это "напряг" с буксирами, стыковками и проч

А "оптимальная" 100 тонка?
А небоитесь при таком подходе лет через -дцать до 500 тонки докатиться?
Или никуда катиться не будете? Объявите 200 тонн приделом и успокоитесь?
Не неуспокоитесь ... следующие 200 лет будете строить космолифт и ждать гравицапу.

Все уже украдено до вас :)
Если без ядерной и прочей высокоимпульсноя тяги, то оптимальным является прямой полет и возвтат. Имхо, ПН С5 + современная элементная база такое обеспечат. 100т чуток нехватает. 130-150 - самое оно.
НАСА такой "ход конем" в уме держат - HLV весь из хуманрейтед компонент планируется. 4 бустера - и все.

ЗЫ: я про это

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/1888.jpg)

Имея многоразовую "24-х тонку" и МРБ-СРД можно в один пуск доставить на ЛЛО 12 тонн.

"40-тонкой" такое получится?

Ангару-5 делают и останавливаться уже не будут.
МРБ сделать дешевле 40 тонки.

МРБ многоразовый и Ангара можеть быть многоразовой.

А можно сделать многоразовую 40 тонку?
... думаю можно ...
У Ангары-5 блоки по 10 т весят и их можно ловить вертолётом.
Сомневаюсь что так можно подхватить 16 тонный блок.

И вобще вам 40 тонку нужно или всётаки на Луну?

ЦитироватьВсе уже украдено до вас :)
Если без ядерной и прочей высокоимпульсноя тяги, то оптимальным является прямой полет и возвтат. Имхо, ПН С5 + современная элементная база такое обеспечат. 100т чуток нехватает. 130-150 - самое оно.
НАСА такой "ход конем" в уме держат - HLV весь из хуманрейтед компонент планируется. 4 бустера - и все.

40 лет назад так и было.
Керосиновые движки с УИ 3200.
Стыковок боялись почти как посадки на Луну.
ОС - дело будущего.
Компьютеры весом в несколько центнеров и с соответствующим энергопотреблением.

ЦитироватьИмея многоразовую "24-х тонку" и МРБ-СРД можно в один пуск доставить на ЛЛО 12 тонн.

Чё-то мне так ка'эцца, что вы лет 20 так "это" попроектируете-попроектируете (МРБ-СРД - чё такое-то?), да "при своих" и останетесь
Тока 20 лет спустя - в унитаз

А со спиртом еще возятся

http://www.spaceref.com/news/viewpr.html?pid=18898

ЦитироватьNASA engineers have successfully tested a new breed of reaction control engine and propulsion system. Aimed at furthering NASA's space exploration goals, the tests helped investigate the possibility of future space travel fueled by non-toxic propellants.

The Reaction Control Engine and the Auxiliary Propulsion System Test Bed were tested in January at NASA's White Sands Test Facility near Las Cruces, N.M. The engine, a prototype thruster used for maneuvering a vehicle in space, was designed and developed by Aerojet of Sacramento, Calif., in cooperation with NASA's Marshall Space Flight Center in Huntsville, Ala., and Johnson Space Center in Houston.

The Reaction Control Engine is unique in its use of non-toxic propellants -- liquid oxygen and ethanol

ЦитироватьКомпьютеры весом в несколько центнеров и с соответствующим энергопотреблением.

А космонахтов тоже уже вывели?
Микроминиатюрных?

ЦитироватьЧё-то мне так ка'эцца, что вы лет 20 так "это" попроектируете-попроектируете (МРБ-СРД - чё такое-то?), да "при своих" и останетесь
Тока 20 лет спустя - в унитаз

40 тонку точно 20 лет будут делать.
А МРБ сделать в 10 раз дешевле и в 5 раз быстрей. ИМХО.

СРД или ТСРД - тепловой солнечный РД. Гляньте 2 страницу этой темы.

Цитироватьресурс теплообменника - ? Система криогенной дозаправки - ? Деградация зеркал - ?

Ресурс теплообменника  стоит в полный рост не только у СДУ, но и в ЯРД-, или в ЯЭУ+ЭРД вариантах буксира. Там еще дело осложняется мощным нейтронным потоком, плюс фичи с ядерной физикой (СУЯР) и т.д.
Криогенная дозаправка нужна в ЯРД-буксире тоже, так что обе проблемы решать надо по-любому.
Деградацию зеркал надо изучать - на сколько рейсов хватит отражающей фольги. Если фольга заметно деградирует за пару-тройку месяцев, то буксир может за это время десяток раз сгонять до Луны и обратно и окупит себя.
Мона предусмотреть возможность быстрой замены отражающей фольги - путем одноименной электризации ее и каркаса зеркала "приклеиваем" ее, путем разноименной электризации - сбрасываем помутневшую пленку. Если разбить зеркала на удобноваримые прямоугольные модули (например, 5х5 метров), можно процедуру смены отажательной пленки неплохо автоматизировать...

ЦитироватьПри начальной массе 28,85 т...

Вы писали?

А еще есть такая тенденция, что при переходе от "эскиза" к "металлу" "сложности" возрастают, а ПН наоборот, снижается

40-тонка доставляет на ЛЛО 10 тонн, и без операций типа "развертывания зеркал" (как, кстати, делать? "Оператором в скафандре"?)

Стартовое "тягло" оптимальной 40-тонки идентично или почти идентично таковому же для Ангары-5

Многоразовость как для Ангары, так и для МБР-СРД мягко говоря, под сомнением, особенно без снижения ПН для Ангары

А что "МРБ сделать в 10 раз дешевле и в 5 раз быстрей", так это уж точно - ваше "ИМХО".

Опять-таки, я не исключаю в принципе применимость подобных устройств в транспортной системе для ЛОС или лунной базы, но я сильно сомневаюсь, что с их помощью можно легко обойти "ракетный барьер"
Лунный минимум - это "40-тонка"
Без нее я в никакие лунные прожекты, простите, не верю
Можете расстрелять :mrgreen:

Цитировать40-тонка доставляет на ЛЛО 10 тонн, и без операций типа "развертывания зеркал" (как, кстати, делать? "Оператором в скафандре"?)

А 40-ка тонка сгущается из воздуха в заправленном виде прямо на стартовом столе и одного такого сгушения хватает на десяток пусков? так чтоли?  :)

А СРД достаточно нарисовать, и прям с листа или с экрана - в космос запускать? :wink:  :mrgreen:

ЦитироватьДеградацию зеркал надо изучать - на сколько рейсов хватит отражающей фольги. Если фольга заметно деградирует за пару-тройку месяцев, то буксир может за это время десяток раз сгонять до Луны и обратно и окупит себя.
Мона предусмотреть возможность быстрой замены отражающей фольги - путем одноименной электризации ее и каркаса зеркала "приклеиваем" ее, путем разноименной электризации - сбрасываем помутневшую пленку. Если разбить зеркала на удобноваримые прямоугольные модули (например, 5х5 метров), можно процедуру смены отажательной пленки неплохо автоматизировать...

Поправлю:
1. За время деградации зеркала надо окупить востановление зеркала.
2. Думаю востановить зеркало можно методом напыления.

Есть еще более простой вариант, применяемый на шлемах гонщиков Ф-1. На лопухах наносятся энное количество слоев отражающей пленки, например 10. За пару месяцев внешний слой пленки деградирует, тогда манипулятором базы, куда буксир периодически доставляет грузы, сдирают изношенный слой и - вуаля, имеем прежний блеск!

Цитироватьнадо окупить

Ключевые-то слова - вот.

Может, стоит посчитать, окупим мы многоразовостью разницу ПН?

Давайте прикинем хотя бы грубо, исходя из доступных данных.

Коммерческая цена ПН на орбите ИСЗ - порядка 3000 уев за кило.
Коммерческая цена серийного одноразового железа - приблизительно такая же (взял из заявленной Перминовым стоимости КК "Союз").

По (ИМХО оптимистичным) оценкам РККЭ стоимость межполетного обслуживания - на Земле! - 30% от стоимости изготовления нового железа.

Рассмотрим одноразовую СЭДУ. Пусть размер связки - 20 тонн.
Вывод - 60 МБаксов. СЭДУ - ну, пусть 2 тонны - 6 МБаксов.

Пусть мы, используя СЭДУ, доставляем на орбиту Луны порядка 50% первоначальной массы. Т.е. Мкон - 60%, но 10% (грубо) съедает буксир.

Итого, мы доставили груз по цене 66 МБаксов за 10 тонн. Т.е. 6.6 баксов за грамм.

теперь рассматриваем многоразовую СЭДУ. Пусть наша 2-тонная СЭДУ выводится отдельно, а к ней стартуют 18-тонные контейнеры с ПН. Стоимостьью вывода СЭДУ и его собственной стоимостью - пренебрегаем. Считаем, что он сделает 100 рейсов и его доля исчезающе мала.  Более того, межполетное обслуживание тоже считаем бесплатным. Стоимость вывода контейнера - 54 МБакса.
Доставляем на лунную орбиту 10 тонн... и забираем "на обратную дорогу" 50% массы буксира, т.е. тонну. Вы ее и так, и так отдадите - либо рабочим телом, либо увеличением массы буксира на ТЗ. Итого имеем 9 тонн ПН у Луны. По цене 6 долларов за грамм. 10%.  Полагаете, такая разница окупит разработку? Это при бесплатном буксире. И бесплатном ТО. В общем, в идеальных условиях.

Предложенная Sevlagor'ом выше ТСДУ долетает за 5-7 дней до Луны. Т.е. в месяц делает 2 рейса. Замучаетесь изготавливать каждые 2 недели новый буксир и выводить его на орбиту.
А вот ЭРД-буксир летит полгода-год. И если ему еще пару месяцев понадобится на возврат к Земле, то вполне может быть, что за это время он полностью выработает свой ресурс, особенно если его так спроектировать. С другой стороны, жалко делать одноразовую ЯЭУ. Так что в одноразовые ЭРД-буксиры на пленочных СБ верю, в одноразовые ТСДУ или ЯЭУ+ЭРД - нет.

Вообще, из трех вариантов - ЯРД, СРД, ЭРД, - СРД выглядит наиболее привлекательным
Никакой радиации, минимум преобразователей, достаточно высокая тяга и небольшое время перелета

Поэтому "со стороны ЛОС" ( :wink:  :mrgreen: ) можно сформулировать "заказ" под следующие ТТХ:
- ПН на ЛЛО = 20 тонн
- многоразовый
- скорее всего без аэродинамического торможения ("лопухи" отражателей вряд ли годятся для этого, лучше их делать "хлипкими" и легкими, они не смогут держать аэродинамических нагрузок)
- возвращение "пустым", без никакого груза назад

Вопрос: хватит ли одного запуска 40-тонки (20 тонн ПН + 20 тонн водорода, условно говоря) для обеспечения одного рейса?

В этом случае против ЖРД мы экономим одну 40-тонку

Цитировать- скорее всего без аэродинамического торможения ("лопухи" отражателей вряд ли годятся для этого, лучше их делать "хлипкими" и легкими, они не смогут держать аэродинамических нагрузок)

МРБ тормозится обратной стороной  зеркал. Их площадь ~1450 м2.
Аппарат массой 4т при торможении с 10800 до 7800 должен сбросить 112 ГДж кинетической энергии. Перевести её в тепло и сбросить излучением.
Т.е. каждый кв.метр теплозащиты за всё время торможения должен излучить ~80 МДж тепла.
Допустим общее время торможения за 3 витка 2400 сек.
Тогда равновесная температура в среднем за время торможения составит всего ~873 град.К  или ~600 град.С

Т.е. для теплозащиты можно использовать некую ткань чёрного цвета натянутую на каркас и способную длительно держать температуру 600-800 град.С

У пустого МРБ на конструкцию зеркал приходится порядка 75% массы и только 25% на центральную часть.
Т.е. зеркала тормозят в основном сами себя.
Каждый квадратный метр зеркала тормозит в основном сам себя.

ЦитироватьВопрос: хватит ли одного запуска 40-тонки (20 тонн ПН + 20 тонн водорода, условно говоря) для обеспечения одного рейса?

В этом случае против ЖРД мы экономим одну 40-тонку

Должно хватить.

ЦитироватьТ.е. зеркала тормозят в основном сами себя.
Каждый квадратный метр зеркала тормозит в основном сам себя.

Теплозащита - теплозащитой, а хватит ли им механической прочности?

Цитировать

ЦитироватьВопрос: хватит ли одного запуска 40-тонки (20 тонн ПН + 20 тонн водорода, условно говоря) для обеспечения одного рейса?

В этом случае против ЖРД мы экономим одну 40-тонку

Должно хватить.

Теперь осталось подсчитать "по многоразовости" разницу между стоимостью МРБ и числом сэкономленных 40-тонок
Вполне могу себе представить, что результат может быть положительный, многоразовости на хотя бы 5 - 10 рейсов - и возможна реальная экономия

Кроме черной ткани на полторы тысячи кв.м, надо еще столько же ЭВИ. Надо считать...
Да и тормозиться хочешь в три витка - по 1 км/с за виток? А не улетишь после первого торможения с 10 км/с далеко-далеко? Какой период обращения при этом получится - дни, недели?

ЦитироватьМожет, стоит посчитать, окупим мы многоразовостью разницу ПН?

Давайте прикинем хотя бы грубо, исходя из доступных данных.

Коммерческая цена ПН на орбите ИСЗ - порядка 3000 уев за кило.
Коммерческая цена серийного одноразового железа - приблизительно такая же (взял из заявленной Перминовым стоимости КК "Союз").

По (ИМХО оптимистичным) оценкам РККЭ стоимость межполетного обслуживания - на Земле! - 30% от стоимости изготовления нового железа.

Рассмотрим одноразовую СЭДУ. Пусть размер связки - 20 тонн.
Вывод - 60 МБаксов. СЭДУ - ну, пусть 2 тонны - 6 МБаксов.

Пусть мы, используя СЭДУ, доставляем на орбиту Луны порядка 50% первоначальной массы. Т.е. Мкон - 60%, но 10% (грубо) съедает буксир.

Итого, мы доставили груз по цене 66 МБаксов за 10 тонн. Т.е. 6.6 баксов за грамм.

теперь рассматриваем многоразовую СЭДУ. Пусть наша 2-тонная СЭДУ выводится отдельно, а к ней стартуют 18-тонные контейнеры с ПН. Стоимостьью вывода СЭДУ и его собственной стоимостью - пренебрегаем. Считаем, что он сделает 100 рейсов и его доля исчезающе мала.  Более того, межполетное обслуживание тоже считаем бесплатным. Стоимость вывода контейнера - 54 МБакса.
Доставляем на лунную орбиту 10 тонн... и забираем "на обратную дорогу" 50% массы буксира, т.е. тонну. Вы ее и так, и так отдадите - либо рабочим телом, либо увеличением массы буксира на ТЗ. Итого имеем 9 тонн ПН у Луны. По цене 6 долларов за грамм. 10%.  Полагаете, такая разница окупит разработку? Это при бесплатном буксире. И бесплатном ТО. В общем, в идеальных условиях.

Хмм ... Как вы его разгоняете у Луны и тормозите у Земли?

ХС на перелёт к Луне ~4000 м/c, ХС на разгон у Луны ~800 м/с. Меньше в пять раз.
При УИ ~9000 на разгон у Луны надо ~10% массы.

Тормозится можно по разному.
Можно обратной стороной СБ или зеркал. Потихоньку летели к Луне потихоньку и возвращаемся. Тогда расходоваться будут считанные килограммы горючего на крохотные коррекции орбиты.
Хотя конечно можно забурится в атмосферу на 60 км и тогда придётся потратить изрядно массы на мощную ТЗ.
Как тормозимся такие и затраты массы.

ЦитироватьТормозится можно по разному.
Можно обратной стороной СБ или зеркал.

Аттлична. Запишите в счет мощную ферму, способную воспринять и передать нагрузки от зеркал. И конструкцию самих зеркал усилить не забудьте, ага. А плечо там ба-альшо-ое :-)

А, да. И еше систему стабилизации и управления в атмосфере плииз. А то, знаете ли, "невинтового бруса не бывает" (с), перекосит у Вас зеркала на пару миллиметров - глядь - и закрутился аппаратик аки пропеллер.

В общеим, если предположить, что одноразовый буксир будет весить пару тонн - то многоразовый потянет на все четыре. Минимум.

Да
Тормозить таки лучче мотором
Не жалея водорода

PS.
А так ничего выглядит: выводим "40-тонкой" бак с водородом и ПН, и непосредственно все стыкуем с разгонником
А в разгоннике еще свой бачок, небольшой, так что он от выведенного большого бака заполняется
А на ЛЛО ПН и большой бак отстыковываются, и буксир разгоняется (и тормозится потом, у Земли) совсем налегке, только "сам"

В принципе схема таже, что и для ТФЯРД
Только боюсь, что выигрыша двукратного неполучится
Придется мудрить с использованием многопусковых схем и более легкими ракетами, что существенно уменьшит экономию
И получится у нас "тоже на тоже", выигрыш от использования ТФЯРД "по Agent'у" непринципиальный при использовании "для Луны"
А мороки, включая разработку, - куча

Так что "40 тонн" форэва!
 :mrgreen:
Типа, даёшь! :wink:  :mrgreen:

ЦитироватьАттлична. Запишите в счет мощную ферму, способную воспринять и передать нагрузки от зеркал. И конструкцию самих зеркал усилить не забудьте, ага. А плечо там ба-альшо-ое :-)

Фермы немерянной прочности ненужны.
Потому что, повторяю, бОльшая часть (~75%) массы МРБ - его зеркала и тормозится он ими же.
Эти 75% нагрузки никуда передавать не надо.
Каждый кв.метр зеркала тормозит сам себя.
Зеркалом я называю и отражающую фольгу и каркас и ЭВТИ и ТЗП.
С зеркал через их каркас надо передать на другие элементы МРБ только лиш ~25% нагрузки.
Через ферму на центр передаётся ~10-15% (потому что ~15-10% массы это сама ферма).

ЦитироватьА, да. И еше систему стабилизации и управления в атмосфере плииз. А то, знаете ли, "невинтового бруса не бывает" (с), перекосит у Вас зеркала на пару миллиметров - глядь - и закрутился аппаратик аки пропеллер.

Не беспокойтесь про систему стабилизации и управления не забыл. Онаже система разворота на солнце и фокусировки и развёртывания. Такчто дополнительный вес на неё непотребуется. многофункциональная она.

ЦитироватьВ общеим, если предположить, что одноразовый буксир будет весить пару тонн - то многоразовый потянет на все четыре. Минимум.

А я так и считаю - сухая масса 4т.

ЦитироватьДа
Тормозить таки лучче мотором
Не жалея водорода

При сухой массе 4 т на это уйдёт 1800 кг водорода.
А на разгон у Луны тогда потребуется не 400 кг а 580 кг (+180 кг)
Итого почти 2 т.
А ТЗП весит 100-200 г/м2.
При площади 1500 м2 это ~150-300 кг

Для Луны на промежуточном этапе (после базы, но еще до добычи гелия)  наверно лучше использовать химию. Реактор ток для отработки самого реактора (для Марса и уже настоящего освоения Луны)
Топливо для всей схемы берем с Земли (спирт), кислород - с Луны
На ЛЕО и ЛЛО могут понадобиться спецОС - большие танкеры с холодильником и СБ энергетикой. По совместительству и перевалочные склады.
Когда пойдет гелий, то попутно появится много водорода. Его можно паковать в воду(или нечто другое) и отправлять на те же ОС. Где он по мере необходимости крэкаеться на водород, кислород.
То есть добыча гелия попутно решает задачу почти неограниченного источника топлива\реактивной массы для передвижения по всей солнечной системе.

ЗЫ: это если лед на Луне не найдут в достаточном количестве

ЦитироватьА я так и считаю - сухая масса 4т.

И сколько Вы таскать этим 4-тонным чЮдом собираетесь?

ЦитироватьКроме черной ткани на полторы тысячи кв.м, надо еще столько же ЭВИ. Надо считать...

Хватит одного слоя 10-20 г/м2
15-20 кг всего.

ЦитироватьДа и тормозиться хочешь в три витка - по 1 км/с за виток? А не улетишь после первого торможения с 10 км/с далеко-далеко? Какой период обращения при этом получится - дни, недели?

Параметры различных орбит:
Орбита перелёта ЛЛО-ЛЕО: Rп=6378+105=6483 км, Vп=10980 м/с, Rа=312 тыс.км, Т/2= 3 сут 15 ч

Далее Rп везде 6378+105=6483 км

Vп=10,5 км/с, . Rа=55 770 км, . Т=15 ч 10 м
Vп=10 км/с, .... Rа=28 000 км, . Т=6 ч 17 м
Vп=9,5 км/с, ... Rа=17 800 км, . Т=4 ч 42 м
Vп=9 км/с, ...... Rа=12 480 км, . Т=3 ч 33 м
Vп=8,5 км/с, ... Rа=9 217 км, ... Т=2 ч 55 м
Vп=8 км/с, ...... Rа=7 024 км, ... Т=2 ч 32 м

Цитировать

ЦитироватьА я так и считаю - сухая масса 4т.

И сколько Вы таскать этим 4-тонным чЮдом собираетесь?

ПГ половина от того что РН вывела на ЛЕО. Другая половина водород и бак.
А дальше чем больше нагрузили тем дольше лететь.
При 12т ПГ + 12т водород (и бак) разгон у земли займет 2.5-4.5 дня в зависимости от "сезона", торможение у Луны 13-24 часа

ЦитироватьА дальше чем больше нагрузили тем дольше лететь.
При 12т ПГ + 12т водород (

Ага. Значит, 12 тонн из 25 где-то.

Без учета стоимости амортизации и ТО буксира, а также стыковочных операций имеем при стоимости выведения где-то 3 доллара за грамм стоимость у Луны 6.25 долларов за грамм.

А теперь берем и запускаем одноразовую 2-тонную СЭДУ вместе с грузом. Две тонны экономим на стыковочно-дозаправочных приблудах (2х300 кг), ТЗП (300 кг по Вашей же оценке), топливе на обратную дорогу(400 кг), доп. баке ЖВ (килограмм 100), обеспечении ремонтопригодности (разъемные соединения и пр)  и усилении конструкции. До Луны долетает больше - уже  13т ПН. По цене - с учетом стоимости буксира (грубо 6 млн в массовом пр-ве) - 6.23 долларов за грамм. А если учесть стоимость эксплуатации многоразового?

Видите ли, пока стоимость вывода на ОИСЗ сравнима со стоимостью железа - многоразовость не окупается.

Ваша одноразовая СЭДУ это буксир на томже принципе что и мой только одноразовый? Да?

ЦитироватьВаша одноразовая СЭДУ это буксир на томже принципе что и мой только одноразовый? Да?

Да. Просто показываю, что многоразовость себя не окупает.

Цитировать

ЦитироватьДа
Тормозить таки лучче мотором
Не жалея водорода

При сухой массе 4 т на это уйдёт 1800 кг водорода.
А на разгон у Луны тогда потребуется не 400 кг а 580 кг (+180 кг)
Итого почти 2 т.
А ТЗП весит 100-200 г/м2.
При площади 1500 м2 это ~150-300 кг

Закоптятся зеркала :roll:
Или эти пойдут, как его :roll:
Цвета побежалости :mrgreen:
Не, "из общих соображений" - лучше двигателем

Цитировать

ЦитироватьВаша одноразовая СЭДУ это буксир на томже принципе что и мой только одноразовый? Да?

Да. Просто показываю, что многоразовость себя не окупает.

На данном этапе и в поставленных граничных условиях, "в режиме экономии"
А когда пойдет, скажем, лунный кислород в качестве топлива или раб.тела или что-то вроде того, АРК, например, появится - многим можно будет пренебречь, в плане "неэффективности"
Тогда, возможно, ситуация поменяется
Типа, "неэстетично, зато дешево надежно и практично" (С) :wink:  :mrgreen:

У СЭДУ есть существенный недостаток. Отсутсвие будущего.
Есть (возможно) некие экономические предпосылки для создания в краткосрочной перспективе. Да и то - "от бедности".
Нужна большая тяга.

ЦитироватьА когда пойдет, скажем, лунный кислород в качестве топлива или раб.тела или что-то вроде того,

Ну, тогда либо шах помрет, либо падишах сдохнет. Все будет уже сильно иначе.

Один из вариантов - кто-то таки делает АКС, позволяющий снизить коммерческую стоимость вывода  не 3К за кило, а 500 долларов, скажем. При том, что кило "железа" остается в той же цене. И тогда уже можно думать о многоразовости.

ЦитироватьНу, тогда либо шах помрет, либо падишах сдохнет. Все будет уже сильно иначе.

Задачи такой (лунной) в ФКП нет. Так что подыхать пока некому.
Эффективность и дешевизна имеют очень узкую область пересечения.
Задачу можно по разному ставить
неправильно - есть сумма N, нужно ее максимально эффективно освоить
правильно - есть конкретная цель, нужно определить оптимальный баланс эффективности\стоимости, позволяющий достичь цели.
Пока что нету ни первого ни второго. Образно говоря - нету медведя, которого нужно убить.

ЦитироватьЗадачи такой (лунной) в ФКП нет.

А тут эту задачу никто и не обсуждает.
Тут происходит гимнастика ума.

Цитировать

ЦитироватьВаша одноразовая СЭДУ это буксир на томже принципе что и мой только одноразовый? Да?

Да. Просто показываю, что многоразовость себя не окупает.

СЭДУ это вот что http://www.kerc.msk.ru/ipg/development/solar/sol_eng.shtml - совершенно другой принцип.
Такой аппарат может быть одноразовым у него относительно небольшие СБ - раскрываются после выведения автоматически.

Но их мощность 15 кВт.
И у него либо ЖРДшный УИ и тяга как у моего МРБ-СТДУ,
либо УИ на 10% меньше чем у меня и тяга в 90 раз меньше.

Мой МРБ нужно собирать на МКС - одноразовые замучаешся монтировать.

Цитировать

ЦитироватьНу, тогда либо шах помрет, либо падишах сдохнет. Все будет уже сильно иначе.

Задачи такой (лунной) в ФКП нет.

Злорадствуем, из-за океана? :mrgreen:

Да нет, хотелось бы:
а) оценить реальные возможности, которые существуют сегодня
б) хотя бы "оконтурить" в самом общем виде тот <...> "фактор", из-за которого этой задачи нет
Для меня это остается непонятным, объяснений слишком много, что ничего не показывает, кроме реального бессилия мысли в этом направлении
Впрочем, это старая проблема: "почему человек, зная как надо поступить правильно, делает все же себе во вред" (С) вольный пересказ, "из Платона"

ЦитироватьМой МРБ нужно собирать на МКС - одноразовые замучаешся монтировать.

Ойо... Сколько же это будет стоить...

А в чем проблема - развернуть на складных конструкциях "лопухи" и развернуть в автоматическом режиме фермы? Кришна на велит? (с)

Цитировать

ЦитироватьЗадачи такой (лунной) в ФКП нет.

А тут эту задачу никто и не обсуждает.
Тут происходит гимнастика ума.

Ну а зачем тогда такие узкие рамки - Протон, и отсутсвие ощутимых денег? Это тупик. Стратегия выживания, как максимум. На развитие не тянет даж с большими натяжками. Не до Луны при таких раскладах.

Если вариант с базой, то первым делом встает вопрос о ее разворачивании. Долго нельзя (лет 5-7 максимум), нужно около 100т посадить на поверхность. В "протонах" получаются запредельные цифры, что с СЭДУ что без оной.
Вариант с извозом для штатовской или луноходы всякие - один Протон посадит около 4т - более чем достаточно.

Хорошо.
Давайте возмём абстрактный одноразовый РБ с характеристиками как у моего многоразового (УИ, тяга) но сухая масса в двое меньше - 2 т.

Многоразовик надо каждый раз возвращать с ЛЛО на ЛЕО
т.е. надо каждый раз выводить на ЛЕО дополнительные 400+177+885=1462 кг топлива.
Тут 400 на возврат РБ, 177 - на доставку этих 400 кг топлива до Луны и 855 - на доставку к Луне дополнительного веса МРБ (он ведь на 2т тяжелее чем одноразовый)
А ПГ на эту же величину меньше.

Одноразовик надо каждый раз изготавливать и выводить на ЛЕО с Земли.
А ПГ соответственно меньше на 2 т

Вот что дешевле
изготовить и вывести на ЛЕО 1462 кг ЖВ
или изготовить и вывести на ЛЕО 2000 кг космического железа?

Цитировать

ЦитироватьМой МРБ нужно собирать на МКС - одноразовые замучаешся монтировать.

Ойо... Сколько же это будет стоить...

А в чем проблема - развернуть на складных конструкциях "лопухи" и развернуть в автоматическом режиме фермы? Кришна на велит? (с)

Почти всё, ИМХО, можно сделать автоматически или манипуляторами.
Но что-то всёравно останется для ручной работы.

ЦитироватьМногоразовик надо каждый раз возвращать с ЛЛО на ЛЕО
т.е. надо каждый раз выводить на ЛЕО дополнительные 400+177+885=1462 кг топлива.
Тут 400 на возврат РБ, 177 - на доставку этих 400 кг топлива до Луны и 855 - на доставку к Луне дополнительного веса МРБ (он ведь на 2т тяжелее чем одноразовый)
А ПГ на эту же величину меньше.

Одноразовик надо каждый раз изготавливать и выводить на ЛЕО с Земли.
А ПГ соответственно меньше на 2 т

Вот что дешевле
изготовить и вывести на ЛЕО 1462 кг ЖВ
или изготовить и вывести на ЛЕО 2000 кг космического железа?

ПН одноразового варианта будет не меньше, а больше, чем у многоразового. Вы что-то напутали с цифрами. Считаем с нуля.

Считаем одноразовый вариант.

М0=25 т.
Vз-л=4200 м/c
Isp=9000 м/с
Mбукс=2т.

Мпн=М0*exp(-(Vз-л/Isp))-Мбукс = 25т*0.627-2т=13.7 т.

Стоимость - 25т*3М$/т+2т*3М$/т=81М$ или ок. 5.9 долларов за грамм.

Считаем многоразовый вариант.
Пусть из 4 тонн Вашего буксира масса "постоянной" составляющей - 3 т, а 1-тонный бак с примерно 10 тонн ЖВ плюс система стыковки с буксиром выводится вместе с ПН. Все равно же Вам в чем-то нужно этот ЖВ везти на орбиту?

М0=25+3=28 т.
Vз-л=4200 м/c
Isp=9000 м/с
Mбукс=3т.
Мто=0.36 т (топливо на обратную дорогу, коррекции и стыковку со след. контейнером)
Мбжв=1 т (масса бака жидкого водорода, выводимого вместе с грузом (оценка))

Мпн=М0*exp(-(Vз-л/Isp))-Мбукс-Мто-Мбжв=28т*0.627-4.36т=13.2 т.

Итого получилось даже на тонну больше, чем в Вашей оценке.
Но все равно одноразовый вариант доставил на пол-тонны больше. Это уже сразу окупило половину стоимости одноразового буксира (ок. 3 миллионов). Но Вы же выводите дополнительно бак с ЖВ, систему стыковки и дозаправки! Это еще порядка 3 лимонов за "железо"! Вот и съелся Ваш выигрыш.

Итого стоимость - 25т*3М$/т+1т(бак+система стыковки)*3М$/т=78 миллионов. Или те же 5.9 долларов за грамм ПН.

И это мы еще не учли затраты на вывод буксира, его сопровождение на трасса "Луна-Земля" и стыковки, а также стоимость регулярного техобслуживания.

ЦитироватьПочти всё, ИМХО, можно сделать автоматически или манипуляторами.
Но что-то всёравно останется для ручной работы.

Ну вообще-то спутники РТР со здоровенными антеннами как-то обходятся и без манипуляторов,и без ручной работы...

ЦитироватьВообще, из трех вариантов - ЯРД, СРД, ЭРД, - СРД выглядит наиболее привлекательным
Никакой радиации, минимум преобразователей, достаточно высокая тяга и небольшое время перелета.

Зато есть проблема передачи тепла, которое выделяется на поверхности, а не в объеме. И еще одна, которая здесь не упоминалась -- необходимость весьма точной ориентации на Солнце, иначе премное окно уйдет из фокуса. Это проблемы, конечно, решаемые, но определенный геморой они создают.

Зато в  СЭДУ, в которой нагрев происходит "через электричество", нет необходимости в особо точной ориентациии. Выход энергии СБ пропорционален косинусу угла между нормалью и направлением на Солнце. Для небольших углов косинус менятеся мало и примерно равен единице. Кроме того их проще разворачивать из сложенного положения, поскольку не нужна точная форма для фокусировки, достаточна "примерно плоская". И в полете они вполне могут колыхаться без потери энерговыхода, следовательно конструкция может быть более легкой. Разумеется, КПД ниже. Но не факт, что масса СБ большей площади не компенсируюеся более прочной, навороченной и тяжелой конструкцией зеркал. Не факт, что масса преобразователей не покроется массой "плоского" теплообменника.
Так что не обязательно прямое преобразование энергии лучше, чем СЭДУ, предлагаемая центром Келдыша. Считать детально нужно.

Кстати, в принципе нагрев "через электричество" имеет резерв повышения удельного импульса, если греть водород не твердотельным нагревателем, а электрической дугой. Как за счет более высокой температуры, так и за счет диссоциации молекул водорода на атомы. Температура "прямого" преобразования всегда ограничена температурой плавления нагревателя.

А в ЯРД и ЭРД в данном контексте я тоже не верю.

СБ с КПД 17% и средним уд.весом (включая фермы) 350 г/м2 сравняются по эффективности с моими зеркалами.

Sevlagor

ЦитироватьСРД по уд.тяге (по мощн.) гораздо ближе к ЖРД, равен ТФЯРД и достаточно далёк от ЭРД.

У ЖРД LOX/LH уд.тяга в районе ~3400 Вт/Н.
У СРД/ТФЯРД уд.тяга 5560 Вт/Н.
У ЭРД с УИ 25км/с - в районе ~25000 Вт/Н

Я вот чего не понимаю. У вашей СРД рабочее тело то же, что и у ТФЯРД, скорость истечения - такая же.

Так каким же образом мощность, нужная на 1 Н тяги, меньше аж в 7 раз? За счёт какой voodoo magic?

Кстати, утверждение , что "У ЭРД с УИ 25км/с - в районе ~25000 Вт/Н" - не совсем верно. Для КМ-100 с УИ не 2500, а 3000 с получается 25500 Вт/Н (тяга КМ-100 0,09 Н при мощности 2,3 кВт).

ЦитироватьБерём РД-0410 и вместе со всеми его развитыми поверхностями почти буквально пилим на 100 "кусков",

какой кусочек получится такой и будет 20, 30 или там 50 см.
Собственно чем больше кусок тем легче на нём сфокусироваться.

Нельзя так рассуждать. В ТВЭЛе тепловыделение не поверхностное, а распределенное. А в СДУ - как раз тепло выделяется в тонком-тонком нагреваемом поверхностном слое.
Тепловая картина в вашем шарике будет очень непростой.

ЦитироватьСРД это буквально маленький ТФЯРД, без ТВЭЛов но с зеркалами.

СРД заметной (от 100-200 кВт) мощности - это штука, которая больше, тяжелее и сложнее ТфЯРД тех же мощности и УИ  :)
Вы ж целых 2 МВт хотите (за счёт чего и появляется шанс обойтись ХС в 4 км/с). Но если речь о таких мощностях - ТфЯРД на 2 МВт будет компактнее, легче и проще СДУ. Не говоря о возможности торможения в атмосфере.

Цитировать1. В ТВЭЛе тепловыделение не поверхностное, а распределенное. А в СДУ - как раз тепло выделяется в тонком-тонком нагреваемом поверхностном слое
2. если речь о таких мощностях - ТфЯРД на 2 МВт будет компактнее, легче и проще СДУ. Не говоря о возможности торможения в атмосфере.

1. Главное - не тепловыделение, а передача и съем тепла. В этом смысле ТВЭЛ ничем не отдичается от СДУ. В ТфЯРДе теплота от урана должна тоже перейти через плоскую! стенку в материал оболочки ТВЭЛа, пройти через эту оболочку и только потом отдаться :-) газу. ИМХО оптимальной формой для СДУ был бы не шарик, а плоский нагревательный элемент с развитым оребрением на поверхности для эффективной передачи теплоты газу.
2. Может быть, ТфЯРД и лучше (хотя неизвестно, как оно выглядит, если считать еще и вес приличной РЗ), но если из-за сложности,  стоимости или экологии связываться с ядерной энергией неохота в принципе, то СДУ - очень неплохая альтернатива на даровом термоядерном топливе - Солнце. Имеется в виду тока трасса Земля-Луна. А тормозиться в атмосфере с ТфЯРД  Вам никто не разрешит - плюсуйте топливо на торможение у Земли. И не спускайтесь ниже 800 км. Т.е. плюсуйте топливо для вывода ПН с Земли на такую высоту.

serb

ЦитироватьВот и я думаю - зачем многоразовик?
Пусть полет до орбиты ИСЛ - год. Обратно - еще месяца 3.

Ну вцепились в год:)
Можно "туда" и за полгода. Можно и за три месяца, и за два даже.
Всё зависит от мощности борта и ПН.  

ЦитироватьДвигатели деградируют, надо менять.

Поменяем. В худшем случае - через два года (а ресурс и поднять можно). Всего-то кг 100. Если только каналы - так и вообще несерьёзно.

ЦитироватьКриптон-ксенон израсходовали, надо заправлять.

Заправим. Каждая ПН тащит с собой бак.

ЦитироватьОстается только реактор. И тот успеет сделать максимум
2-3 рейса до перезагрузки активной зоны. Коя в условиях космического пространства, мягко говоря, не отработана.

Никакой перезагрузки, и далеко не 2-3 рейса (на Авиабазе yuu2 уже ответил). Ресурс - до 10 лет. Даже с запасом возьмём - пусть 5. За это время буксир десять ходок сделать успеет.

ЦитироватьТак что ИМХО - массовый выпуск одноразовых буксиров с лопухами пленочных СБ на надувном самоотверждаемом каркасе (для дешевизны). Для ьуксира под списываемые МБР достаточно 30 кВт (2 ромба 10х10), под 40-тонник - 2 ромба же 30х30. Лететь год, буксир "вырабатывается" весь одновременно - и СБ, и ЭРД, и рабочее тело.

При электрических мощностях выше 30-40 кВт реактор уже однозначно выгоднее СБ по массе.  
Солнечная энергетика - вещь, от которой при заметных мощностях нужно уходить как можно скорее и дальше. Её преимущества обманчивы.

ЦитироватьНу вот смотрите - многроазовость на лунном маршруте предполагает как дополнительное топливо на отлет от луны и торможение у Земли (ну или ТЗ, хотя как прикрывать ТЗ такие лопухи - не совсем понятно),

Рабочее тело на отлёт - порядка 1,5 тонн для пятитонного буксира с УИ 3000 с. Кстати, ЭРД в принципе позволяют варьировать УИ в заметных пределах, поэтому при перегоне буксира обратно можно УИ повысить за счёт увеличение времени перелёта, и снизить таким образом массу рабочего тела на обратный путь.

Еще - ЭРД в принципе могут работать на любом газообразном рабочем теле (в общем случае даже не обязательно газообразном, конечно, но для СПД - именно газообразном). Хоть на том же лунном кислороде, если задаться такой целью. Характеристики где-то могут стать похуже, но летать будет.

Цитироватьтак и доп. оборудование - ну там системы стыковки, дозаправки, разъемные трубопроводы... Пусть это весит даже 50% дополнительно к "одноразовой" версии - ИМХО оптимистичная оценка.

Сильно пессимистичная, ИМХО. Всё это добро и на тонну не потянет.

ЦитироватьНо это отнимает ПН на орбите ИСЛ. А она стоит минимум раза в 4 дороже, чем ПН на орбите ИСЗ. Т.е. получается дешевле вывести еще один буксир, чем потерять в ПН у цели.

Минус полторы тонны у Луны (примерно из 15-ти). Буксир - 5 тонн. Только за 4 ходки экономим 15 тонн на LEO (не считая стоимости самого буксира), теряем при этом 6 тонн на LLO (из 60-ти), за 10 - 45 тонн, теряем на LLO - 15 из 150-ти. Это в предположении, что "стандартная загрузка" у Земли - протоновские 20 тонн (ПН + рабочее тело). Но ничто не мешает иногда нагружать и больше, хоть 35.

Agent

ЦитироватьЕсли вариант с базой, то первым делом встает вопрос о ее разворачивании. Долго нельзя (лет 5-7 максимум), нужно около 100т посадить на поверхность. В "протонах" получаются запредельные цифры

А откуда берутся именно 100 тонн на поверхности? Что входит?
Кстати, при использовании многоразовых буксиров, в попугаях... тьфу, в "Протонах"... получается при умном раскладе меньше 20-ти. Не что-то запредельное.
При использовании двух многоразовых буксиров - меньше 5 лет.

Waldi

Цитировать1. Главное - не тепловыделение, а передача и съем тепла.

Еще раз. От характера тепловыделения зависит характер теплопереноса. Зависит очень сильно. Зависит профиль температур и тепловых потоков.

ЦитироватьВ этом смысле ТВЭЛ ничем не отдичается от СДУ.

Отличается, причём сильно.

ЦитироватьВ ТфЯРДе теплота от урана должна тоже перейти через плоскую! стенку в материал оболочки ТВЭЛа, пройти через эту оболочку и только потом отдаться :-) газу.

Тут весь вопрос в том, как именно тепло приходит к поверхности контакта с газом.

ЦитироватьИМХО оптимальной формой для СДУ был бы не шарик, а плоский нагревательный элемент с развитым оребрением на поверхности для эффективной передачи теплоты газу.

Оребрение хорошо для относительно малых температур и температурных перепадов - как на цилиндрах ДВС воздушного охлаждения. При предлагаемых параметров толку от него будет крайне мало. Собственно, не будет вовсе.

Цитировать2. Может быть, ТфЯРД и лучше (хотя неизвестно, как оно выглядит, если считать еще и вес приличной РЗ),

А на фига там приличная? Самого бака с водородом вполне хватит. У нас же грузовик, ничего нежного не возим. Остаточной радиации у нас может бояться только бортовая электроники груза - её и пакуем в маленький защищённый контейнер.

Цитироватьно если из-за сложности, стоимости или экологии связываться с ядерной энергией неохота в принципе,

Не из-а сложности и экологии. Просто из-за предубеждений. Космические ядерные установки для экологии безопасны абсолютно.

Цитироватьто СДУ - очень неплохая альтернатива на даровом термоядерном топливе - Солнце. Имеется в виду тока трасса Земля-Луна

Она неплоха лишь в том случае, если может обладать достаточной тяговооружённостью, чтобы летать по "быстрой" траектории. Что вызывает крайне большие сомнения. При малой тяговооружённости у СДУ преимуществ 0,00%.

ЦитироватьSevlagor

ЦитироватьСРД по уд.тяге (по мощн.) гораздо ближе к ЖРД, равен ТФЯРД и достаточно далёк от ЭРД.

У ЖРД LOX/LH уд.тяга в районе ~3400 Вт/Н.
У СРД/ТФЯРД уд.тяга 5560 Вт/Н.
У ЭРД с УИ 25км/с - в районе ~25000 Вт/Н

Я вот чего не понимаю. У вашей СРД рабочее тело то же, что и у ТФЯРД, скорость истечения - такая же.

Так каким же образом мощность, нужная на 1 Н тяги, меньше аж в 7 раз? За счёт какой voodoo magic?

Тяга РД-0410 35.3 кН, тепловая мощность 196 МВт
Если эти данные верны: 196 000/35,3= 5 552.4 кВт/кН

ЦитироватьКстати, утверждение , что "У ЭРД с УИ 25км/с - в районе ~25000 Вт/Н" - не совсем верно. Для КМ-100 с УИ не 2500, а 3000 с получается 25500 Вт/Н (тяга КМ-100 0,09 Н при мощности 2,3 кВт).

Ага ... но вы пересчитайте исходя из этих данных уд.мощность для УИ=25 км/с.
Всё равно получится чуть больше 25 кВт/Н.

Цитировать

ЦитироватьБерём РД-0410 и вместе со всеми его развитыми поверхностями почти буквально пилим на 100 "кусков",

какой кусочек получится такой и будет 20, 30 или там 50 см.
Собственно чем больше кусок тем легче на нём сфокусироваться.

Нельзя так рассуждать. В ТВЭЛе тепловыделение не поверхностное, а распределенное. А в СДУ - как раз тепло выделяется в тонком-тонком нагреваемом поверхностном слое.
Тепловая картина в вашем шарике будет очень непростой.

ЦитироватьСРД это буквально маленький ТФЯРД, без ТВЭЛов но с зеркалами.

СРД заметной (от 100-200 кВт) мощности - это штука, которая больше, тяжелее и сложнее ТфЯРД тех же мощности и УИ  :)
Вы ж целых 2 МВт хотите (за счёт чего и появляется шанс обойтись ХС в 4 км/с). Но если речь о таких мощностях - ТфЯРД на 2 МВт будет компактнее, легче и проще СДУ. Не говоря о возможности торможения в атмосфере.

Я расписал что и как когда отвечал Суворову.
Разрешите сам себя процитирую:

ЦитироватьВ РД-0410 были именно РАЗВИТЫЕ ПОВЕРХНОСТИ ТЕПЛООБМЕНА. ТВЭЛы там были витыми стержнями миллиметрового размера и полуметровой длины, собранными в ТВС диаметром в несколько сантиметров. ТВС было 37 штук.

Мало того, энерговыделение ближе к концу ТВС намеренно делали низким - чтоб довести температуру водорода до желаемой и при этом не убить ТВЭЛ, в нём было профилированное по длине содержание урана-235.

Вам же нужно построить стенку толщиной 1 мм с гребнями в 1 же мм шагом и несколько мм высотой и т.д.

Ок.
Понимаю, у РД-0410 тепловыделение оптимально распределено по объёму.
А в СРД тепло идёт с внешней поверхности - возникают определённые трудности.

НО !

1. В РД-0410 увеличивать размеры/габариты/объём активной зоны ОЧЕНЬ не желательно т.к. тогда для сохранения средней плотности урана близкой к критической придётся существенно увеличивать его количество, а он плотный, тяжёлый.

В СРД с увеличением объёма никаких существенных проблем.
Масса нагревательной камеры составляет 1-2% от общей массы зеркал, сопла и прочего. Увиличим объём камеры в двое - масса всей ДУ возрастёт всего на 1-2%. Какие проблемы?

2. Активной зоне, по тойже причине (сохранение критичности) нельзя придавать произвольную форму.
Т.е. для активной зоны отношение площадь внешней поверхности к объёму должна быть минимальной чтоб не терять дефицитные нейтроны. Форма активной зоны должна быть как можно ближе к шарообразной.

Камеру СРД можно сделать дискообразной.
Для камеры СДУ с отношением поверхности к объёму - всё наоборот.
И достич этого нетрудно.

3. Камера СДУ маленькая (мощность в 100 раз меньше) и отношение внешней поверхности к объёму у неё уже изначально в 10 выше.

Цитировать

ЦитироватьМногоразовик надо каждый раз возвращать с ЛЛО на ЛЕО
/ ..... /

Одноразовик надо каждый раз изготавливать и выводить на ЛЕО с Земли.
А ПГ соответственно меньше на 2 т

Вот что дешевле
изготовить и вывести на ЛЕО 1462 кг ЖВ
или изготовить и вывести на ЛЕО 2000 кг космического железа?

ПН одноразового варианта будет не меньше, а больше, чем у многоразового. Вы что-то напутали с цифрами. Считаем с нуля.

Считаем одноразовый вариант.
/ ..... /

Стоимость - 25т*3М$/т+2т*3М$/т=81М$ или ок. 5.9 долларов за грамм.

Считаем многоразовый вариант.
/ ..... /

Итого стоимость - 25т*3М$/т+1т(бак+система стыковки)*3М$/т=78 миллионов. Или те же 5.9 долларов за грамм ПН.

И это мы еще не учли затраты на вывод буксира, его сопровождение на трасса "Луна-Земля" и стыковки, а также стоимость регулярного техобслуживания.

Угу ... пересчитал снова.
Разница получается в сотню-другую килограмм ПГ в ту или иную сторону, зависит что и как считать.
Мда ... счёт уже на "копейки" пошёл  :)

Цитировать1. Солнечная энергетика - вещь, от которой при заметных мощностях нужно уходить как можно скорее и дальше. Её преимущества обманчивы.
2. [СДУ] неплоха лишь в том случае, если может обладать достаточной тяговооружённостью, чтобы летать по "быстрой" траектории
3. Оребрение хорошо для относительно малых температур и температурных перепадов. При предлагаемых параметров толку от него не будет вовсе.
4. У нас же грузовик, ничего нежного не возим. Остаточной радиации у нас может бояться только бортовая электроники груза

1. В общем - согласен, особенно на Марс и дальше. Но в данном конкретном случае - быстрая и массовая доставка 10-15 тонн на LLO - означенная выше СДУ является достойной альтернативой ЯРД. Придется покорячится со сборкой отражателей, но это и все.
2. Быстрая траектория и соотв-я энерговооруженность подразумевается.
3. Сделаем матрицу стержневых нагревателей, точно таких же, как на РД-0410: "ТВЭЛы там были витыми стержнями миллиметрового размера и полуметровой длины", тока греются они не изнутри, а снаружи - Солнышком.
4. Автоматически из списка ПН исключается продовольствие, вода?, одежда, приборы и все оборудование, которое должно работать внутри обитаемых объемов, либо обслуживаться человеком на поверхности - наведенная радиация. Остается тока ракетное топливо и кое-какое необслуживаемое оборудование.

Еще одно. Кроме технических, есть еще политические ограничения - эти т.н. предрассудки. Т.е. просто примите как данное, что ЯРД не разрешат тормозиться в атмосфере и опускаться ниже 800 км. При массовом грузопотоке аварийная ситуация - вопрос сравнительно небольшого времени. Первая же авария - крест на системе. Страховать - никакая страховая фирма не возьмется. Приплюсуйте ст-сть вывода ПН с Земли на эту высоту.

ЦитироватьЕще одно. Кроме технических, есть еще политические ограничения - т.н. предрассудки. Т.е. просто примите как данное, что ЯРД не разрешат тормозиться в атмосфере и опускаться ниже 800 км. Приплюсуйте ст-сть вывода ПН с Земли на эту высоту.

А ещё по тойже причине ЯРД никогда не продадут частной компании.

Fakir:

Я вобщем не против ядерщины, мне она насамом деле нравится даже :D

Но только если требуется мощность выше ~2 МВт,
потому что ниже 2 МВт можно применять СТДУ не заморачиваясь с ядерщиной.

Считаю что вы правы: солнечная энергия хорошо только до некоторого предела. Выше - лучше ядерная энергия.
Просто, ИМХО, СТДУ поднимает этот предел со 100-200 кВт  до ~2 МВт.
Предел в 100-200 кВт, он для СБ.

Sevlagor

ЦитироватьТяга РД-0410 35.3 кН, тепловая мощность 196 МВт
Если эти данные верны: 196 000/35,3= 5 552.4 кВт/кН

Нет, кажется, вы не поняли :)
К цифрам по ЯРД у меня особых вопросов нет. В отличие от цифр по СДУ. Так еще раз: за счёт какой магии при той же скорости истечения того же рабочего тела у вас на создание единицы тяги (т.е. на создание струи определенной мощности) расходуется всемеро (!) меньшая мощность? Без магии не обойтись - иначе с законом сохранения энергии чего-то не то выходит. Вы бы перепроверили...

ЦитироватьАга ... но вы пересчитайте исходя из этих данных уд.мощность для УИ=25 км/с.
Всё равно получится чуть больше 25 кВт/Н

У меня получилось чуть больше 21 кВт/Н. Впрочем, бог с ним, сейчас это непринципиально - не о том речь. В конце концов, вы могли считать исходя из данных по движку с другим КПД и др.

Цитировать1. В РД-0410 увеличивать размеры/габариты/объём активной зоны ОЧЕНЬ не желательно

Ну и на кой нам её увеличивать? Не трогайте вы РД-0410, он такой, какой есть :) 200 МВт ему вполне хватает.

Цитировать2. Активной зоне, по тойже причине (сохранение критичности) нельзя придавать произвольную форму.

Да ну что ж вы прикопались! :)  Не нужно ничего менять, оставьте в покое активную зону! :)  Вам 200 МВт в 3,5 тоннах мало?! СДУ с десятой долей этой мощности в такую массу в жизни не вписать!
С активной зоной проблем нет. Проблемы есть с нагревателем СДУ, и проблемы серьёзные.

ЦитироватьВ СРД с увеличением объёма никаких существенных проблем.

Было бы что увеличивать...

ЦитироватьМасса нагревательной камеры составляет 1-2% от общей массы зеркал, сопла и прочего. Увиличим объём камеры в двое - масса всей ДУ возрастёт всего на 1-2%. Какие проблемы?

Мы не знаем, какова масса нагревательной камеры. Совсем не знаем. Мы ничего не знаем о её габаритах и конструкции.

ЦитироватьЯ расписал что и как когда отвечал Суворову.

Этого недостаточно. Нужен расчёт картины температур и тепловых потоков, потока водорода и т.д. в вашем теплообменнике. Это же совсем новая вещь, какие-то аналогии - неуместны.
И сложность разработки такого теплообменника, тем более - компактного, как минимум сравнима со сложностью разработки ЯРДа.

ЦитироватьПонимаю, у РД-0410 тепловыделение оптимально распределено по объёму.
А в СРД тепло идёт с внешней поверхности - возникают определённые трудности.

И еще какие... В самом лучшем случае вам, вероятно, придётся существенно неравномерно распределять мощность нагрева по поверхности нагревателя, т.е. зеркало становится не параболическим, а чёрт-те каким - тот еще подарочек. Что делать, такое зеркало, что обеспечивать наведение (это мы временно вынесли за скобки все огромные проблемы нагревателя)... И ожидавшаяся простота стремительно приближается к нулю :(

ЦитироватьФорма активной зоны должна быть как можно ближе к шарообразной.

Пожалуйста, не надо больше про активную зону! Она не наша с вами головная боль, она уже есть!

ЦитироватьКамеру СРД можно сделать дискообразной.

Да хоть пилообразной. Мне не так важно, какой формы мы можем её сделать, важно, как через неё будет пролезать мегаваттный тепловой поток.

Больше того, на миллиметровой стенке от миллиметровых гребней толку при таких температурах не будет вовсе.

Цитировать3. Камера СДУ маленькая (мощность в 100 раз меньше) и отношение внешней поверхности к объёму у неё уже изначально в 10 выше.

Понимаете, эта камера пока что никакая. Вообще. У вас по ней вообще ничего нет, никаких расчётов теплопереноса (от прогрева) и теплосъёма. Она может оказаться вообще 10-метровой.

ЦитироватьА ещё по тойже причине ЯРД никогда не продадут частной компании.

Ну и шут с ней. Нам не всё равно? О том, что Луна будет осваиваться частниками, пока даже в Штатах вроде бы не заикаются.

Waldi

Цитировать1. В общем - согласен, особенно на Марс и дальше.

Судя по всему, с Луной то же самое.

ЦитироватьНо в данном конкретном случае - быстрая и массовая доставка 10-15 тонн на LLO

Зачем массовой доставке на LLO грузов в 10-15 тонн быть быстрой? Ей в первую очередь быть максимально экономной по выводимой с Земли массе.

Цитировать- означенная выше СДУ является достойной альтернативой ЯРД.

Понимаете, "означенная выше СДУ", к сожалению, состоит пока только из благих пожеланий :(
Отражателей - нет и не было аналогов, опыта эксплуатации нет. О нагревателе вообще ничего неизвестно - полный туман.
На текущий момент СДУ предлагаемого типа - сплошное белое пятно. Т.е. пока всё на уровне идеи, даже об оценке массы говорить очень тяжело.

ЦитироватьПридется покорячится со сборкой отражателей, но это и все.

Главная проблема - даже не отражатели.

Цитировать2. Быстрая траектория и соотв-я энерговооруженность подразумевается.

С тем же успехом может подразумеваться использование антигравитации.

Цитировать3. Сделаем матрицу стержневых нагревателей, точно таких же, как на РД-0410: "ТВЭЛы там были витыми стержнями миллиметрового размера и полуметровой длины", тока греются они не изнутри, а снаружи - Солнышком.

Вы попробуйте себе это нарисовать, нарисовать, как будет направляться и распределяться солнечная энергия, какие будут плотности световой мощности, и какой формы у вас будут получаться отражатели...
Для начала о картине течения водорода внутри нагревателя можно не задумываться.
Не забывайте также, что вам необходимо "склеить" высокую степень черноты в оптическом диапазоне с хорошей теплопроводностью и т.д.

Цитировать4. Автоматически из списка ПН исключается продовольствие, вода?, одежда, приборы и все оборудование, которое должно работать внутри обитаемых объемов, либо обслуживаться человеком на поверхности - наведенная радиация.
 Остается тока ракетное топливо и кое-какое необслуживаемое оборудование.

Во-первых, бОльшую долю грузов составляет как раз железо и топливо для лэндеров и обратного пути.  С водой не случится вообще ничего.
По всему остальному - нужно считать. Считать как наведенную радиацию, так и дозу, которую могут получить в результате космонавты.
Кроме того, за счёт достаточно длинной фермы, соединяющей ПН с буксиром, облучение легко уменьшить на порядки даже безо всякой защиты.
Т.к. время работы ЯРД большой тяги невелико, то и наведенная радиация - ничтожна. И значительная её доля высветится уже за месяц.

ЦитироватьЕще одно. Кроме технических, есть еще политические ограничения - эти т.н. предрассудки. Т.е. просто примите как данное, что ЯРД не разрешат тормозиться в атмосфере и опускаться ниже 800 км.

Кто не разрешит? Все ограничения, наложенные не фундаментальными законами природы, при желании можно обойти.
800 км - не так и страшно. А если вспомнить, что куда более опасные (опасные начиная не с включения на орбите, как реакторы, а непосредственно с земли) изотопные генераторы запускали не один раз - проблема вообще выглядит надуманной.

ЦитироватьПри массовом грузопотоке аварийная ситуация - вопрос сравнительно небольшого времени. Первая же авария - крест на системе.

Как вы себе представляете аварию, которая могла бы нанести хоть какой-то ущерб? Ну сдохнет реактор на пол-дороге, и груз улетит в никуда - ну и что? Что страшного произошло?
Падение реактора на Землю - ситуация исключительно маловероятная, и возможная лишь при использовании торможения в атмосфере. И даже при таком раскладе падение маловероятно. И даже в случае падения возможный ущерб ничтожен. Потому что тормозить в атмосфере можно только буксир с ЯРД высокой тяги, а он в сумме работает недолго, и в нём не накапливается очень высокая активность. А при падении активная зона разрушается до частиц микронного размера и распыляется в верхней атмосфере - как было предусмотрено на советских реакторах, почему после известного случая с падением спутника в Канаде практически никакого заражения не было.
Все экологические проблемы с реакторами - это именно предрассудки.
Они в какой-то мере оправданы только для изотопных генераторов.

ЦитироватьСтраховать - никакая страховая фирма не возьмется. Приплюсуйте ст-сть вывода ПН с Земли на эту высоту.

Некритична. Увеличит стоимость выведения по сравнению с 200-километровой, скажем, орбитой, на какие-то проценты.

Цитировать

ЦитироватьТяга РД-0410 35.3 кН, тепловая мощность 196 МВт
Если эти данные верны: 196 000/35,3= 5 552.4 кВт/кН

Нет, кажется, вы не поняли :)
К цифрам по ЯРД у меня особых вопросов нет. В отличие от цифр по СДУ. Так еще раз: за счёт какой магии при той же скорости истечения того же рабочего тела у вас на создание единицы тяги (т.е. на создание струи определенной мощности) расходуется всемеро (!) меньшая мощность? Без магии не обойтись - иначе с законом сохранения энергии чего-то не то выходит. Вы бы перепроверили...

Ничего не понял ... откуда вы взяли что у меня уд.мощность изменилась в 7 раз???

...................... Тяга .......... Мощность
РД-0410 ...... 35 300 Н ....... 196 МВт
СТДУ .............. 360 Н .............2 МВт

Тяга меньше в ~100 раз и мощность меньше в ~100 раз
уд. мощн. как была так и осталась ... где тут "в 7 раз" ???

Ох, виноват... Перемкнуло в мозгу, на разные строчки смотрел :oops: ...

Мммм... От себя добавлю скромное замечание: на топике обсуждается транспортная система для Луны. Но практически не обсуждается пригодность использования рассматриваемых технологий в других областях. Для полёта на Марс, например. Или в пояс астероидов. Что, имхо, неправильно. Потому что, разрабатывая какую угодно транспортную систему, мы потратим миллионы, если не миллиарды долларов. И хорошо бы, чтобы эти деньги работали как можно дольше. Стартовые столы семёрки были построены ещё в 50-х. А используются до сих пор. И, вероятно, будут использоваться ещё лет 30. Так же и в Штатах, где шаттлы стартуют со стартовых столов Сатурна-5. Мне приходилосьчитать  много зубоскальства по поводу выбранных американцами технических решений. Конечно, они спорны. Но двигаться дальше, опираясь на имеющийся задел - имхо, разумно. Потому что, если начинать каждый проект с нуля, то, учитывая стоимость космических программ, никаких денег не хватит. Ни Дельта-4, ни Атлас-5 изначально не планировались для использовния в пилотируемой программе - ни лунной, ни марсианской, никакой. Их первоначальное назначение - выводить военные спутники. Вот пусть и выводят. А шаттл разрабатывался на основе Сатурна. С учётом возможной грузовой модификации на 70-100 т ПН. Поэтому решение Гриффина в нынешних обстоятельствах /бюджетные ограничения, проистекающие от проблем с экономикой, а проблемы у американцев с экономикой посерьёнее, чем у нас; имеющаяся инфраструктура; возможности промышленности; сроки/ - имхо, единственно правильное. Хотя и не идеальное.
Теперь по теме. Рассматривая тот или иной вариант ТКС, стоит задуматься, насколько универсальна та или иная технология. В данном случае: можем ли мы использовать её ТОЛЬКО для полётов на Луну или ЕЩЁ ДЛЯ ЧЕГО-НИБУДЬ. Американцы, возвращаясь на Луну, не зацикливаются на ней. И поэтому делают CEV, CLV и т.п. с прицелом на Марс. Хотя, конечно, можно спорить, насколько хорошо это у них получается. А мы? Где ещё можно использовать СЭДУ, СРД? Геостационар, да экспедиции к Венере и Меркурию /насколько они актуальны в обозримом будущем, решайте сами/. А ЯЭДУ можно использовать как по вышеперечисленным направлениям, так и дальше: в полёте на Марс, в пояс астероидов и далее. Мало того, технология более гибкая: мы можем использовать как реактор+ЭРД совместно, в транспортной системе, так и по отдельности. Если по каким либо причинам использование реактора нежелательно /пилотируемый КК, вероятность падения на Землю/, ЭРД можно запитать и от тонкоплёночных солнечных батарей. Хотя, я согласен, этот вариант при больших мощностях /100 кВт и более/ по совокупности характеристик хуже реакторного. Реактор также можно использовать отдельно. И база, и установки по производству ракетного топлива будут потреблять очень много энергии. А на Луне ещё и ночь длится две недели.  :shock: Наверное, СЭДУ также можно использовать для выработки энергии. Но в случае разработки ЯЭДУ мы получаем энергоустановку автоматом. Реактор ЯРД также теоретически можно использовать для выработки электроэнергии. Видел схему - там сопло запирается и через активную зону прокачивается теплоноситель. В будущем, глядишь, и до ГфЯРД дорастём. Одним словом, веер возможностей. А вот можно ли на СЭДУ слетать к Марсу? А к Юпитеру? А к Плутону? :) И вообще, можно ли её ещё как то использовать, кроме как в ТКС? Правильно сказал Агент, нет у неё будущего.

Итак, какой мне видится идеальная транспортная система для Луны?
Ну, во-первых, очевидно, нам нужны две транспортные системы: одна для транспортировки людей, другая - грузовая. Причём, видимо, это будут действительно ДВЕ ОТДЕЛЬНЫЕ системы, практически не пересекающиеся. Хотя какой-то трансферт технологий, заимствование технических решений, унификация, безусловно необходимы. Но это будут разные ТКС. Потому что требования к ним будут разные. К "человечьей":
1. Возможность аварийного спасения на всех этапах траектории - от старта до посадки на Землю.
2. Высокая живучесть - КК должен продолжать полёт при нескольких серьёзных отказах.
3. Надёжность.
К "грузовой":
1. Экономичность - грузы должны доставляться с минимальными затратами.
2. Универсальность.
3. Масштабируемость - сначала грузопоток будет сравнительно невелик - порядка нескольких тонн /исследовательские роверы/, а когда начнём добывать полезные ископаемые - вырастет на два-три порядка.
Ну и, общее требование к обеим системам - возможность развития и использования в других проектах - см. выше. Получается, что у них будет меньше, чем у грузовика и легковушки.

Старт с Земли. Носитель нам понадобится мощный. Сначала я тоже надеялся обойтись Протонами, Зенитами и т.п. Потом, /под влиянием Зомби/ думал, что РН будет выносить на орбиту 40-70 т. Но, сейчас думаю надо дерать ракету на тонн эдак на 100. Или даже 200. Больше - невыгодно, будут акустические нагрузки и т.п. Меньше - слишком много стыковок. Без них, видимо, никак. Как и без сборочных работ. В любом случае придётся забрасывать кучу грузов. А чем мощнее носитель, тем меньше стыковок. Да и доля систем стыковок в общей массе, выводимой на орбиту, уменьшается. К тому же, если мы собираемся осваивать Луну и прочие тела всерьёз /а ведь мы собираемся, не так ли?/ нам понадобится доставлять туду очень тяжёлые, крупногабаритные и неделимые конструкции. Реакторы например - вряд ли удастся разбить активную зону на модули. Установки для производства ракетного топлива. Всякая строительная и добывающая техника - бульдозеры, экскаваторы, краны и т.д. Здесь, пожалуй, возможна унификация, когда одним носителем выводится и КК с космонавтами, и оборудование.

Буксиры. Про реакторы уже сказал. Их в любом случае придётся делать. А ЭРД лучше всего на щелочных металлах. Они доступнее /а где на Луне/Марсе взять ксенон или криптон?/. Т.к. и на Луне, и на Марсе калий обнаружен, а вот ксенон - нет. Что открывает возможности для производства рабочего тела на месте. Хотя мороки с ними, конечно... Двигатель придётся выносить на отдельной ферме по дальше от буксира. Получается длинное такое коромысло, на одном консце которого - реактор, на другом - ЭРД. Груз - в центре.

Теперь по лэндеру. Я - за несимметричный диметилгидразин и четырёхокись азота. Потому что их относительно легко хранить /в баках АМС они плещутся годами/, они самовоспламеняются, а у.и. у них лишь чуть хуже, чем у керосина с кислородом, что на Луне не очень существенно /и Марсе тоже/. Т.е., никакой криогеники - от неё одни заморочки с хранением, перекачкой. Да и наладить их производство теоретически тоже возможно на месте.

Людей также возить с орбиты на орбиту и сажать на Луну на гидразиновых аппаратах. Т.е., использовать технические решения на основе Бриза и Фрегата. Ну а в перспективе, на межорбитальном КК перейти на ЯРД. Впрочем, если СРД дейстивительно так хорош, как пишет Sevlagor, стоит рассмотреть и его. Но это в будущем, когда транспортные космические системы будут созданы и в основном отработаны.

Теперь по многоразовости. Я вообще сторонник многоразовых систем. Потому что космическая техника дорога и РН никогда не будет стоить столько же, сколько пластиковая бутылка или пакет. Но есть соответствующие исследования, которые показывают, что МТКС эффективны лишь при очень, очень больших грузопотоках. Называлась цифра свыше 50 000 т за 15 лет. Порядка 3000 т/год. Сейчас, и в обозримом будущем, будет меньше. Сейчас, после прекращения полётов шаттлов, в год и тысячи тонн не набирается. Имеет значение и частота пусков. Если мы летаем раз в полгода - однозначно одноразовые систем. Которые и проще, тем более, что и опыта у нас маловато. Если каждый месяц - полагаю одноразовые и многоразовые идут вровень. И только когда начнём добывать гелий-3 и проч.; и летать, соответственно, каждую неделю - тогда да, тогда переходить на многоразовые системы. Что ещё не скоро. Я думаю, оптимальным решением будет следующее - начать с упрощённых одноразовых систем. Но ещё на этапе проектирования закладывать возможность многоразовости. Как на Энергии. РН делать моноблочной, на базе блок Ц Энергии с её же двигателями и возможностью в перспективе установки теплозащиты, крыльев, шасси и т.д. Наращивать ресурс реактора /10 лет без перезагрузки/ и ЭРД. Ну, системы дозаправки орбитальных станций и сейчас есть. Вот такие у меня соображения.

По реакторам. Процитирую здесь то, что писал в аналогичном топике на Авиабазе yuu2 (из ФЭИ им. Лейпунского):

У нас вариант на 400 кВт эл. вышел в районе 4 т. В этом году будем пытаться "впихнуть" в 18-20 тонн максимально возможную мощность. Есть надежда на 10 МВт эл.

pkl

ЦитироватьСтарт с Земли. Носитель нам понадобится мощный. Сначала я тоже надеялся обойтись Протонами, Зенитами и т.п. Потом, /под влиянием Зомби/ думал, что РН будет выносить на орбиту 40-70 т. Но, сейчас думаю надо дерать ракету на тонн эдак на 100.

Если приглядеться - можно обойтись даже "Протоном" на 20-22 тонны, не говоря об "Ангаре" на 30-35.
По крайней мере, на начальном этапе не стоит заморачиваться с тяжёлым, даже 40-тонным носителем, а решать более ключевые задачи.

ЦитироватьА ЭРД лучше всего на щелочных металлах. Они доступнее /а где на Луне/Марсе взять ксенон или криптон?/

На щелочных металлах трудно сделать хороший плазменный двигатель с заметной тягой и УИ в 3000 с. Металлы годятся для ионников - но там тяги не те, для дуговых движков - но там УИ не те. Движки в духе СПД - только на газах. В принципе, не обязательно инертных - можно на том же кислороде. Это со всех точек зрения удобнее - не нужно создавать на Луне две добывающие системы вместо одной и т.д.

Цитироватьпридётся выносить на отдельной ферме по дальше от буксира. Получается длинное такое коромысло, на одном консце которого - реактор, на другом - ЭРД. Груз - в центре.

Нет смысла удалять ЭРД от реактора. На него радиация практически не влияет.

ЦитироватьТеперь по лэндеру. Я - за несимметричный диметилгидразин и четырёхокись азота.

Только на самых первых этапах - пара первых посадок. В устоявшейся транспортной системе - только кислород-водородники.

С использованием реактора вполне реален ТМБ (тяжёлый межорбитальный буксир) с электрической мощностью не менее 500 кВт, УИ 3000 с (т.е. тяга порядка 20 Н) и массой в пределах 7 тонн (ПН "Союза"). Ресурс по реактору - не менее 5 лет, ресурс ЭРД (до первой замены канала) - не менее 1,5 лет.


Если такой буксир подхватывает на околоземной орбите груз, выведенный "Протоном" (20-22 тонны) - непосредственно ПН+баки с ксеноном - то ускорение составит примерно 0,7 мм/с^2. При таком ускорении перелёт до LLO займёт в пределах 5 месяцев. ПН у Луны (включая ксенон на обратную дорогу) - примерно 15 тонн, "чистая" ПН - 12-13 тонн. Перелёт обратно на LEO займёт порядка месяца. Итого на одну ходку туда-обратно - около полугода.  
Если подхватывать с "Ангары" (30-35 тонн) - ускорение около 0,5 мм/с^2, перелёт к Луне займёт в пределах 7 месяцев. "Чистая" ПН на LLO - 18-22 тонны. Перелёт обратно, опять-таки, порядка месяца.

За срок службы ТМБ может доставить на LLO от 100 до 130 тонн.


Пуск "Протона" - от 10 тонн на LLO
Пуск "Ангары" - от 18 тонн на LLO [/size]

Вам всё еще нужен 40-тонник? :wink:

Возможно, оптимальным для транспортировки нагрузки в ПН "Протона" окажется несколько менее мощный (и, естественно, менее массивный) буксир - например, на 400 кВт и массой около 5 тонн. Срок транспортировки несколько возрастёт, но ПН у Луны будет побольше, в т.ч. за счёт экономии на массе рабочего тела для возвращения ТМБ к Земле. Если масса буксира меньше ПН "Союза" на несколько тонн - то в первом пуске целесообразно выводить вместе с буксиром доп. бак с ксеноном, и доставлять к Луне большую ПН, уже не 10-12, а до 18, к примеру, тонн (а 18 тонн - это уже "Салют-1").

Fakir в рамках современной ситуации я предложу "непопулярное решение". :)

 Не надо долго перемалывать "то как мы туда доставим что-то" - вопрос в том, ЧТО мы будем доставлять на Луну. :)

 Я предлагаю доставить, для начала, колонию автоматов - "лунных роверов", по ходу дела их усложнять, первые будут чисто исследовательскими, следующие попробуют что-то построить и т. д.

 Мы во-первых, сразу получим кучу информации о Луне. Во-вторых, не будет "фактора пилотируемости" - погибший автомат не вызывает эмоций.
 Мы не привязаны жестко к массе ПН - можем и "подохлее" автоматику туда отправить.
 Разумеется, можно рассмотреть не автономный режим, а управление с Земли - задержка по времени мала. На Земле сидит оператор и управляет лунным роботом.

 А потом - подготовить посещаемую "поляну", произвести первые рейсы с людьми.

Fakir, таки достучались вы до меня :D
Посмотрел справочники на предмет теплопроводности.
вывод: маленькой нагревательную камеру не сделать.  8)

Приходит в голову такая нетривиальная конструкция:
Тонкий чёрный блин довольно большого диаметра окружаем сферической оболочкой внутренняя поверхность которой зеркальная.

Сверху и снизу в оболочке два отверстия диаметрами по 15-20 см.

Зеркала концентрируют свет на этих отверстиях и он входит внутрь сверической оболочки и попадает на блин.

Блин нагревается до ~3000 К, почти всё тепло что он излучает отражается оболочкой на него же и только малая часть тепла выходит через отверстия и теряется.
Эти отверстия представляют собой "виртуальные" чёрные тела. Они находятся в тепловом равновесии с блином.

Блин имеет большую площадь достаточную для передачи тепла водороду протекающему внутри него.

Если бы вокруг блина небыло оболочки его равновесная температура упала бы значительно ниже 3000 К. Но оболочка отражает почти всё тепло обратно на блин. Излучать он может только через две маленькие дырки.

ЦитироватьAgent

ЦитироватьЕсли вариант с базой, то первым делом встает вопрос о ее разворачивании. Долго нельзя (лет 5-7 максимум), нужно около 100т посадить на поверхность. В "протонах" получаются запредельные цифры

А откуда берутся именно 100 тонн на поверхности? Что входит?
Кстати, при использовании многоразовых буксиров, в попугаях... тьфу, в "Протонах"... получается при умном раскладе меньше 20-ти. Не что-то запредельное.
При использовании двух многоразовых буксиров - меньше 5 лет.

Я посмотрел на насовскую, и не нашел чего можно отрезать. А там 100т.
Потом начал мысленно резать МКС (гироскопы, лабу и тд нафиг, СБ меняем на реактор) - все одно приблизительно те же самые 100т.
20 Протонов - цифра тоже запредельная. К тому же, сколько их будет потом нада для годовой экспедиции 3-4 человек? Штук 6-7* Грузопоток то будет околоМКСовский (за вычетом модулей).

Поставим вопрос иначе: что вошло в насовскую? :)

ЦитироватьПоставим вопрос иначе: что вошло в насовскую? :)

(http://ramm.us/files/ForumIMG/lunar2.JPG)

Эх, к этому бы еще размассовочку, да расшифровку некоторых терминов для полного счастья :D
Что имеется в виду под PMAD, Comm, ISRU?

Цитироватьpkl

ЦитироватьСтарт с Земли. Носитель нам понадобится мощный. Сначала я тоже надеялся обойтись Протонами, Зенитами и т.п. Потом, /под влиянием Зомби/ думал, что РН будет выносить на орбиту 40-70 т. Но, сейчас думаю надо дерать ракету на тонн эдак на 100.

Если приглядеться - можно обойтись даже "Протоном" на 20-22 тонны, не говоря об "Ангаре" на 30-35.
По крайней мере, на начальном этапе не стоит заморачиваться с тяжёлым, даже 40-тонным носителем, а решать более ключевые задачи.

Может, тогда лучше не приглядываться? :mrgreen:
А то глюки у вас какие-то :roll:

1. Носитель - как раз и есть ключевая задача
2. Реактор для пилотируемых полетов реалистичен только для Марса, и только для старта с ЛЕО, весь остальной полет - только на гидразине, никакой ядерщины, никакой "малой тяги"
Здесь, во-первых, дополнительной радиационой защитой служит "весь корабль" со всеми неизрасходованными еще гидразиновыми топливными баками, сам старт занимает минимум времени и вдобавок в состав корабля входит в обязательном порядке некое "радиационное убежище", в котором экипаж и проведёт всё время старта
3. 40-тонка - это "лунный минимум", вдобавок не "под Луну", а под ЛОС, вообще pkl прав конечно, трудно обойтись без "100-тонника"
Но, тем не менее, идя на некоторые достаточно существенные неудобства, в принципе все же можно, если перевести "грузовой поток" на некие "буксиры", чего нельзя сделать с "пилотами"

ЦитироватьВам всё еще нужен 40-тонник?

Увы, увы...

Сдругой стороны, руководствуясь "идеями Дмитрия Воронцова", мы отчетливо видем (приглядевшись :wink: ), что "40-тонка" - это естественное продолжение "линии Ангары":
После Ангары-5 мы просто делаем 5-метровый диаметр и "моторную группу" вполне Ангарской мощности (5-6 РД-191) объединяем "в один флакон"
Причем помимо Ангары-40 (ряд-2 :lol:  :wink: ), получаем, довешивая УРМы на первую ступень А-40 как ЦБ, некоторый "спектр масс ПН", до где-то 80 тонн, что для ЛОС есть "самое оно"

А там пойдет обещанная уже Ангара-100 :roll: ... - и тд :wink:  :mrgreen:
Но это уже к базе на Луне и к Марсу :mrgreen:  :mrgreen:  :mrgreen:

PMAD (Power Management and Distribution) - это такая тележка с мотор-колесами, набором розеток и катушкой силового кабеля. Когда энергетический модуль Power Supply (ЯЭУ) прилунился, от него отделяется эта самая PMAD и едет пару километров до ближайшей равнины. Все следующие модули садятся по радиомаяку рядом с ней, подключаются каким-то образом к розетке и снабжаются от нее ЭЭ.
Comm - это телекоммуникационная фигня.
ISRU- In-Situ Resource Utilisation

Ворон

ЦитироватьНе надо долго перемалывать "то как мы туда доставим что-то" - вопрос в том, ЧТО мы будем доставлять на Луну.

Это отдельный вопрос, не вполне совпадающий с темой данного топика :)

ЦитироватьЯ предлагаю доставить, для начала, колонию автоматов - "лунных роверов", по ходу дела их усложнять, первые будут чисто исследовательскими, следующие попробуют что-то построить и т. д.

Это, опять-таки, другой вопрос. Если речь идёт о куче сравнительно мелких автоматов - ради них еще нет смысла затевать транспортную систему с многоразовыми буксирами и т.д. Вполне можно ограничиться ЭРД с СБ - в один конец, и конверсионными носителями.
Меня же больше интересует сейчас "массивное" присутствие на Луне - с производством кислорода, недорогой транспортной системой с высокой пропускной способностью, т.е. система, готовая к развёртыванию промышленной эксплуатации Луны - той же добыче гелия-3 или выработке топлива для марсианской экспедиции.

ЦитироватьА потом - подготовить посещаемую "поляну", произвести первые рейсы с людьми.

Примерно о том и речь. Сначала, первые несколько лет - создание инфраструктуры, желательно - добыча кислорода (надеюсь, её можно развернуть в еще беспилотном режиме). Потом - пилотируемая экспедиция на поверхность.

Sevlagor

Цитироватьвывод: маленькой нагревательную камеру не сделать.

Ну хоть на этом сговорились :)
Хотя я бы всё же внёс коррективы: маленькой не сделать мегаваттную нагревательную камеру. А на несколько киловатт - вполне может быть.

ЦитироватьПриходит в голову такая нетривиальная конструкция:

ИМХО, нет особого смысла так заморачиваться. Основные проблемы теплообмена всё равно так не решить. Вообще проще попытаться войти с таким агрегатом в нишу малой мощности - единицы, максимум десятки кВт. Там всё должно быть еще относительно просто.
И лучше бы СДУ - в отдельный топик :wink: И так ею половина этого топика занята :D

Agent

Цитировать20 Протонов - цифра тоже запредельная.

Больше, чем хотелось бы, конечно - но еще куда ни шло. И её, в принципе, вполне можно снижать - до 15-ти, может быть, и до 12-ти.

А всё-таки: сколько весят изображенные на картинке компоненты? Скажем, массы посадочных ступеней - входят или нет?

ЦитироватьК тому же, сколько их будет потом нада для годовой экспедиции 3-4 человек? Штук 6-7*

Меньше. И намного. Штуки две от силы, полагаю.

Зомби. Просто Зомби

Цитировать2. Реактор для пилотируемых полетов реалистичен только для Марса, и только для старта с ЛЕО, весь остальной полет - только на гидразине, никакой ядерщины, никакой "малой тяги"

Зомби, вы уж извините, но "чукча явно не читатель" :D  :wink:
Русским же по белому в самом первом посте было написано: пилотируемые - на ЖРД, на ядерной малой тяге - грузы!

Цитировать3. 40-тонка - это "лунный минимум", вдобавок не "под Луну", а под ЛОС

ТМБ + "Ангара" 35 тонн = 18 тонн на LLO. "Салют-1" на орбите Луны. Чем не ЛОС? :wink:
ТМБ + "Протон", два раза - двухмодульная станция больше чем на 20 тонн на орбите Луны, в качестве ЛОС первой фазы - выше головы.

ЦитироватьА всё-таки: сколько весят изображенные на картинке компоненты? Скажем, массы посадочных ступеней - входят или нет?

The outpost deployment manifest is as follows:
• Less than 2,000 kg
• Rover Logistics Box (100 kg),
• Two Un-pressurized Rovers (500 kg),
• ISRU Lunar Miner/Hauler (600 kg),
• ISRU O2 Pilot Plant (800 kg),
• Inchworm (900 kg),
• ISRU Logistics Carrier (1,000 kg),
• ISRU Lunar Polar Resource Extractor (1,200 kg), and
• Power Management and Distribution (PMAD)/Communications Center (1,570 kg);
• 2,000 kg – 10,000 kg
• Evolved Payload Unloaders (TBD kg); and
• Greater than 10,000 kg
• Logistics Module (10,000 kg),
• Pressurized Rover (10,000 kg) (Evolved Capability),
• Primary Surface Power Source (11,500 kg), and
• Habitat Module, not outfitted (15,000 kg).
ISRU=In-Situ Resource Utilization
Массы ступеней вряд ли входят.

ТМБ - ТМ... буксир?
Вы бы всё-таки расшифровывали малоупотребительные абревиатуры :(

Вероятно - атомный буксир...
Ну да, я согласен, "80-тонку" для ЛОС и "первой фазы работ на Луне" можно ... э... "элиминировать"

Но 40, в крайнем пределе - 35 тонн для пилотируемого корабля - вынь да полож!  :mrgreen:

А двойной пуск "40-тонки" обеспечивает со стыковкой порядка 20 тонн на ЛЛО
То есть - вроде бы "крайней" необходимости в "буксире" тоже нет, экономия, от него проистекающая достаточно эфемерно, и, очевидно, может проявится лишь при когда перевозки станут более или менее "массовыми"

Я про то и пою :mrgreen:
Фаза-1 - достоточно "40-тонки"
Фаза-2 - "что-то" (80-тонка или буксир) уже "весьма желателно
А при переходе к конкретным существенным операциям на самой Луне - уже точно "надо"

И здесь вариант именно атомного буксира, учитывая ваши замечания по его возможному ресурсу - вполне смотрится
"Есть над чем поработать" :wink:

ЦитироватьЗомби. Просто Зомби

Цитировать2. Реактор для пилотируемых полетов реалистичен только для Марса, и только для старта с ЛЕО, весь остальной полет - только на гидразине, никакой ядерщины, никакой "малой тяги"

Зомби, вы уж извините, но "чукча явно не читатель" :D  :wink:
Русским же по белому в самом первом посте было написано: пилотируемые - на ЖРД, на ядерной малой тяге - грузы!

Но тем же и по тому же задавался вопрос:
"Вы все еще хотите 40-тонки?"
Так что - вас, извините, не всегда понятно :wink:  :mrgreen:  :lol:

Ищо, кстати, вопрос -
насколько эффективным и экономным может быть многоразовый автоматический лэндер "на колёсах", оборудованный боле-мене крутой буровой установкой, с заправкой на ЛОС?

Ежели его добавить, в список "бортового оборудования ЛОС, да еще с управлением "реал-тайм" с ЛЛО... :roll:
Уууууууу!
Мечта! :wink:  :lol:  :mrgreen:

Зомби. Просто Зомби

ЦитироватьТМБ - ТМ... буксир?
Вы бы всё-таки расшифровывали малоупотребительные абревиатуры

Дык она и введена - Тяжёлый Межорбитальный Буксир :)

ЦитироватьНо 40, в крайнем пределе - 35 тонн для пилотируемого корабля - вынь да полож!

Абойдётесь! :mrgreen:
См. подробности ниже.

ЦитироватьА двойной пуск "40-тонки" обеспечивает со стыковкой порядка 20 тонн на ЛЛО

При использовании буксира того же можно добиться 1 пуском 35-тонки. Или двумя "Протонами".

Для пилотируемого полёта вполне хватит одного "Протона" - особенно при использовании водорода. Нам ведь не нужно тащить с собой лэндер! Летит с экипажем к Луне только эдакий "лунный Союз", или "лунный Клипер".

Не, многоразовый и с буровой, это вы лишее подумали... :D

ЦитироватьИщо, кстати, вопрос -
насколько эффективным и экономным может быть многоразовый автоматический лэндер "на колёсах", оборудованный боле-мене крутой буровой установкой, с заправкой на ЛОС?

Ежели его добавить, в список "бортового оборудования ЛОС, да еще с управлением "реал-тайм" с ЛЛО... :roll:
Уууууууу!
Мечта! :wink:  :lol:  :mrgreen:

Да, да! Совсем на Луну людей не сажать, оставить их на ЛЛО. И куча телеуправляемых автоматов (желательно с руками  типа человеческих). Точно мечта, дешево и безопасно.

ЦитироватьЗомби. Просто Зомби

ЦитироватьТМБ - ТМ... буксир?
Вы бы всё-таки расшифровывали малоупотребительные абревиатуры

Дык она и введена - Тяжёлый Межорбитальный Буксир :)

Это как понимать?
Это абстракция такая, неизвестного профиля, или это конкретный "атомник" на РД-410?

Цитировать

ЦитироватьА двойной пуск "40-тонки" обеспечивает со стыковкой порядка 20 тонн на ЛЛО

При использовании буксира того же можно добиться 1 пуском 35-тонки. Или двумя "Протонами".

Для груза?
Ну дык с этим-то я согласен
(в цыфрах "экономии" только некое расхождение, но это хрен с ним пока :roll: )

ЦитироватьДля пилотируемого полёта вполне хватит одного "Протона" - особенно при использовании водорода. Нам ведь не нужно тащить с собой лэндер! Летит с экипажем к Луне только эдакий "лунный Союз", или "лунный Клипер".

По дробнее пожалуйста, а то у меня от вас скоро ваще канкретна перемкнет что-нть :mrgreen:

Цитировать

ЦитироватьИщо, кстати, вопрос -
насколько эффективным и экономным может быть многоразовый автоматический лэндер "на колёсах", оборудованный боле-мене крутой буровой установкой, с заправкой на ЛОС?

Ежели его добавить, в список "бортового оборудования ЛОС, да еще с управлением "реал-тайм" с ЛЛО... :roll:
Уууууууу!
Мечта! :wink:  :lol:  :mrgreen:

Да, да! Совсем на Луну людей не сажать, оставить их на ЛЛО. И куча телеуправляемых автоматов (желательно с руками  типа человеческих). Точно мечта, дешево и безопасно.

Не, ну "совсем не сажать" - это крайности
Но свести до минимума человеческое присутствие на стадии "глобально-обзорного" изучения Луны - это да
В этом, сбссно, "идея ЛОС" и состоит

Основные особенности транспортной системы Земля-Луна:

1. Грузовая подсистема - многоразовые тяжёлые межорбитальные буксиры (ТМБ). Доставляет на LLO всё, кроме космонавтов.
За один полёт (6-8 месяцев) на LLO доставляется от 10 до 22 тонн.

2. Лэндеры доставляются ТМБ.

Лэндеры желательно иметь многоразовые.

Пилотируемый корабль до LLO - минимальный. Т.е. масса урезается за счёт всего, чего только можно. ЖРД, LOX-LH2.

ЛОС. Пожалуй, нужна. От 10 тонн (один, максимум два полёта ТМБ).

ЛОС должна включать в себя:
А. Стыковочные узлы, манипулятор.
B. Криогенику для поддержание в жидком состоянии водорода и кислорода для лэндеров и пилотируемых кораблей  ("заправка").
C. По максимуму замкнутую СЖО для экономии массы.
D. Значительный обитаемый объём - в минимальном пилотируемом корабле и комфорта по минимуму.

Остальное - optional, при необходимости можно добавлять в дальнейшем.

Основная задача ЛОС - обеспечение пересадки экипажей на лэндеры, вероятно, также и пристыковки грузов для поверхности к грузовым лэндерам, хранение запасов топлива для ЖРД.

После этапа изучения мест, пригодных для создания лунной базы, и окончательного выбора, в первую очередь на поверхность опускается реактор и оборудование для выработки кислорода.
(Возможно, одним из первых грузов станет как раз ЛОС, если выбор места организации базы удобнее будет начать с неё. Тогда до создания базы могут состояться одна-две экспедиции посещения.)

После начала производства местного кислорода - лэндеры используются только многоразовые, причём на кислород-водороде.

Водород привозной, но морока с криогеникой компенсируется высоким УИ и большим выигрышем в массе - всего 1/9 - 1/6 необходимого топлива придётся доставлять с Земли (в несколько раз меньше, чем керосина).

10 тонн привезенного на LLO водорода хватит на 5-10 взлётов и посадок лэндера сухой массой порядка 4 тонн (пилотируемый лэндер).

Для посадки на Луну груза массой 10 тонн 2-хтонным грузовым лэндером достаточно полутора тонн водорода.

И только после организации производства кислорода на Луне уже многоразовыми лэндерами опускается HAB, и высаживается первый экипаж.

Вывод:
Первоочередная задача - создание оборудования для производства кислорода. [/size]

Зомби. Просто Зомби

ЦитироватьЭто как понимать?
Это абстракция такая, неизвестного профиля, или это конкретный "атомник" на РД-410?

Ох, не читатель чукча!!! :D  :wink:
Ведь специально подчёркивал: это буксир с реактором электрической мощности порядка 500 кВт, запитывающим ЭРД с УИ 3000 с и тягой порядка 20 Н.

Кстати, если список, приведенный Waldi, полон, то там набегает на круг около 50 тонн. Не так и много.
При предложенной схеме - 5 "Протонов" непосредственно с ПН, 1 "Союз" с буксиром, еще пара-тройка "Протонов" с лэндерами (5 - если лэндеры одноразовые, 3 - если многоразовые). В пределах десяти "Протонов". Можем себе позволить еще один на ЛОС потратить :D  :D  :D

С реактором?
С тягой 20 Н?
Ну и бог с ним... :roll:

Людей на чем посылать будем?[/size]
А?[/size]
 :mrgreen:  :mrgreen:  :mrgreen:

См. выше.

:mrgreen:
Не, ну тупому, русским по синему, в двух словах?

Ну русским же, жёлтым по чёрному написано: минимальный пилотируемый корабль. Можно "Союз". Можно "лунный Клипер".
Вполне можно уложиться в "Протон" при использовании LOX-LH2.

А приналаженной добыче кислорода - можно сэкономить, заправлясь только в один конец, до ЛОС (ну и водород с собой). Для перелёта обратно - дозаправка лунным кислородом. Конечно, при такой схеме придётся держать на ЛОС "спасательную шлюпку" на высококипящих компонентах.

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=111593#111593

ЦитироватьСтатья была не американская, а японская. Смысл там был в том, что, благодаря влиянию Солнца можно, запулив аппарат на орбиту с апогеем несколько больше 900 000 км, выйти на окололунную орбиту без тормозного импульса вообще. Но это не имеет отношения к разгону двигателями малой тяги.

Эта схема позволяет вывести пуском Протона корабль 7К-Л1 на окололунную орбиту, вот только лететь придётся слишком долго - больше месяца. Но она позволяет экономить до 650 м/с характеристической скорости, поэтому масса доставляемого груза может быть увеличена на 20%

А еще - топлива для возвращения в 7К-Л1 НЕ ПРЕДУСМОТРЕНО

7К-Л1, кстати, без БО, так что "миниминизировать" уже нечего
Какой нахрен водород?
На первой ступени Протона, что ли? :shock:
 :evil:

В смысле - СА и БО от "Союза". ДУ - новая, ЖВ+ЖК.

Непройдет

Так так бы и говорили:
"сущность проЭкта - жидководородный Союз с дозаправкой на ЛОС лунным кислородом"
Не, я с вами спорить не буду, пусть кто-нибудь более компетентый
Я тока могу заметить, что дозаправка для возвращения на Землю да еще и лунным кислородом - это самое то, что надо для обеспечения безопасности полетов
Мы это долго искали, теперь наконец нашли - благодаря вам :mrgreen:

???

ЦитироватьКстати, если список, приведенный Waldi, полон, то там набегает на круг около 50 тонн. Не так и много.
При предложенной схеме - 5 "Протонов" непосредственно с ПН, 1 "Союз" с буксиром, еще пара-тройка "Протонов" с лэндерами (5 - если лэндеры одноразовые, 3 - если многоразовые). В пределах десяти "Протонов". Можем себе позволить еще один на ЛОС потратить :D  :D  :D

Cписок не полон. Хабитат, например, 15т пустой. То есть еще 5-10т барахла позжее тащить. А вот герметичный ровер уже после заселения базы прилетит.
Для простоты - каждая посадка дает 20т на поверхности. Практически 100% перетяжелят и кое что сломаеться. То есть будет доп полет. Хорошо бы токо один. Вот и набегает сотня тонн.

Самое интересное, конечно - сколько может весить оборудование для добычи кислорода. Есть по нему что-нибудь?

Зомби. Просто Зомби

ЦитироватьТак так бы и говорили:
"сущность проЭкта - жидководородный Союз с дозаправкой на ЛОС лунным кислородом"

Не. Дозаправка лунным кислородом - optional. Как и вообще дозаправка на ЛОС.
Пилотируемый корабль - "минимальный лунный Союз". На водороде.
"Союз"+"Протон" = мало? Впритык, но ИМХО вписаться можно.

Цитировать???

Ваш проект (как в плане ЛОС "на 10 тонн с криогеникой", так и в отношении Соэза на ЖВ) мягко говоря не реалистичен
Не говоря уже о рисках, возникающих в пилотируемых экспедициях на подобной технике
ИМХО такое

А никто не говорил, что криогеника - непременно в первой же очереди ЛОС. Надо смотреть по массам. Возможно, что она войдёт в состав доп. модуля - еще + 10 тонн.

Пилотируемый же корабль пускать нужно только на ЖВ. Вон, американцы на нём даже на Луну садиться хотят. Хоть одно хорошее решение в CEV.

ЦитироватьПилотируемый корабль - "минимальный лунный Союз". На водороде.
"Союз"+"Протон" = мало? Впритык, но ИМХО вписаться можно.

А можно и не вписаться
Не, я считать не буду, но есть и такие факторы, как выкипание водорода в малых ёмкостях

Для полетов, особенно длительных (или мы только "туда и обратно"?) "в пустоте", да еще для пилотируемых кораблей, да еще и "всё на пределе"...

По-моему, "просто и элементарно" нехватает массы

Цитировать"Союз"+"Протон" = мало? Впритык, но ИМХО вписаться можно.

У НАСА получилось "впритык" 130т на ЛЕО

НАСА лэндер с собой тащит. "Мы пойдём другим путём"

А потом уже и все остальное - "предельность конструкции" (а Союз для луны - и так хлипковат), криогеника, да не просто, а ЖВ, "всё заново разрабатывать" - и тестировать! - вместо десятилетиями проверенной схемы

Ну и уж по мелочи - организовать сначала добычу на Луне автоматами кислорода, построить сначала реакторный МОБ...

"Тьфу ты, пропасть!" (С) Буфетчик из Мастера и Маргариты

PS.
Да уж - это точно, "другим путем"
И главное - таким знакомым :roll:
Через... :mrgreen:

ЦитироватьНАСА лэндер с собой тащит. "Мы пойдём другим путём"

Тогда в сумме еще больше понадобится.

Лэндер мы запускаем отдельно, и везём на LLO малой тягой. Стыкуемся уже на месте. Так что не больше.

Меня интересует "чисто пилотируемая часть"

На мой взгляд, даже чисто теоретически Протон НЕ МОЖЕТ обеспечить вывод на ЛЛО пилотируемого корабля "минимальной комфортности", способного к орбитальным маневрам (стыковка с ЛОС) и самостоятельному возвращению на Землю

А попытки облегчить такой корабль безотносительно к привязке к РН таким образом (переходом на ЖВ) порочны в принципе

Зомби. Просто Зомби

ЦитироватьА потом уже и все остальное - "предельность конструкции" (а Союз для луны - и так хлипковат), криогеника, да не просто, а ЖВ, "всё заново разрабатывать" - и тестировать! - вместо десятилетиями проверенной схемы

ЖВ всё равно надо использовать. Делать это придётся всё равно, рано или поздно. Лучше рано. Заодно на носителях сэкономим.
Если комбинации "Протон"+"Союз" всё-таки не хватит - в рукаве еще есть "Ангара" и модификации "Союза". Должно хватить.

ЦитироватьНу и уж по мелочи - организовать сначала добычу на Луне автоматами кислорода, построить сначала реакторный МОБ...

Буксир - наименьшая из проблем, по сути. Движки, можно считать, уже есть, реактор - на подходе. Плюс буксир может быть востребован для доставки спутников на ГСО и для запусков АМС.
Добыча кислорода автоматами - что принципиально непреодолимого? Как его еще добывать? Стоит перерабатывающая установка, к ней лунный ровер-самосвал привозит реголит. Без человека можно и обойтись.
Сначала... Да, сначала. Потому что только так можно удешевить программу.
"Лучше день потерять, потом за пять минут долететь".

ЦитироватьЛэндер мы запускаем отдельно, и везём на LLO малой тягой. Стыкуемся уже на месте. Так что не больше.

А сколько завесит обеспечение доп годового ресурса для лендера?
Ведь почти все должно работать как бутдо люди там сидят. Ток нагрузка на СЖО будет поменьше. То же касается жилого модуля на Луне - переохладился, перегрелся - можно списывать.

По-моему, на аэробазе было такое обсуждение (давно), и вывод был именно такой
Не упихивается в Протон
Никак

Вы не обратили внимание. Не "Протон", а "Протон"+"Союз". Или "Протон"+"Союз-2". Или (в самом крайнем) "Ангара"+"Союз-2".
А ЖВ - нужен. Чем быстрее к нему придём - тем лучше.

Agent

ЦитироватьА сколько завесит обеспечение доп годового ресурса для лендера?
Ведь почти все должно работать как бутдо люди там сидят.

Не могу сейчас ответить, но думаю, что проблема разрешима. Сколько там американцы лэндер Cевы на Луне держать хотят? Тоже ведь немало.
Не исключено, что обеспечить ресурс удастся без особых проблем - каким-либо образом консервирую системы лэндера на время перелёта к ЛОС.

ЦитироватьЖВ всё равно надо использовать. Делать это придётся всё равно, рано или поздно. Лучше рано.

Надо
На "ракетах"
Не на "кораблях"

ЦитироватьЗаодно на носителях сэкономим.

Лучше уж на туалетной бумаге

ЦитироватьЕсли комбинации "Протон"+"Союз" всё-таки не хватит - в рукаве еще есть "Ангара" и модификации "Союза". Должно хватить.

ТАК дела не делают

ЦитироватьДобыча кислорода автоматами - что принципиально непреодолимого? Как его еще добывать? Стоит перерабатывающая установка, к ней лунный ровер-самосвал привозит реголит.

Но больше всего мне нравится гравицапа: все просто и понятно, установил в пепелац - и ага, в соседнюю галактику

ЦитироватьБез человека можно и обойтись.

А кто разъемы будет соединять?
Пушкин?

ЦитироватьСначала... Да, сначала. Потому что только так можно удешевить программу.

ТАК ДЕЛА НЕ ДЕЛАЮТ
Авантюра на афере сидит и лохотроном погоняет

Цитировать"Лучше день потерять, потом за пять минут долететь".

... лучше лежать чем сидеть?

ЦитироватьВы не обратили внимание. Не "Протон", а "Протон"+"Союз". Или "Протон"+"Союз-2".

Ага
Уже двухпусковая схема
Не
"Не верю!" (С)
"Идите Шура, идите. Здесь подают только по субботам" (С)

Зомби. Просто Зомби

ЦитироватьНадо
На "ракетах"
Не на "кораблях"

Не понял?

ЦитироватьТАК дела не делают

Да, куда лучше клепать 40-тонники, и по 2-хпусковыми схеме :wink:

ЦитироватьА кто разъемы будет соединять?
Пушкин?

Ну это уже несерьёзно. Уж чего-чего, а разъёмы соединить и без человека можно. И Александра Сергеевича напрягать не обязательно :mrgreen:

ЦитироватьТАК ДЕЛА НЕ ДЕЛАЮТ
Авантюра на афере сидит и лохотроном погоняет

Нормально. Если хотим за вменяемые деньги, и зацепиться за Луну надолго, а не повторить путь "Аполло" - другого способа не видно.

Зомби. Просто Зомби

ЦитироватьАга
Уже двухпусковая схема
Не
"Не верю!" (С)

"Вам уже и Лермонтов не угодил?! У вас другие любимые авторы?!" (с)  :mrgreen:  :wink:

В принципе, пропускную способность грузовой транспортной системы (по доле ПН, стартовавшей с Земли, но не по времени) можно почти удвоить в случае использования ЭРД на лунном кислороде же.
Параметры у них будут похуже, но овчинка стоит выделки.

ЦитироватьЗомби. Просто Зомби

ЦитироватьНадо
На "ракетах"
Не на "кораблях"

Не понял?

Надо применять ЖВ на вторых ступенях РН и в РБ
А собственное обеспечение "корабля" лучше оставить как есть, некриогенным

Цитировать

ЦитироватьТАК дела не делают

Да, куда лучше клепать 40-тонники, и по 2-хпусковыми схеме :wink:

Почему вы смиряетесь с двухпусковой схемой для пилотируемого корабля, а для редкого вывода модулей ЛОС и лэндеров она ваз нагружает?
Этих модулей-лэндеров на всю "фазу-1" (а это лет 10-15) понадобится штук 7 ВСЕГО! (3 тяжелых модуля ЛОС и 3-4 пилотируемые посадки)

Цитировать

ЦитироватьА кто разъемы будет соединять?
Пушкин?

Ну это уже несерьёзно. Уж чего-чего, а разъёмы соединить и без человека можно. И Александра Сергеевича напрягать не обязательно :mrgreen:

Ну-ну
знач прям из грунта - в баллон и на ЛОС?
Автоматом?
ЗдОрррово! :evil:

Цитировать

ЦитироватьТАК ДЕЛА НЕ ДЕЛАЮТ
Авантюра на афере сидит и лохотроном погоняет

Нормально. Если хотим за вменяемые деньги, и зацепиться за Луну надолго, а не повторить путь "Аполло" - другого способа не видно.

9 из 10, что так не "за Луну зацепишся", а шею свернешь
В таком подходе "момент авантюры", который был только "посеян" в Н-1 и Буране здесь, кажется, уже дорастает до полной силы

"Другой способ" - делать нормальную ракету на 40 тонн ПН
Больше ничего не надо, "все остальное уже есть", и корабли и орбитальные модули - как прототипы существуют
И даже практика работы с лунными автоматами, хотя и "архаичная" по нынешним временам, все же - "прецедент был"

Кстати, и ракета эта, в сравнении с Энергией - сама простота и дешевизна :mrgreen:

Зомби. Просто Зомби

ЦитироватьНадо применять ЖВ на вторых ступенях РН и в РБ
А собственное обеспечение "корабля" лучше оставить как есть, некриогенным

Почему, зачем - непонятно. Расскажите об этом американцам, а то они на водороде думают даже на Луну садиться :wink:

Впрочем, если считать, что корабль к Луне и обратно разгоняется РБ :D

ЦитироватьПочему вы смиряетесь с двухпусковой схемой для пилотируемого корабля, а для редкого вывода модулей ЛОС и лэндеров она ваз нагружает?

Потому что считаю, что как раз пилотируемые пуски будут относительно редкими (долговременные экспедиции), а основную часть грузопотока будет составлять разного рода железо и топливо.
Кроме того, меня интересует возможность потенциального применения такой грузовой транспортной системы для доставки на Луну гелиедобывающих комбайнов и другого массивного оборудования в ассортименте.

ЦитироватьНу-ну
знач прям из грунта - в баллон и на ЛОС?
Автоматом?
ЗдОрррово!

А поглядите на насовскую картинку, что Агент приторочил. Там у них ползает лунный бульдозер, реголит привозит к перерабатывающей установке. Она, в свою очередь, запитана от реактора - кабель от которого протянул маленький ровер. Ничто не мешает аналогичному роверу-грузовику отвезти баллон с добытым кислородом к приземлившемуся в сторонке многоразовому лэндеру, для последующей доставки на ЛОС.

Цитировать"Другой способ" - делать нормальную ракету на 40 тонн ПН

Чем он лучше "Аполло"? Те же органы, только в профиль. Дорого и кончится только флаговтыкательством.

ЦитироватьКстати, и ракета эта, в сравнении с Энергией - сама простота и дешевизна

Ну да, а в сравнении с марсианской экспедицией на ЖРД - вообще халява немереная :mrgreen:

Так, ну а всётаки, а какой выигрыш с того что мы можем везти груз долго?

Да, груз в отличии от космонавтов  может потерпеть.
Его можно везти долго, а нужно ли?

1. Ядерщики впихнули в 4 т 400 кВт мощности, но 10 МВт они надеются впихнуть в 18-20 т.

В первом случае 100 кВт/т во втором 500 кВт/т.

2. Если разгоняться медленно потребная ХС ~8 км/с, а если быстро то ~4 км/с.

Я сравнил 20 тонный 10 мегаватный буксир с 5 тонным 400 киловатным.
У 10 мегаватного ПГ=25 280 кг (из 35 т выведенных РН на ЛЕО) у 400 киловатного ПГ=24 100 кг (из тех же 35 т).

10 мегаватный израсходовал 207 часов ресурса своего реактора и ДУ,
400 киловатный соответственно 5 800 часов

Sevlagor

ЦитироватьТак, ну а всётаки, а какой выигрыш с того что мы можем везти груз долго?

Ну известное дело - больше привезём. Или дешевле привезём.

Цитировать2. Если разгоняться медленно потребная ХС ~8 км/с, а если быстро то ~4 км/с.

Ну да. Только я прикинул - даже с 10-мегаваттным реактором весьма проблематично перейти в нишу с ХС 4 км/с :(  Тем более - перейти эффективно.
В принципе, такой 20-тонный буксир на 10 МВт с ПН еще в 20 тонн набирает 4 км/с примерно за 4 дня.  Наверное можно ускоряться "по-гоманновски", только вблизи перигея, и где-нибудь за месяц добраться до LLO. Но выходит, что в результате на LLO получаем массу в 35 тонн, т.е. доставлена "чистая" ПН в те же 12 тонн (за вычетом 3 тонн на обратную дорогу). Так что выиграли только на времени перелёта (если вообще выиграли).

ЦитироватьЯ сравнил 20 тонный 10 мегаватный буксир с 5 тонным 400 киловатным.
У 10 мегаватного ПГ=25 280 кг (из 35 т выведенных РН на ЛЕО) у 400 киловатного ПГ=24 100 кг (из тех же 35 т).

А, так это при 35-тонной ПН. При 20-тонной - картина заметно хуже:
У 10-мегаваттного - 5 тонн, у 500-киловаттного - 12 тонн. Хотя время перелёта, конечно, различается на порядок.

Вообще должен быть некий оптимум соотношения массы буксира к массе ПН, надо бы прикинуть.

Цитировать10 мегаватный израсходовал 207 часов ресурса своего реактора и ДУ, 400 киловатный соответственно 5 800 часов

Да, это, конечно, заметно. Но тут надо выбирать, что важнее - относительная простота буксира, или быстрота перевозки.

Парадоксально: имея тяжёлый буксир в 10 МВт, мы не может за один пуск (если располагаем только "Протонами") доставить такую же массу, которую довозит более слабый 500-киловаттный.

У 10-ти мегаватника при УИ=30км/с на доставку 1 кг ПГ тратится 29,47 секунд ресурса ДУ

Минимальные затраты ресурса получаются при  УИ=34,07 км/с - 29,15 сек/кг :D
ПГ при этом равен 26 415 кг из 35 т доставленных на ЛЕО
Как при большем УИ так и при меньшем ресурс ДУ тратится сильнее.

Кстати, Зомби, что-то вы мне голову задурили... Влезает всё и в "Протон" довольно нормально, даже по однопусковой схеме, даже без тотального применения ЖВ. А "Протон"+"Союз" - это я с приличным запасом предложил, там вообще всё отлично.

А если 35 тонные ПГ запускать на Ангаре-5В а водород запускать Ангарой-3, то расход ресурса снижается до 24,59 сек/кг при УИ=32,60 км/с  :D

Время работы ДУ при этом чуть меньше 10 суток

ЦитироватьЗомби. Просто Зомби

ЦитироватьНадо применять ЖВ на вторых ступенях РН и в РБ
А собственное обеспечение "корабля" лучше оставить как есть, некриогенным

Почему, зачем - непонятно. Расскажите об этом американцам, а то они на водороде думают даже на Луну садиться :wink:

Впрочем, если считать, что корабль к Луне и обратно разгоняется РБ :D

Американцы планируют только садится на ЖВ, то есть, все операции с ЖВ - "быстрые", пока не выкипел
Взлетать - уже на метане и ЖК
Но это - да, напряженный момент
Новые технологии, так сказать - и пусть это остается на их, американской совести :mrgreen:

Цитировать

ЦитироватьПочему вы смиряетесь с двухпусковой схемой для пилотируемого корабля, а для редкого вывода модулей ЛОС и лэндеров она ваз нагружает?

Потому что считаю, что как раз пилотируемые пуски будут относительно редкими (долговременные экспедиции), а основную часть грузопотока будет составлять разного рода железо и топливо.
Кроме того, меня интересует возможность потенциального применения такой грузовой транспортной системы для доставки на Луну гелиедобывающих комбайнов и другого массивного оборудования в ассортименте.

Таки сразу длительные?
На 10-тонной "миниЛОС", в которой все эти 10 тонн уйдут на "манипуляторы, стыковочные узлы и криогенику"?

Цитировать

ЦитироватьНу-ну
знач прям из грунта - в баллон и на ЛОС?
Автоматом?
ЗдОрррово!

А поглядите на насовскую картинку, что Агент приторочил. Там у них ползает лунный бульдозер, реголит привозит к перерабатывающей установке. Она, в свою очередь, запитана от реактора - кабель от которого протянул маленький ровер. Ничто не мешает аналогичному роверу-грузовику отвезти баллон с добытым кислородом к приземлившемуся в сторонке многоразовому лэндеру, для последующей доставки на ЛОС.

Агентова картинка расписывает пилотируемую базу

Вот есть пример, "из практики"
В "разгар перестройки" наша оборонки стала выпускать конверсионное оборудование, скажем, для колбасных заводов
Отзывы такие: в принципе хорошее оборудование, но не вполне доведенное
Вот все почти автоматом, но хвостики на колбасе приходится завязывать вручную
"Ну не получается у них" (С) "Королев" из к/ф "Укрощение огня"
Вотвозникают в "автоматизации" периодически такие проблемы
Либо вы будете длительное время поддерживать трудовое напряжение и энтузиазм в коллективе разработчиков, чтобы они - лет за 20, - решили таки эту проблему, за какие-нибудь 100 млн баксов - завязывать колбасные хвостики автоматическим устройством, причем иногда даже будет получаться, либо включаете ваш "проект" в "пилотируемый контекст", чтобы "дядя Вася" в скафе пару раз нагнулся и разъемы вручную состыковал

Цитировать

Цитировать"Другой способ" - делать нормальную ракету на 40 тонн ПН

Чем он лучше "Аполло"? Те же органы, только в профиль. Дорого и кончится только флаговтыкательством.

Голословная и дремучая "антипропаганда"
Даже отвлекаться на это лень

Цитировать

ЦитироватьКстати, и ракета эта, в сравнении с Энергией - сама простота и дешевизна

Ну да, а в сравнении с марсианской экспедицией на ЖРД - вообще халява немереная :mrgreen:

В "Энергии - Буране" наиболее дорогой компонентой был Буран, а не сама ракета
Двигатели для "40-тонки" - один - РД-191, другой - РД-120 по факту существуют и являются прямым Энергиевским наследством

ЦитироватьКстати, Зомби, что-то вы мне голову задурили... Влезает всё и в "Протон" довольно нормально, даже по однопусковой схеме, даже без тотального применения ЖВ. А "Протон"+"Союз" - это я с приличным запасом предложил, там вообще всё отлично.

В данном случае вы спорите не со мной, а с Форумом
Кто кому голову дурит - это я уж и не знаю
Лунно-орбитальный корабль с "минимальным комфортом", на 3 члена экипажа, с ресурсом орбитального маневрирования для стыковки с ЛОС и запасом топлива для возвращения на Землю в Протон не влезает
Ни впритык ни в непритык, никак не влезает
ЖВ в маленьком бачке выкипит в три дня, вы его даже до Луны не довезете, не только иметь ресурс хранения для "длительной экспедиции"

Я извиняюсь, но все мои расчёты оптимального УИ неверны  :oops:  :(

В общем, "минмальный ЛОК" на базе "Союза" я тут в параллельной теме прикидывал. Если просто нарастить ПАО. ТЗП СА и СЖО, и не заморачиваться полным переконструированием ПАО (там на одном БЦВК ИМХО килограмм 50 сэкономить можно), масса корабля буз топлива выходит около 6700 кг.

Соответственно, при ISp 326c и потребном дельта V 1100 м/с
(200 м/с для орбитальных операций, 850 - для старта с ОИСЛ и 50 - для коррекции траектории), нам нужно порядка 2800 кг топлива.

Т.е. на "Союз-2", да еще и с учетом топлива, необходимого на стыковку, аппарат не влезает. Разве что изыскать резервы "сухой" массы килограмм 500-600... Что сомнительно.

С другой стороны, КВРБ заявлн как относительно долгохранимый - т.е. до импульса выхода на ОИСЛ он вполне может и дожить.

Тогда имеем скорость 3150+50+900=4100 м/с при УИ 459 с. Тогда стартовая масса на орбите ОИСЗ должна быть ок. 33 тонн, из них - 9.5 т - КК, 23.5 т - РБ.

 (возможен вариант с торможением у Луны посредством топлива в сбрасываемом баке КК, там по массе почти то же выходит)

В принципе, с учетом затрат массы на стыковку, РБ можно выводить "А5" - но тогда нужен 10-тонный носитель для КК. А его не просматривается.

Обдумываю МРБ с СБ и концентратором солнечн. света.

Вопрос: какие конкретно факторы приводят к деградации СБ.

Могут ли эти частицы и излучения проникнуть сквозь обратную сторону тонкоплёночной СБ.

Можно ли защититься от этих частиц и излучений алюминиевой фольгой  толщиной 30-40 мкм.

Отражает ли алюминивая фольга эти излучения обратно на СБ.

Serb,
А если разместить бак с недостающим для КК топливом на КВРБ, а самому КВРБ при выведении на А5 доразгонятся собственными силами?

Информация к размышлению, или Немного о многоразовых лэндерах на лунном кислороде.

Прикинул тут расход "привозного" топлива на взлёт-посадку пилотируемого лэндера. Как ни странно, формулка получилась немаленькая, несмотря на всю явную "школьность" задачи :)  

Рассмотрены три варианта  топливной компоненты: водород, метан и керосин.

Водород - УИ 450 с при массовом отношении компонент 1:6 (взял соотношение, как у SSME, а не по стехиометрии; вероятно, оно может быть и больше, вплоть до 1/8).
Метан - УИ 370 с при отношении компонент 1:3,4
Керосин - УИ 350 с при отношении компонент 1:2,5

Затраты топлива на взлёт-посадку (в долях от сухой массы лэндера) получились следуюшие:
Водород - 0,21
Метан     - 0,47
Керосин  - 0,7

Т.е. если расход водорода за полёт взять за единицу:

Водород - 1
Метан     - 2,2
Керосин  - 3,2

Для лэндера сухой массой 5 тонн расход топлива соответственно 1 тонна, 2,3 тонны и 3,5 тонн.

Конечно, оценка весьма грубая, т.к. предполагалось, что сухие массы лэндеров на всех видах топлива одинаковы, но водород и даже метан в настолько явном отрыве, что криогеникой заниматься стоит.

Для грузовых лэндеров всё будет несколько иначе, как именно - сейчас лень считать :)

Впрочем, возможно, что оптимальным окажется трёхкомпонентник: вроде бы у энергомашевских РД-170, -171 достигается УИ 415 с при следующем соотношении компонент: кислород 81,4%, керосин 12,6%, и водород - всего 6%. При таком малом количестве водорода криогеника уже не составит серьёзной проблемы.

Количество криогеники зависит от площади поверхности криогенных баков и качества ЭВТИ.

ЦитироватьSerb,
А если разместить бак с недостающим для КК топливом на КВРБ, а самому КВРБ при выведении на А5 доразгонятся собственными силами?

Всё равно, в любом случае - это двухпусковая схема
И летит при этом (на двух ракетах) один Союз
И куда он летит?
На "миниЛОС", всю залитую жидким водородом? :mrgreen:

И посадка в таких жжжжжжжжутких условиях, если и возможна - то на минилэндере тож
И какое "оборудование" смогут захватить с собой отважные, отважные, отважные космонавты, кроме флага?
И о чем они вообще смогут думать там, кроме как о том, как бы поскорее обратно?

Между тем, как эксплуатационные расходы "оптимального 40-тонника по Дмитрию Воронцову" будут сопоставимы - если не меньше, - расходов на запуск Ангары-5: тоже число двигателей при существенно меньшем числе "корпусов" (УРМы отсутствуют), а значит - всякого рода "баков", "межбаковых пространств", "топливо- и электропроводов" и тд и тп., а если уложится в пять стартовых РД-191, то и старт Ангары подойдет

ЦитироватьSerb,
А если разместить бак с недостающим для КК топливом на КВРБ, а самому КВРБ при выведении на А5 доразгонятся собственными силами?

Ну да, легких путей мы не ищем.

Полностью переделаем ПАО "Союза", в дополнении к системе стыковки на КВРБ поставим систему дозаправки, соответственно утяжелим и сам КК...

Нет предела человеческой изобретательности!

ЗЫ А может быть, 40(33?)-тонник слабать дешевле будет?

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьТАК дела не делают

Да, куда лучше клепать 40-тонники, и по 2-хпусковыми схеме :wink:

Почему вы смиряетесь с двухпусковой схемой для пилотируемого корабля, а для редкого вывода модулей ЛОС и лэндеров она ваз нагружает?
Этих модулей-лэндеров на всю "фазу-1" (а это лет 10-15) понадобится штук 7 ВСЕГО! (3 тяжелых модуля ЛОС и 3-4 пилотируемые посадки)

Парных пусков - со сборкой на ЛЕО потребуется даже меньше, так как лэндеры можно исключить, их можно запускать пустыми (незаправленными) прямо к ЛОС, потом отдельно заправлять, сборка "паровозика" на ЛЕО не требуется

Поэтому "парный запуск" - только и исключительно для вывода тяжелых модулей ЛОС, а это - считанные единицы, а так вся эксплуатация может идти нормальными однопусковыми полетами
-------------------

Теперь просто сопоставте число новоразрабатываемых и рисковых элементов в "проекте на базе ТМБ" и на "базе 40-тонника"

-------------------

Ergo будет такое: вполне возможна реалистическая программа освоения Луны, включающая, в частности, и "гелиевую перспективу", вполне разумная по экономике, при выделяемых средствах, сравнимым даже с нынешним "бюджетом вымирания",
но почему-то вместо неё...

ЦитироватьИнформация к размышлению, или Немного о многоразовых лэндерах на лунном кислороде.

Позволю себе продублировать себя любимого с Базы :)

Я не открою никакой Америки, если скажу следующее.

Чудная картина, которую вы нарисовали заметно меркнет, если вспомнить недостатки криогеники. В основном их 3:

1) Проблемы с доставкой и хранением
Водород придется везти "быстрым" и относительно дорогим транспортом. Отсюда, актуальность дорогого сердцу ЭРД-буксира сильно падает, ибо его собирались использовать в основном именно для доставки топлива.

2) Заметно бОльшая относительная масса лэндера
Баки для водорода должны быть больше по объему + теплозащита, так что бОльший вес обеспечен. Его нетрудно посчитать.

3) Технологические проблемы работы с водородом
В частности, я с большим трудом представляю себе заправку многоразового лэндера на LLO. Согласитесь - это чрезвычайно сложная операция для такого места.

В целом, по п.п. 1 и 3 выходит, что при использовании водорода про многоразовый лэндер придется забыть :(

Если же расчитывать на "лунный" водород, то все это дело уже будет проходить по ведомству футурологии, мягко говоря. Потому что до промышленной добычи на Луне водорода ровно столько же, сколько до промышленной добычи Не3...

Цитировать

ЦитироватьSerb,
А если разместить бак с недостающим для КК топливом на КВРБ, а самому КВРБ при выведении на А5 доразгонятся собственными силами?

Ну да, легких путей мы не ищем.

Полностью переделаем ПАО "Союза", в дополнении к системе стыковки на КВРБ поставим систему дозаправки, соответственно утяжелим и сам КК...

Нет предела человеческой изобретательности!

ЗЫ А может быть, 40(33?)-тонник слабать дешевле будет?

С одной стороны установить на КВРБ пару баков на 1250 кг НДМГ и АТ плюс шар-балон с азотом
на пару порядков проще чем проектировать целую 40-ка тонную ракету ...  :roll:  ... действительно на пару порядков.
Ктому же ... эээ  :roll: ... а на КВРБ есть движки ориентации? а они на каком топливе работают?

С другой стороны Ангара-5В должна выводить ~35 т.

Цитировать

ЦитироватьИнформация к размышлению, или Немного о многоразовых лэндерах на лунном кислороде.

Позволю себе продублировать себя любимого с Базы :)

Я не открою никакой Америки, если скажу следующее.

Чудная картина, которую вы нарисовали заметно меркнет, если вспомнить недостатки криогеники. В основном их 3:

1) Проблемы с доставкой и хранением
Водород придется везти "быстрым" и относительно дорогим транспортом. Отсюда, актуальность дорогого сердцу ЭРД-буксира сильно падает, ибо его собирались использовать в основном именно для доставки топлива.

Проблемы хранения водорода в космосе очень сильно преувеличины.
На самом деле в космосе его хранить значительно легче чем на земле.
Вокруг совершенно бесплатный глубокий вакуум - это автоматически решает кучу проблем которые на земле решить очень трудно.

Ну вот смотрите:
Солнечная постоянная 1365 Вт/м2.
Допустим у нас два бака всего на 2800 кг водорода - по 20 кубов каждый диаметрами по 2.25 м и длинной по 5.75 м
Площадь поверхности у них 81 м2 на двоих.
Допустим с одной стороны шпарит солнце а с другой некая поверхность в тепловом равновесии и следов. излучающая и отражающая те же 1360 Вт/м2

Пускай у баков нет никакой теплозащиты, единственное их поверхность зеркальная и отражает 98% света.

Поглощать они будут всего лиш 27 Вт/м2 или 27*81=2.2 кВт
Учитывая что нет практически никакой теплоизоляции не так уж и много.

Добавляем один слой фольги 100 г/м2 - 8,5 кг всего.
98% тепла фольга отражает, 2% - 27 Вт/м2 излучает на бак.
Из этих 27 Вт бак поглощает 2% - 0,54 Вт/м2 или в общей сложности 44 ватта.
Необходимая мощность криогенной системы с учётом её КПД около 100-150 Вт

Добавим ещё один слой фольги и в баки проникает меньше ватта тепла.

Проблем с защитой от внешних источников теплоизлучений нет никаких.

Теплопередача по трубопроводам и крепежу баков.

Крепёж: 24 стержня сечением по 25 мм2 и длинной 5 см.
Общее сечение - 6 см2
Теплопроводность алюминевого сплава АМг2 при 10 К - 0.12 Вт/(см*К)
Перепад температуры 360 К
Теплопередача будет 0,12*360*6/5=52.5 Вт

Труба: диаметр 100 мм, стенка 5 мм, длинна 0,5 м, перепад температур 360 К
Площадь сечения 14,9 см2
Теплопередача 0,12*360*14,9/50=13 Вт

Итого для водородного лендера нужна криосистема в несколько сот ватт потребляемой мощности.
Если она выходит из строя переходим на пассивную испарительную систему, а у водорода теплоёмкость просто огромная.

Цитировать2) Заметно бОльшая относительная масса лэндера
Баки для водорода должны быть больше по объему + теплозащита, так что бОльший вес обеспечен. Его нетрудно посчитать.

Я расписал выше водородные баки лендера на 20т ПГ и сухой массой 4 т
который к томуже возит в своих баках дополнительный водород с ЛОС на поверхность луны и кислород с Луны на ЛОС.
Масса водородных баков у него около 250 кг

Цитировать3) Технологические проблемы работы с водородом
В частности, я с большим трудом представляю себе заправку многоразового лэндера на LLO. Согласитесь - это чрезвычайно сложная операция для такого места.

Сначала продуваем магистрали газообразным водородом чуть выше температуры кипения, затем жидким немного переохлаждённым водородом.

ЦитироватьВ целом, по п.п. 1 и 3 выходит, что при использовании водорода про многоразовый лэндер придется забыть :(

Нифига!   :D

Как бы покороче (спать сильно хотца)?

НЕ ВЕРЮ! (с)  :mrgreen:

ЦитироватьС одной стороны установить на КВРБ пару баков на 1250 кг НДМГ и АТ плюс шар-балон с азотом

... плюс баки, которые надо либо сбрасывать (значит, соответствующая система), либо тащить до Луны
... плюс систему стыковки (тащить до Луны)
... плюс систему дозаправки (либо сбрасывать, либо тащить до Луны)
... плюс такую же систему дозаправки на КА (тащить до Луны и обратно)
... плюс усилить теплоизоляцю - ЕМНИС КВРБ рассчитан на 3.5 суток, а Вам нужно еще время на стыковку (тащить до Луны)
... плюс на эту самую стыковку тоже топливо надо.

ЦитироватьС другой стороны Ангара-5В должна выводить ~35 т.

Не-е, это не интересно.
Зачем просто, когда можно сложно?
Вы только представьте, как красиво и героически это будет выгляжеть! Сколько захватывающих дух лишних операций!

Цитировать...на пару порядков проще чем проектировать целую 40-ка тонную ракету ...  :roll:

Эта ракета - РЕШАЕТ ВСЁ
Она "делает" всю Лунную программу (ну, хотя бы, весь ее ЛОС-этап) - "на раз"

Цитировать

ЦитироватьС другой стороны Ангара-5В должна выводить ~35 т.

Не-е, это не интересно.
Зачем просто, когда можно сложно?
Вы только представьте, как красиво и героически это будет выгляжеть! Сколько захватывающих дух лишних операций!

Цирк - это всегда красиво!
Это захватывает!
Главное - не забыть костюмы такие... с блёстками... :roll:  :mrgreen:

И что? Даже если будет готова Ангара-5В, которой хватает, что будем ждать 40-ка тонку?
А без неё ни-ни.
Сидим ждём дальше?

Вы сами то в это верите?

Вот сделали Ангару-5, как толко сделали начинаем делать водородный ЦБ для неё
и допустим паралельно Энергии поручают делать 40-ка тонку,
т.е. блок I ст. массой в 4-4.5 УРМа и II ст. массой как ЦБ от А-5В.

На блок II ст времени уйдёт примерно столько же сколко и на ЦБ для А-5В,
плюс на блок I ст. раза в 2 больше чем делали УРМ.

Соответственно ЦБ для А-5В поспевает лет на 10 раньше,
мы уже можем взять А-5В + КВРБ + Союз-ТМЛ и лететь.
Но нет! Мы ждём ещё 10 лет пока доделают 40-ка тоннку, а до этого ни-ни! "Руки прочь от Луны!"
Так что-ли?

ЦитироватьЭта ракета - РЕШАЕТ ВСЁ

К тому времени когда ета ракета появится всё уже будет решено и без неё.

После того как введут в эксплуатацию А-5 рациональней всего,
и по деньгам и по времени и по результату,
начать делать водородный ЦБ и паралельно с ним, вместо 40-ка тоннки, делать МРБ.

МРБ так и так нужен, без него нужного грузопотока и на 60-ти тоннке не вытянуть.
Но после того как появляется МРБ 40-ка тонка становиться избыточной.
Вполне хватает 24-х тонной А-5, уж А-5В и подавно.

ЦитироватьВот сделали Ангару-5

... потом начали делать принципиально новый ПАО для "Союза" - с дозаправкой. Причем под одну-единственную задачу.
Потом его долго и нудно отрабатываем.

Потом делаем КВРБ с увеличенным сроком хранения.

Потом "внезапно" обнаруживаеем, что с учетом стыковочных-дозаправочных систем "А-5" плюс "Союз-2" все одно не хватает.

... сидим, ждем...

Serb,
я, собственно, уже давно согласился на А-5В, её хватает для полёта на химии в один пуск.  :)

Цитировать

ЦитироватьЭта ракета - РЕШАЕТ ВСЁ

К тому времени когда ета ракета появится всё уже будет решено и без неё.

Вот это вряд ли
Если только - американцами

ЦитироватьПосле того как введут в эксплуатацию А-5 рациональней всего,
и по деньгам и по времени и по результату,
начать делать водородный ЦБ и паралельно с ним, вместо 40-ка тоннки, делать МРБ.

Нет

ЦитироватьМРБ так и так нужен, без него нужного грузопотока и на 60-ти тоннке не вытянуть.

Нет

ЦитироватьНо после того как появляется МРБ 40-ка тонка становиться избыточной.
Вполне хватает 24-х тонной А-5, уж А-5В и подавно.

Нет

Хм.
Интересный логический сбой: так и будем на Союзе (ну уж тогда хотя бы было - "на Клипере") летать с пересадкой, с промежуточной стыковкой?
МРБ-то "под пилотов" никак не идет?

"Уй, мадам, натурально, вы не понимаете" (С) Булгаков

МРБ - это "дымовая завеса", поставленная над усилиями по "сокращению избыточных мощностей" в космопроме
Это псевдодеятельность по пережиганию денег, сил и энтузиазмов, цель ее включения в ФКП - при сохранении уровня специалистов добится, чтобы "практического выхода" никакого не было, чтобы мы постоянно "могли", но никогда бы "не делали"
(Как говорил... э... ну, неважно, "пусть живут под линолиумом - так, на всякий случай" :roll:  :mrgreen: )
А то не дай бог правда на Луну летать будут
Ну уж а если и дойдет до чего "практического" - то чтобы дело ограничилось в крайнем случае парой-тройкой "цирковых трюков" с десятью стыковками/пересадками/дозаправками, а хорошо бы еще и с драматической концовкой, для эффекту и "справедливой критики" "пилотируемой космонавтики"

И это, конечно, независимо от реальной ценности атомного буксира как вида техники
Он даже может дать некий "экономический выигрыш" даже в лунной программе - процентов на 20-30, - если бы конечно применялся в ней уместно, в нужные моменты ее развития и на подходящих позициях в ней

"А так" - это просто "манок" для "общественного сознания"
Дудочка крысолова, так сказать

ЦитироватьSerb,
я, собственно, уже давно согласился на А-5В, её хватает для полёта на химии в один пуск.  :)

Ну а зачем тогда дозаправка ;-)
В общем, без новой ракеты не обойтись никак.

Либо "сорокатонник" (33..40 т)
Либо "А3"/"Онега"+"Протон"
Либо "10-тонник"+"А-5"

Без этого - просто "Цирк с конями"

Serb,
а чем вам Ангара-5В ненравится?
Для неё, после создания Ангары-5, останется сделать только водородный ЦБ.
Дешевле чем целую РН делать.

Цитироватьа чем вам Ангара-5В ненравится?

Тем, что ее нет.
И, боюсь, не будет.

Цитировать

ЦитироватьМРБ так и так нужен, без него нужного грузопотока и на 60-ти тоннке не вытянуть.

Нет

Ошибаетесь.
24-х тоннка + МРБ = 15.5 т на ЛЛО.
Чтоб получить тоже самое без МРБ нужна 60 тоннка.

35 тоннка + МРБ = 25 т на ЛЛО ( = 100 тоннка без МРБ)

Цитировать

ЦитироватьНо после того как появляется МРБ 40-ка тонка становиться избыточной.
Вполне хватает 24-х тонной А-5, уж А-5В и подавно.

Нет

Для полета на ЛЛО на Союзе на химии надо 33 т в один пуск на ЛЕО.
Ангары-5В хватает.
У 40-ка тоннки 7 т лишние. А-5В дешевле, 40 тоннка пролетает.
Для полёта на Клипере в один пуск на химии - 40 т на ЛЕО нехватает. 40 тоннка снова пролетает.

Так что:
После того как введут в эксплуатацию А-5 рациональней всего,
и по деньгам и по времени и по результату,
начать делать водородный ЦБ и паралельно с ним, вместо 40-ка тоннки, делать МРБ.

ЦитироватьМРБ-то "под пилотов" никак не идет?

Очень даже идёт.
Те МРБ (маломощные) что негодятся "под пилотов" и для грузов неахти.
А 10 МВт-ный МРБ и для грузов лучше и "под пилотов" отлично годится.

И поэтому, Зомби,
"Уй, мадам, натурально, вы не понимаете" (С) Булгаков

40 тонная РН отбирающая средства от МРБ - это "дымовая завеса", поставленная над усилиями по "сокращению избыточных мощностей" в космопроме
Это псевдодеятельность по пережиганию денег, сил и энтузиазмов, цель ее включения в ФКП - при сохранении уровня специалистов добится, чтобы "практического выхода" никакого не было, чтобы мы постоянно "могли", но никогда бы "не делали"
(Как говорил... э... ну, неважно, "пусть живут под линолиумом - так, на всякий случай" :roll:  :mrgreen: )
А то не дай бог правда на Луну летать будут
Ну уж а если и дойдет до чего "практического" - то чтобы дело ограничилось в крайнем случае парой-тройкой "цирковых трюков" с десятью стыковками/пересадками/дозаправками, (действительно, попробуйте-ка имея только 40 тонную РН, без МРБ, доставить на ЛЛО 25 т) а хорошо бы еще и с драматической концовкой, для эффекту и "справедливой критики" "пилотируемой космонавтики"

И это, конечно, независимо от реальной ценности 40 тонной РН как вида техники
Он даже может дать некий "экономический выигрыш" даже в лунной программе - процентов на 5-10, - если бы конечно применялся в ней уместно, в нужные моменты ее развития и на подходящих позициях в ней

"А так" - это просто "манок" для "общественного сознания"
Дудочка крысолова, так сказать.  (с) Зомби. Просто Зомби.

Цитировать

Цитироватьа чем вам Ангара-5В ненравится?

Тем, что ее нет.
И, боюсь, не будет.

В гораздо большей степени это относится к 40 тонной РН.

Повторяю:
Ангару-5 сделают. Всё.
После этого, чтоб сделать Ангару-5В нужен только водородный ЦБ.

А для того чтоб сделать 40 тонную РН нужен не только аналогичный водородный блок
но ещё и блок(-и) первой ступени в 2-4 раза большие чем УРМы Ангары.

ЦитироватьАнгару-5 сделают. Всё.

Вот

ЦитироватьПосле этого, чтоб сделать Ангару-5В нужен только водородный ЦБ.

... и новый стартовый комплекс. Диаметр ЦБ-то разный.

ЦитироватьА для того чтоб сделать 40 тонную РН нужен не только аналогичный водородный блок
но ещё и блок(-и) первой ступени в 2-4 раза большие чем УРМы Ангары.

41 т по заяве Хрунов - это Ангара-7.
порядка 35 тонн - это 5 двигателей на "посадочных местах" той же "А-5" в моноблочной ступени плюс водородная ступень на РД-0120 сверху. Так что СК вполне унифицированный.

Цитировать

ЦитироватьПосле этого, чтоб сделать Ангару-5В нужен только водородный ЦБ.

... и новый стартовый комплекс. Диаметр ЦБ-то разный.

Точно новый?
Ангара-5В в перспективных планах появилась раньше всяких А-7, А-100.

Чтоб стартовый стол подходил и для А-5В нужно-то чтоб каналы под боковушки были не квадратными а прямоугольными. Всего-то на метр удлинить.
Не ~2.2х2.2 м, а ~2.2х3.2
Может они такие и есть?

Линейка: А-1.1, А-1.2, А-3, А-5, А-5В появилась вся разом.
И сразу было заявлено что СК будет подходить для всех них.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьМРБ так и так нужен, без него нужного грузопотока и на 60-ти тоннке не вытянуть.

Нет

Ошибаетесь.
24-х тоннка + МРБ = 15.5 т на ЛЛО.
Чтоб получить тоже самое без МРБ нужна 60 тоннка.

Не нужна
Достаточно иметь в качестве ПН самый элементарный РБ типа "Агены"
Тогда в двухпусковой схеме, с одной стыковкой...

Почему приемлема двухпусковая схема?
Потому что "куском" массой 15-20 тонн на первых фазах функционирования ЛОС может быть только ее модуль
А таких модулей - единицы, пальцев одной руки много

Цитировать35 тоннка...
...Для полета на ЛЛО на Союзе на химии надо 33 т в один пуск на ЛЕО.

"40-тонка" - условное понятие
Ка говорит серб "33-40-тонка"
Но лучше побольше, чем 33, так как... понятно почему
Но нужна "технологичность", ракета должна буть достаточно простой и дешевой в производстве и стартовых операциях, чтобы обеспечивать возможность производства до...э... скажем, минимум 7 штук в год
Поэтому Ангара-7, на мой взгляд, "не совсем то"
Но на первых порах сгодится, и вообще - это уже вопрос "следующий"
Раз вы сами опираетесь в своих прикидах на "35-тонку", то остается только признать, что ТМБ (а не МРБ - это я попутал, чёрт, необщепринятую аббревиатуру) ОТНЮДЬ НЕ ЯВЛЯЕТСЯ НЕОБХОДИМЫМ

Нам хватает одной такой "большой ракеты", чтобы обеспечить транспорт необходимых грузов (см. "сценарий ЛОС", вообще-то уже было, но, может быть сегодня воспроизведу еще раз - специально для вас (ну и для себя еще :mrgreen: ) )

Далее, КОГДА объем перевозок возрастет (а это будет при переходе от "чистой ЛОС" (уровень редких высадок, в основном работа с автоматами на поверхности и ДЗЛ), вот тогда будет нужна, на выбор:
- высокая технологичность основной ракеты (возможность штамповать штук по 15 в год)
- "80-тонка"
- ТМБ
Но будет это лет через 10 ЭКСПЛУАТАЦИИ ЛОС
Если ТМБ возможен "быстро и дешево" - то пожалуйста
Если нет, а идет он "вместо 40-тонки", "первым" (а так описывает проект Факир, ибо он опирается на двухпусковую схему запуска лунного Союза), то это вредный бред и то, что я писал выше, а вы так безобразно окарикатурили :mrgreen:  :twisted:  :mrgreen:

Цитировать

ЦитироватьМРБ-то "под пилотов" никак не идет?

Очень даже идёт.
Те МРБ (маломощные) что негодятся "под пилотов" и для грузов неахти.
А 10 МВт-ный МРБ и для грузов лучше и "под пилотов" отлично годится.

ТМБ, как я понял, "по Факиру" - с реактором
Знаит, что то, что он не годится для людей я уже писал выше, а Факир, промежду прочим, соглашался
Соглашайтесь и вы :wink:  :mrgreen: , зачем нам "что угодно", если у нас есть "40-тонка" и Союз на ней

Впрочем, если вы имеете именно свой "подсолнечник", в плане потенциальной возможности перевозки людей на нем, и если вы не настаиваете, что его надо строить РАНЬШЕ "40-тонки", то пусть
Я не возражаю :mrgreen:

Фуухх ... кажется я понял в чём закавыка

ЦитироватьДалее, КОГДА объем перевозок возрастет (а это будет при переходе от "чистой ЛОС" (уровень редких высадок, в основном работа с автоматами на поверхности и ДЗЛ), вот тогда будет нужна, на выбор:
- высокая технологичность основной ракеты (возможность штамповать штук по 15 в год)
- "80-тонка"
- ТМБ
Но будет это лет через 10 ЭКСПЛУАТАЦИИ ЛОС

Зомби, дело в том что мы какраз такую систему и обсуждаем,
которая ПОСЛЕ строительства ЛОС.  8)

ЦитироватьФуухх ... кажется я понял в чём закавыка

"Вот и славно" (С) Стравинский, из "Мастера и Маргариты" :mrgreen:

ЦитироватьЗомби, дело в том что мы какраз такую систему и обсуждаем,
которая ПОСЛЕ строительства ЛОС.  8)

Скажите только это Факиру :wink:

Масса ЛОС, ИМХО, тонн 30.
Максимум 40.

35 тонную ЛОС можно вывести и доставить на ЛЛО 4-мя А-5В.

---------------------------------------------------

ЦитироватьЕсли ТМБ возможен "быстро и дешево" - то пожалуйста
Если нет, а идет он "вместо 40-тонки", "первым" (а так описывает проект Факир, ибо он опирается на двухпусковую схему запуска лунного Союза), то это вредный бред и то, что я писал выше, а вы так безобразно окарикатурили :mrgreen:  :twisted:  :mrgreen:

ИМХО ТМБ выльется примерно в теже деньги и примерно в теже сроки что 40 тоннка.

Но при этом 40 тоннка лиш на 14% грузоподьёмней А-5В и значит из-за эффекта оптимизации её эфективность будет больше эффективности А-5В на жалкие 3-5%.
Создавать из-за этих мизерных 3-5% целую новую нехиленькую РН - верх расточительства!

А вот ТМБ !!
Он увеличивает эффективность (в Лунных и ГСОшных задачах) всех уже сушествующих РН в ~2-3 раза!!!!!!!
Это вам не 5% !

Вот и получается что тратить средства и время на 40 тоннку отрывая их от ТМБ - какраз и есть вредный бред.

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьМРБ-то "под пилотов" никак не идет?

Очень даже идёт.
Те МРБ (маломощные) что негодятся "под пилотов" и для грузов неахти.
А 10 МВт-ный МРБ и для грузов лучше и "под пилотов" отлично годится.

ТМБ, как я понял, "по Факиру" - с реактором
Знаит, что то, что он не годится для людей я уже писал выше, а Факир, промежду прочим, соглашался
Соглашайтесь и вы :wink:  :mrgreen: , зачем нам "что угодно", если у нас есть "40-тонка" и Союз на ней

Впрочем, если вы имеете именно свой "подсолнечник", в плане потенциальной возможности перевозки людей на нем, и если вы не настаиваете, что его надо строить РАНЬШЕ "40-тонки", то пусть
Я не возражаю :mrgreen:

Во-первых предложенный Факиром ТМБ негодится для людей вовсе не потому что в нем реактор.
А потому что при 400 киловатной мощности он будет лететь к Луне месяцев 4-5 - это с людми (с грузом все 7 месяцев).
Закавыка в том что лететь долго, реактор тут не причём.

Я подсчитал что 10 МВтный буксир будет лететь с грузом 2-3 месяца (по экономной траектории)
а с людьми он может долететь дней за 6-7 (по быстрой траектории).

Цитироватьдело в том что мы какраз такую систему и обсуждаем, которая ПОСЛЕ строительства ЛОС.  8)

Хехе. А Вы уверены, что лет через 10 (самый оптимистичнейший срок развертывания ЛОС) не появятся новые сущности?
Скажем, пойдет развертывание космического вооружения и использование долгохранимых топлив с ISp под 400 с станет нормой?

Или в связи все с той же милитаризацией так и так придется форсированно создавать 40-тонник? Или даже 100-тонник?

Или реакторы для разных-всяких спутников РЛР будут летать стаями?

О чем говорить-то - сейчас?

Я вот дальше первых шагов, к примеру, стараюсь не заглядывать. Бо ненадежно все это.

Bell

ЦитироватьЧудная картина, которую вы нарисовали заметно меркнет, если вспомнить недостатки криогеники.

Да, конечно. Трудности, создаваемые криогеникой - это серьёзно. Поэтому нужно сравнивать, что перевесит. Я, к сожалению, сейчас не располагаю достаточными данными по криогенике, чтобы привести полноценное сравнение. Поэтому все приведенные оценки - лишь отправная точка.

Цитировать1) Проблемы с доставкой и хранением
Водород придется везти "быстрым" и относительно дорогим транспортом.

Надеюсь, что его можно возить и малой тягой - если применить криогенные установки на борту буксира. В принципе это реально, разработано же, например, оборудование для охлаждения сверхпроводящих космических систем до 35 К. Масса... шут его знает. Будет зависеть от тепловой мощности, которую необходимо откачивать - то есть, в первую очередь, от баков.

Кстати, обратите внимание: на водороде свет клином не сошёлся. В крайнем случае, можно и метан использовать - тоже криогеника, хоть и более "мягкая", а выигрыш по сравнению с керосином ощутимый. Проблемы же долговременного хранения метана, очевидно, разрешимы - недаром американцы собираются на нём взлетать с Луны.

Цитировать2) Заметно бОльшая относительная масса лэндера
Баки для водорода должны быть больше по объему + теплозащита, так что бОльший вес обеспечен. Его нетрудно посчитать.

Если дадите вводные - буду очень признателен :)

Цитировать3) Технологические проблемы работы с водородом
В частности, я с большим трудом представляю себе заправку многоразового лэндера на LLO. Согласитесь - это чрезвычайно сложная операция для такого места.

Здесь  - не берусь судить. Хотя и подозреваю (но не настаиваю), что подобные проблемы преодолимы. Можно, например, вспомнить водородный Ту-155. Да и заправлять, в принципе, не обязательно - можно, например, пристыковывать к лэндеру баки целиком.

ЦитироватьЕсли же расчитывать на "лунный" водород, то все это дело уже будет проходить по ведомству футурологии, мягко говоря.

Нет, изначально я на лунный водород не закладывался бы. Хотя... если у полюса всё-таки обнаружат лёд...
С другой стороны - если запустить по Луне один комбайн, рассчитанный на добычу всего 5 кг гелия-3 в год (или даже парочку комбайнов той же суммарной производительности), то за год он соберёт свыше 40 тонн водорода. Так что если летаем "умеренно" - может и хватить...

Sevlagor

ЦитироватьПроблемы хранения водорода в космосе очень сильно преувеличины.

Будем надеяться :)

ЦитироватьТеплопередача по трубопроводам и крепежу баков.
....
Теплопроводность алюминевого сплава АМг2 при 10 К - 0.12 Вт/(см*К)

В принципе, раз основная часть тепла пойдёт через конструкции - не грех сделать в них разрезы с теплоизолирующими вставками; в течение перелёта с малой тягой серьёзных нагрузок на них не будет, а на время выведения и т.п. их можно "обходить" раскрывающимися металлическими "накладками".

ЦитироватьИтого для водородного лендера нужна криосистема в несколько сот ватт потребляемой мощности.

Возможно, что будут еще проблемы с "распределением холода" по баку. Холодильник - грубо говоря, точечный, а бак - протяжённый. И приток тепла равномерный по баку. Невесомость - конвекции нет, а теплопроводность у ЖВ не очень-то. Придётся ставить мешалки, наверное... Что тоже влечёт за собою некоторые осложнения - будем надеяться, разрешимые.

Зомби. Просто Зомби

ЦитироватьЭта ракета - РЕШАЕТ ВСЁ
Она "делает" всю Лунную программу (ну, хотя бы, весь ее ЛОС-этап) - "на раз"

100-тонный "Сатурн-5" решал всё, и делал всю лунную программу. Чем кончилось, напомнить? Или сами знаете?
100-тонная "Энергия" тоже решала всё. Чем кончилось... ну, не будем о грустном.
Собственно, основное требование к лунной программе (и, соответственно, к транспортной системе) должно быть таким:
она должна быть не только умеренно дорогой, но, главное, удельная стоимость должна снижаться по мере развития проекта.

ЦитироватьПарных пусков - со сборкой на ЛЕО потребуется даже меньше, так как лэндеры можно исключить, их можно запускать пустыми (незаправленными) прямо к ЛОС, потом отдельно заправлять, сборка "паровозика" на ЛЕО не требуется

Вы предпочитаете экономить на стыковках. Я предпочёл бы на массе.
В конце концов, в наше время стыковка - достаточно обыденное действо, и не стоит шарахаться от лишей стыковки, если она позволит выиграть в массе. Масса важнее.
Тем более что в случае, если вы отправляете к Луне незаправленные лэндеры (кстати, тоже отдельно, а не вместе с пилотируемым кораблём), а потом их заправляете у Луны - один хрен возня со стыковками никуда не исчезает. Зато при этом не экономите массу за счёт доставки лэндера и топлива для него малой тягой.

ЦитироватьErgo будет такое: вполне возможна реалистическая программа освоения Луны, включающая, в частности, и "гелиевую перспективу", вполне разумная по экономике,

Даже если она окажется "вполне разумной" по экономике (в чём я несколько сомневаюсь, но могу и ошибаться) - то если можно сделать дешевле и лучше, то надо делать дешевле и лучше. Хотелось бы снизить стоимость лунной программы по сравнению с американской в несколько раз, в идеале - на порядок и выше.

 

ЦитироватьИ посадка в таких жжжжжжжжутких условиях, если и возможна - то на минилэндере тож

Во-первых, что за жуть вы там нашли? Во-вторых, не обязательно на мини-лэндере (хотя и желательно). Лэндер летит к Луне отдельно.

ЦитироватьИ какое "оборудование" смогут захватить с собой отважные, отважные, отважные космонавты, кроме флага?

А в том и смысл. Им с собой практически ничего везти не надо - ну разве что зубные щётки и сменные носки :D
Пилотируемый лэндер возит только людей. Внизу их уже ждёт HAB, лунный трактор и всё необходимое.

ЦитироватьЗомби. Просто Зомби

ЦитироватьЭта ракета - РЕШАЕТ ВСЁ
Она "делает" всю Лунную программу (ну, хотя бы, весь ее ЛОС-этап) - "на раз"

100-тонный "Сатурн-5" решал всё, и делал всю лунную программу. Чем кончилось, напомнить? Или сами знаете?
100-тонная "Энергия" тоже решала всё. Чем кончилось... ну, не будем о грустном.
Собственно, основное требование к лунной программе (и, соответственно, к транспортной системе) должно быть таким:
она должна быть не только умеренно дорогой, но, главное, удельная стоимость должна снижаться по мере развития проекта.

Мда....
Очень не советую надеяться, что политики не зарубят проект только по причине "дешевизны". Таких случаев не припоминаю :)
Нужна будет отдача (в основном Вау-фактор - для электората). То есть по нарастающей, а не как Аполло-надцать. Также, ОБЯЗАТЕЛЬНО, отсутсвие жертв. Минимизация всего и вся - прямой путь угробить космонавтов.

Я когда постил порылся в справочнике на предмет теплопроводности материалов при температуре ЖВ.

Почти все сплавы - чем ниже температура тем ниже теплопроводность. При температуре ЖВ она становиться очень низкой.

Более низкая теплопроводность чем у этого АМг2 всего у десятка примерно материалов и разница невелика 10-20% - делать тонкую прокладку нет смысла.

У большинства диэлектриков у которых при обычных температурах теплопроводность невысокая при ЖВ она оказывается 10-40 раз выше чем у АМг2

Т.е. этот сплав при температуре ЖВ один из лучших теплоизоляторов.

У чистых веществ/металлов при темпер.ЖВ теплопроводность либо очень сильно падает либо очень сильно растёт.

Рекордно низкая теплопр. у Неодима - 0,021; у Графита - 0,012 (паралельно какойто там оси, а перпендик. наоборот высокая)
Марганец - 0,016

Нашёл парочку хромо-никелевых сталей с теплопров. 0,017-0,015 работающих при криогенных температурах.
Вот они действительно хороши

Пористые теплоизоляторы непригодны для изготовления стенок трубопроводов - труба-то под давлением. Да и для силовых элементов.

У чистого алюминия огромная теплопроводность 235 Вт/(см*К) - это насчёт выравнивания температуры. У меди - 240 но она тяжёлая.

Sevlagor

ЦитироватьПочти все сплавы - чем ниже температура тем ниже теплопроводность. При температуре ЖВ она становиться очень низкой.

Это-то понятно :)
Но ведь не вся металлоконструкция целиком у нас при температуре ЖВ. На тёплом конце и теплопроводность лучше, и тепло с него прёт к холодному, стараясь его сделать менее холодным - с вытекающими последствиями.

ЦитироватьБолее низкая теплопроводность чем у этого АМг2 всего у десятка примерно материалов и разница невелика 10-20%

А что за материалы рассматривались?

Цитировать- делать тонкую прокладку нет смысла.

А кто сказал, что обязательно тонкую? Вставка может быть и длинной. Пока есть нагрузка - одна часть металлоконструкции держит другую захватами, как стартовый стол - ракету. При выходе на стац. режим захваты раскрываются, суммарная теплопродность падает.

ЦитироватьТ.е. этот сплав при температуре ЖВ один из лучших теплоизоляторов.

Нам важна теплопроводность не только при температуре ЖВ. Основной приток тепла лезет через конструкции при вполне нормальной температуре. Если там "прикрутить вентиль" - то и на "холодном конце" жить станет легче.

ЦитироватьПористые теплоизоляторы непригодны для изготовления стенок трубопроводов - труба-то под давлением.

А зачем нам изготавливать трубу из теплоизолятора? Достаточно снаружи её изолировать.

Agent

ЦитироватьОчень не советую надеяться, что политики не зарубят проект только по причине "дешевизны". Таких случаев не припоминаю  
Нужна будет отдача (в основном Вау-фактор - для электората). То есть по нарастающей, а не как Аполло-надцать. Также, ОБЯЗАТЕЛЬНО, отсутсвие жертв. Минимизация всего и вся - прямой путь угробить космонавтов.

ИМХО, вы как-то превратно поняли идею.

ЦитироватьМда....
Очень не советую надеяться, что политики не зарубят проект только по причине "дешевизны". Таких случаев не припоминаю :)
Нужна будет отдача (в основном Вау-фактор - для электората). То есть по нарастающей, а не как Аполло-надцать. Также, ОБЯЗАТЕЛЬНО, отсутсвие жертв. Минимизация всего и вся - прямой путь угробить космонавтов.

Тут то как раз главный голос у экономистов.
Да и таже политика тут играет не на пиаре, а в том смысле что ... эээ ... "энергетическая безопасность" и всё такое.

Зомби. Просто Зомби

ЦитироватьПочему приемлема двухпусковая схема?
...
А таких модулей - единицы, пальцев одной руки много

А лучше, чтобы пилотируемых экспедиций на первых порах были единицы - дешевле обойдётся. А чтобы преодолеть правило рычага, и "выигрывая расстояние, не проиграть в силе", они должны быть долговременными, и для них уже должно быть у Луны и на Луне много всякого добра. Что ТМБ может обеспечить.
При большей массовости не грех (да что там не грех, настоятельно необходимо!) как минимум перебрать ПАО "Союза", да и вообще оптимизировать лунный пилотируемый корабль. Скорее, в стиле "Джемини" - только капсула, никакого БО, всё максимально лёгкое.

ЦитироватьЕсли ТМБ возможен "быстро и дешево" - то пожалуйста

Относительно дёшево. В частности, потому, что под его компоненты есть и другие заказчики, как и под ТМБ в целом - на тот же геостационар выводить.
40-тонник вы же вроде как предлагаете делать только под Луну. Если же он востребован и без того - тогда может и другой разговор.

ЦитироватьТМБ, как я понял, "по Факиру" - с реактором

Да.

ЦитироватьЗнаит, что то, что он не годится для людей я уже писал выше, а Факир, промежду прочим, соглашался

Он не годится не потому, что с реактором, а потому, что на малой тяге - лететь долго.

Sevlagor

ЦитироватьЗомби, дело в том что мы какраз такую систему и обсуждаем,
которая ПОСЛЕ строительства ЛОС.

Ну, кто как :)
Мне куда интереснее система, которая в том числе ДЛЯ строительства ЛОС. По крайней мере - часть этой системы (буксир еще на ксеноне, а не на лунном кислороде), лэндеры еще одноразовые.

ЦитироватьЯ подсчитал что 10 МВтный буксир будет лететь с грузом 2-3 месяца (по экономной траектории)
а с людьми он может долететь дней за 6-7 (по быстрой траектории).

Тут тоже есть некоторые вопросы... В первую очередь насчёт 6-7 дней... Хотя хочется - аж зубы сводит  :D
Ну и по оптимальности еще надо подумать. Так ли важна для нас "удельная выработка ресурса"?

serb

ЦитироватьИли реакторы для разных-всяких спутников РЛР будут летать стаями?

Насчёт остального - не знаю, а вот реактор киловатт эдак на сто военные вроде как хотят, и довольно сильно.

А, напишу еще раз, пусть его будет

Примерный Сценарий Первого Этапа Работы Лунной Орбитальной Станции
------------------------------------------------------------------

Серия I-ая, введение

Тестовые полеты автоматических версий лунного Союза
Допустим, пара околоземных, пара с выходом на ЛЛО -- 2 ЛРН (лунный ракет-носитель, кличка "40-тонка")

2 - 3 года / 2 ЛРН

Серия II-ая, начало

Вывод базового блока ЛОС (2 ЛРН), одна короткая экспедиция посещения (двое), "комплексное облетывание техники" или "полный тест", ничего особенного не делаем, устраняем замеченные недостатки, фотки Луны на память

1 год / 3 ЛРН

Серия III, вход в эксплуатационный режим

Запуск "легкого модуля-1" (под 1-ну ЛРН, с ПАО Союза) с аппаратурой ДЗЛ, включая "большой фотоаппарат"
Стыковка его к базовому блоку
Одна экспедиция посещения, короткая (пара недель, двое), один "Тяжелый Прогресс" с запасами СЖО и дополнительным оборудованием ЛОС,
меняем пленку, расставляем/тестируем аппаратуру

Серия IV, вход в эксплуатационный режим

Запуск антирадиационного модуля (под 2 ЛРН),
Стыковка к базовому блоку
Одна экспедиция посещения, короткая (пара недель, двое), возможно, один "Тяжелый Прогресс" с запасами СЖО и дополнительным оборудованием
налаживаем аппаратуру ЛОС, меняем пленку

1 год / 3 или 4 ЛРН

Серия V, эксплуатационный режим-1

Запуск "легкого модуля-2" (под 1-ну ЛРН, с ПАО Союза) с аппаратурой управления "луноходом обзорной разведки"
Стыковка к базовому блоку
Две экспедиция посещения (боле-мене длительные, по месяцу, скажем, двое), один "Тяжелый Прогресс" с запасами СЖО и оборудованием
Один или два "лунохода"

Отработка режимами управления луноходами
Параллельно - контроль аппаратуры ДЗЛ, медико-биология

1 год / 4 ЛРН + 1-2 Протона с Луноходами или иными лунными роботами-манипуляторами

Режим длится несколько лет, зависимо от состояния дел с лунными автоматами,
кроме первого года потребность в "40-тонке" - 3-4 штуки в год
В процессе развития запускаем 1 или 2 спутника-ретранслятора для увеличения длительности периодов управления лунными манипуляторами

Разнообразные лунные автоматы "прибывают и прибывают",
длительность экспедиций увеличивается, экипаж увеличивается до трех человек, число Прогрессов доводится до двух в год, режим работы ЛОС может дойти до непрерывного, аппаратура модуля управления постоянно пополняется, возможно, в процессе подбывает еще один такой

До сего момента потребность в тяжелой ракете не превосходит 3-4 штук в год
Возможно, это посильно для Ангары-7

Серия VI, эксплуатационный режим-2
Может производится на фоне продолжающейся эксплуатации лунных роботов, но тогда потребуются дополнительные ракеты

Сама высадка расписывается, скажем, так:

0а) Выводится и пристыковывается к ЛОС "легких модуль-3", с причалом/причалами для стыковки лэндеров и ресурсами их обслуживания (это - один раз, 1 ЛРН)
0б) Выводится и стыкуется с ЛОС тяжелый (запуск на 2-х тяжелых ракетах) "модуль живучести" или "корабль поддержки десанта" - "типа ТКС" с большим запасом ХС на случай возникновения необходимости "подхвата" возвращающегося модуля с нерасчетной орбиты, да и вообще как "спасательная шлюпка"
Сей акт целесообразно произвести где-нибудь в середине работы по "режиму-I", когда экспедиции становятся длительными и многочисленными, как меру по обеспечению безопасности функционирования ЛОС

Это "ЛОСовский фундамент" десантов, он требует 3 тяжелые ракеты однократно

Циклическая часть "режима-2":

1) Запуск лэндера, коий на ЛЕО выглядит как "40-тонный" комплекс из собственно его и разгонного блока
20-ти условных тонн массы в заправленном состоянии лэндер после отделения РБ на собственных ресурсах осуществляет довыход на трассу полета к Луне, выдачу тормозного импульса и стыковку с ЛОС
Прибывает на ЛОС, естественно, наполовину или даже почти пустым
2) Запуск заправщика с запасом топлива для лэндера (здесь, в принципе, возможны, видимо варианты, в зависимости от "класса" лэндера, "тяжелый" может потребовать даже и нескольких заправщиков, легкий, естественно, расчитан на одного
3) Запуск экипажа лунного десанта

Итого высадка на "легком" лэндере обходится в 3 ЛРН
Так что, если она проводится "на фоне" непрекращающейся работы с лунными роботами-манипуляторами, потребность в ЛРН доходит до 7 штук "в год десанта"

Видимо, это предел интенсивности для работы ЛОС на основе одной только "40-тонки"
Можно, в принципе, как-то экономить, сокращая работу по режиму-I в год десанта и высадки проводить реже одного раза в год, но это непринципиально

-----------------------------------------------------
Конец первого этапа, э... "занавес" (С) Oleg  :wink:  :mrgreen:

=====================================================

PS.
Кстати, при таком подходе (техника доставки на уровне "шага назад") мы можем сосредоточится на совершенствовании собственно "лунных средств" (разные варианты роботов-манипуляторов, лэндеров (вплоть до многоразовых) и экспедиционного оборудования, а не отвлекаться на постоянные доработки "последнего крика технической моды в области средств передвижения", работать "по делу", разрабатывать луну, а не постоянно "доводить транспортное средство")

ЦитироватьА что за материалы рассматривались?

Всё что было в справочнике :)

Цитировать

Цитировать- делать тонкую прокладку нет смысла.

А кто сказал, что обязательно тонкую? Вставка может быть и длинной. Пока есть нагрузка - одна часть металлоконструкции держит другую захватами, как стартовый стол - ракету. При выходе на стац. режим захваты раскрываются, суммарная теплопродность падает.

Ну подвешивать бак через такие механизированные мудрёные конструкции как-то слишком.
Есть же та хромо-никелевая сталь. Подходящие материалы имеются. Можно проще сделать.

ЦитироватьНам важна теплопроводность не только при температуре ЖВ. Основной приток тепла лезет через конструкции при вполне нормальной температуре. Если там "прикрутить вентиль" - то и на "холодном конце" жить станет легче.

Согласен. Есть подходящие материалы и для тех и для других температур.

Цитировать

ЦитироватьПористые теплоизоляторы непригодны для изготовления стенок трубопроводов - труба-то под давлением.

А зачем нам изготавливать трубу из теплоизолятора? Достаточно снаружи её изолировать.

Так имеется ввиду что тепло идёт не с внешней поверхности трубы, сквозь стенку, внутрь трубы.
Не поперёк, не сквозь стенку.

А вдоль стенки, прямо по ней от одного конца трубы к другому. От одного торца к другому.
Но это не проблема материал есть, очень хороший.
Сталь 12Х18Н10Т

ЦитироватьПри большей массовости не грех (да что там не грех, настоятельно необходимо!) как минимум перебрать ПАО "Союза", да и вообще оптимизировать лунный пилотируемый корабль. Скорее, в стиле "Джемини" - только капсула, никакого БО, всё максимально лёгкое.

Кашшшмарррр!
Ну почему... почему... на Союз для Луны против Клипера нападает всяк кому не лень, а это... это... даже слов нет что... сходит с рук... без криков и последствий
Какая кашмарная несправедливость!!!
Ужосс!
 :mrgreen:

Цитировать

ЦитироватьЗомби, дело в том что мы какраз такую систему и обсуждаем,
которая ПОСЛЕ строительства ЛОС.

Ну, кто как :)

(Бегая по комнате из угла в угол, периодически вздымая к небу глаза и лапки, и заламывая их нервически вскрикивая)
Я так и знал!
Вот!
Так я и знал!
 :mrgreen:

ЦитироватьМинимизация всего и вся - прямой путь угробить космонавтов.[/size]

Да!!![/size]

При одном, правда, условии - если кто-то куда-то реально собрался лететь
"Что-то мне подсказывает", что включенные в ФКП "высокоимпульсные средства" ни для какой Луны конкретно не годятся и не предназначены

Как и Факировы фантазии :twisted:  :mrgreen:

Sevlagor

ЦитироватьВсё что было в справочнике

Кажется, теперь понял. Все, что были в справочнике, мало отличались от сплава именно при температуре ЖВ, так?

ЦитироватьНу подвешивать бак через такие механизированные мудрёные конструкции как-то слишком.

Так а что там особо мудрёного? Обычные клещи :)  Если с помощью такой вставки можно существенно уменьшить поток тепла с тёплого конца - лучше это сделать.

ЦитироватьЕсть же та хромо-никелевая сталь. Подходящие материалы имеются. Можно проще сделать.

При нормальных температурах у неё как раз должна быть заметная теплопроводность.

ЦитироватьТак имеется ввиду что тепло идёт не с внешней поверхности трубы, сквозь стенку, внутрь трубы.
Не поперёк, не сквозь стенку.  

А вдоль стенки, прямо по ней от одного конца трубы к другому.

А в таком случае лучше, ИМХО, не заниматься мазохизмом, а не иметь труб от бака с ЖВ, сопряжённых с "тёплой" частью конструкции :)
Если до запуска ЭРД они и были зачем-то нужны (в чём я, кстати, сомневаюсь), то после старта сам бог велел их на несколько месяцев полёта наглухо расстыковать, чтобы тепло через них не лезло.

ЦитироватьНо это не проблема материал есть, очень хороший.
Сталь 12Х18Н10Т

Чем хорош?

Зомби. Просто Зомби

ЦитироватьИтого высадка на "легком" лэндере обходится в 3 ЛРН

Для одной (одной!!!) высадки вам нужно три (три!!!) 40-тонных (40-тонных!!!) носителя!!!
В то время как по схеме с ТМБ, даже без лунного кислорода, достаточно двух 20-тонных "Протонов"!!!

ЦитироватьКстати, при таком подходе (техника доставки на уровне "шага назад")

Вот именно :(
Тут не факт, что одного шага вперёд хватит, как бы сразу два делать не пришлось... А вы - назад...
Ретроград и консерватор, реакционер и гидра контрреволюции, право слово! :mrgreen:  :twisted:  :mrgreen:  :twisted:  :mrgreen:

P.S. "Ну как? Ничего не напоминает?" (с) "Окно в Париж"

Цитировать

ЦитироватьИтого высадка на "легком" лэндере обходится в 3 ЛРН

Для одной (одной!!!) высадки вам нужно три (три!!!) 40-тонных (40-тонных!!!) носителя!!!
В то время как по схеме с ТМБ, даже без лунного кислорода, достаточно двух 20-тонных "Протонов"!!!

Ну конечно
Ловкость рук называется
Только спрятали:
- засылку экипажа (1 40-тонник либо цирк со стыковками)
- сам буксир, плюс его, с реактором, обслуживание
Вдобавок, все оценки взяты "оптимистические"
Еще вдобавок - на этапе "собственно ЛОС" не планируем больше 3-4-х десантов
"Кирюшка! Бросьте трепаться! Что вы, с ума сошли?" (С) Мастер и Маргарита :mrgreen:

Цитировать

ЦитироватьКстати, при таком подходе (техника доставки на уровне "шага назад")

Вот именно :(
Тут не факт, что одного шага вперёд хватит, как бы сразу два делать не пришлось... А вы - назад...

Этот "назад" - исключительно в глазах обывателя
Нам НУЖНО, чтобы был 40-тонник и возможность реализовывать "действия" по вышеуказанному сценарию
А он НЕОБХОДИМ для обеспечения безопасных пилотируемых полетов
А ТМБ - "опция"
Есть деньги/получается и работает - пусть участвует
Нет - нахрен его :P  :twisted:  :mrgreen:

ЦитироватьРетроград и консерватор, реакционер и гидра контрреволюции, право слово! :mrgreen:  :twisted:  :mrgreen:  :twisted:  :mrgreen:

От такого слышу, от такого слышу, иллюзионист, лохотронщик, обманщик трудового народа :twisted:  :mrgreen:  :twisted:  :mrgreen:  :twisted:

ЦитироватьP.S. "Ну как? Ничего не напоминает?" (с) "Окно в Париж"

Ээээээээээ.....?
Салют-7 "как зеркало лунной революции?"
Да, хороший близкий аналог :roll:  :mrgreen:

ЦитироватьДля одной (одной!!!) высадки вам нужно три (три!!!) 40-тонных (40-тонных!!!) носителя!!!

Типовые "Сатурновы" 120 тонн
А что, на ЖРД тока так и может быть, закон природы, а что вы хотите?
Мы миниминизируем число десантов и можем растянуть их по времени, но не можем - ибо "на ЖРД", - как-то изменить их базовые параметры без ущерба по массе, а значит функциональности/безопасности, а она и так строго минимальна

Зомби. Просто Зомби

Цитироватьлибо цирк со стыковками

"Стыковок бояться - на Луну не летать!"  :mrgreen:  :P (с) мой

Цитировать- засылку экипажа (1 40-тонник либо цирк со стыковками)

Пойдём на уступки мелкой буржуазии и примкнувшему к ней кулацкому крестьянству - пусть 40 тонн, 2 "Протона".

Цитировать- сам буксир,

1 "Союз". Может быть, даже меньше - зависит от ресурса буксира :D

Цитироватьплюс его, с реактором, обслуживание

Какое обслуживание? Разве что замена каналов ЭРД. И то не факт, что без неё не обойтись.

Итого - 4 "Протона", 1 "Союз".

ЦитироватьЕще вдобавок - на этапе "собственно ЛОС" не планируем больше 3-4-х десантов

На этапе собственно ЛОС пилотируемые десанты не нужны вообще. То есть абсолютно. Пилотируемая экспедиция должна лететь на уже подготовленную лунную базу.

ЦитироватьКашшшмарррр!
Ну почему... почему... на Союз для Луны против Клипера нападает всяк кому не лень, а это... это... даже слов нет что... сходит с рук... без криков и последствий
Какая кашмарная несправедливость!!!
Ужосс!

Ибо нефиг! :mrgreen:  Если хотим подешевле - корабль для Луны минимальный. При наличии ЛОС, конечно. Ничего, несколько дней можно и в капсуле перебиться. Вон, на "Джемини" Борман с этим... не, не со Мюллером, с другим... ну, неважно, с кем... в общем, две недели летали. И ничего.

Зомби. Просто Зомби

ЦитироватьТиповые "Сатурновы" 120 тонн
А что, на ЖРД тока так и может быть, закон природы, а что вы хотите?

Ну едрёна в кочерыжку!!! Для кого я распинаюсь 15ю страницу кряду?!!! :mrgreen:  :twisted:  :mrgreen:  :twisted:  :mrgreen:
Определённо, чукча не читатель...
 

ЦитироватьМы миниминизируем число десантов и можем растянуть их по времени, но не можем - ибо "на ЖРД", - как-то изменить их базовые параметры без ущерба по массе, а значит функциональности/безопасности, а она и так строго минимальна

Можем!!! И должны!!! О чём, собственно, и речь в этом уже остохреневшем мне топике! :mrgreen:
"Мы не можем ждать милостей от природы, взять их у неё - наша задача!" (с)

Sevlagor

ЦитироватьОбдумываю МРБ с СБ и концентратором солнечн. света.

Может, ИМХО, получиться вполне приличный выигрыш по массе, но в диапазоне, скорее, единиц киловатт.

ЦитироватьВопрос: какие конкретно факторы приводят к деградации СБ.

В первую очередь вроде бы бомбардировка заряженными частицами, особо чувствителен непосредственно p-n переход. Ионизация, рождаются лишние электроны и дырки - не считая смещений атомов вещества.
Оптические свойства стекла тоже вроде могут меняться.
 

ЦитироватьМогут ли эти частицы и излучения проникнуть сквозь обратную сторону тонкоплёночной СБ.

Вряд ли. Впрочем, зависит от толщины СБ, точнее, расстояния до p-n перехода.

ЦитироватьМожно ли защититься от этих частиц и излучений алюминиевой фольгой толщиной 30-40 мкм.

Стекла толщиной 0,05 мм вроде бы является хорошей защитой в радиационных поясах. Что там с фольгой будет - надо думать. По крайней мере, защитить должна заметно, если и не полностью.

ЦитироватьОтражает ли алюминивая фольга эти излучения обратно на СБ.

Однозначно нет.

Вообще устойчивость СБ к радиации зависит от многих параметров. Так, n-p переход устойчивее, чем p-n, арсенид галлия в сотни раз устойчивее кремния. Увеличение сопротивления базы тоже увеличивает радиационную стойкость.
В принципе, концетраторы дают возможность для манёвра: можно, наверное, использовать более устойчивые и навороченные (значит, дорогие) СБ при сохранении той же стоимости за сч. снижения площади, и т.д.

Цитировать

ЦитироватьВсё что было в справочнике

Кажется, теперь понял. Все, что были в справочнике, мало отличались от сплава именно при температуре ЖВ, так?

Угу примерно так. У многих маетериалов теплопроводность уменьшается приблизительно к одному и тому же минимому.
Из алюминиевых сплавов у этого одна из самых низких теплопров-тей из всех не экзотических конструкционных металлов.

Цитировать

ЦитироватьНу подвешивать бак через такие механизированные мудрёные конструкции как-то слишком.

Так а что там особо мудрёного? Обычные клещи :)  Если с помощью такой вставки можно существенно уменьшить поток тепла с тёплого конца - лучше это сделать.

Ага уменьшится, неспорю.
с 5 ватт до 0,1 ватта :)
Но делать из-за этих 4,9 Вт "клещи" вместо элементарной спицы или струны както неразумно. :)

Цитировать

ЦитироватьЕсть же та хромо-никелевая сталь. Подходящие материалы имеются. Можно проще сделать.

При нормальных температурах у неё как раз должна быть заметная теплопроводность.

У неё кстати и при 300 К весьма низкая теплопров. всего 0,15.
Хотя конечно есть всякие материалы типа ZrO2 у которого 0,017 при 400 К.

Но надо учитывать ещё коэф. температурн. расширения.

Цитировать

ЦитироватьНо это не проблема материал есть, очень хороший.
Сталь 12Х18Н10Т

Чем хорош?

При 10 К теплопроводность 0.015 Вт/(см*К) - один из рекордсменов среди металлов и сплавов.
Сохраняет прочность при этой температуре.
При 300 К теплопроводность тоже невысокая (относительно например алюминиевых сплавов) всего 0.15

Упомянутый АМг2 при 10 К имеет теплопр. 0.15 и лучше этой стали только тем что он алюминиевый а она сталь.
Крупные детали делаем из АМг2, а мелкие из этой стали.

Sevlagor

ЦитироватьАга уменьшится, неспорю.
с 5 ватт до 0,1 ватта  
Но делать из-за этих 4,9 Вт "клещи" вместо элементарной спицы или струны както неразумно.

С учётом отсутствия конвекции и не лучшей, прямо скажем, теплопроводности ЖВ, за снижение притока тепла в пятьдесят раз госпремию давать надо! :mrgreen: А не сложностей конструкции бояться - которые, в общем-то, и не сложности вовсе :)

ЦитироватьУ неё кстати и при 300 К весьма низкая теплопров. всего 0,15.

Смотря с чем сравнивать...

ЦитироватьХотя конечно есть всякие материалы типа ZrO2 у которого 0,017 при 400 К.

Так ведь на порядок! Не в нашем положении такими вещами бросаться :D

ЦитироватьНо надо учитывать ещё коэф. температурн. расширения.

А так ли это необходимо? Неравномерно нагреты у нас в основном "линейные" конструкции - то, чем холодный бак крепится к буксиру. Ну и пусть себе расширяются на здоровье как угодно.

2Fakir:

1.
Наш лэндер может иметь до 9-10 тонн сухой массы (незаправленный)
И даже иметь такой только посадочную платформу, под произвольную ПН
Легко
А ваш, с позволения сказать, лэндер, в принципе ничего содержать не может, кроме потенциально высокой аварийности

2.
Fakir> "Итого - 4 "Протона", 1 "Союз"" - это ПЯТЬ стартов против наших ТРЕХ и практически таже ПН
Я уж не говорю о поистине "гениальной" идее летать к Луне на Джемини :(

Мы-то как раз можем реально сэкономить:
- высаживаться может "дежурный экипаж"
- лэндер может быть многоразовым
Так что каждая очередная "миссия" может "по транспорту" сводится к одной заправке

3. Таким образом можно свести МАКСИМАЛЬНУЮ потребность в 40-тонках для ЛОС к 4-5 штукам, то есть, строить систему на одной "Ангаре-7"
А ваш ТМБ с АТОМНЫМ РЕАКТОРОМ, с полугодовым сроком доставки МИЗЕРНОГО груза, ограниченного Протоновским "пусковым горлом" не может считаться не только "оптимальной", но даже и ваще НИКАКОЙ "транспортной системой"
Не говоря уже об элементарной возможности, что он ваще НЕ ПОЛУЧИТСЯ, а только отнимет средства и время
------------------------

Зато на основе ЛОС можно организовать работу на Луне интереснейших автоматов:
- луноход обзорной разведки, с РИТЭГ в качестве источников, со скоростью передвижения до 40 и более км/час в "агрессивном" режиме управления (с ЛОС), оборудованный высококачественными стереокамерами, спектральной аппаратурой, манипулятором-пробоотборником, способный взаимодействовать с возвращаемыми аппаратами
- лунный автоматический "геолог", базирующийся на ЛОС многоразовый лэндер-луноход с продвинутой буровой установкой, способный не только забирать собранные самим образцы, в том числе и колонки с буровой, но и принимать пробы от других луноходов
- экспериментальные "комбайны", способные передать "геологу" баллоны с "продукцией" (кислородом/гелием)

Но для этого ЛОС не может быть "минимальной", "на 10-20 тонн", а должна быть не меньшей, чем в вышеописанной конфигурации и создавать достаточно комфортные условия для работы операторов и приема материала от лунного геолога
===============

Что же касается до предложения "не летать вообще до постройки базы" - то этот БРЕД даже обсуждать не имеет смысла :twisted:  :mrgreen:  :twisted:

Цитироватьсо скоростью передвижения до 40 и более км/час в "агрессивном" режиме управления (с ЛОС)

Зомби, а Вы машину водите? Лично?

Ну, если считать "это" машиной... :roll: ... то да
А что?

Даже при вполне "велосипедной" скорости в 15-20 км за сеанс можно отогнать луноход на километров 50

Неровная местность?
Без травы и кустиков, с достаточно плавными подъёмами/спусками... не вижу препятствий

ЦитироватьНу, если считать "это" машиной... :roll: ... то да
А что?

Да просто я, к примеру, по незнакомой пересеченной местности на сороковнике не решился бы. Тушка, конечно, не пострадает - управление дистанционное - но рисковать минимум несколькими десятками лимонов... Хм...

Если есть желание обследовать несколько районов - наштамповать сотню серийных аппаратов килограмм по 50 (масса брутто, с заправленной посадочной ступенью - 200 кило) и спускать их в интересующие районы. Всего удовольствия - 20 тонн на ОИСЛ. Плюс потеря одного или нескольких аппаратов не критична. Ну и перегонять их можно в автоматическом режиме, только 3D - карту составить.

Ну, в 50 килограммов много не положишь, если речь идет о спектрографе и манипуляторе для отбора проб

Но, в конце концов, это тоже вариант

Хотя, с другой стороны, какой смысл вообще в работе на поверхности?
Изучение геологического строения
То есть, все же, "отбор образцов", желательно с бурением и с транспортом их на Землю
А в каждый угол по возвращаемой ракете не посадишь

А так можно собрать со значительной территории вокруг возвращаемого аппарата

Но все равно - это обследование достаточно поверхностное
Без высадок и глубокого бурения не обойтись

ЦитироватьДа просто я, к примеру, по незнакомой пересеченной местности на сороковнике не решился бы. Тушка, конечно, не пострадает - управление дистанционное - но рисковать минимум несколькими десятками лимонов... Хм...

На Земле - "вздыбливающая эррозия"
Всякие "колеи" в глине и прочие неожиданные ямы, замаскированные лужами и травой :wink:  :mrgreen:
На Луне эррозия "сглаживающая"
Ям много, но они "градиентные", "плавные"

Ну хорошо, пусть 40 км - "технический верхний предел", а по факту пусть 20, вполне достаточно, и совсем не Луноход-1

"Наше дело - дохлое" (С) Зомби
(Где-то услышал, а потом присвоил :mrgreen: )

Ну и по стоимости

Керосиновая Ангара согласно обещанному должна быть даже дешевле Протона
Хорошо, пусть А-7 "несколько дороже", все равно, сейчас идет, по-моему штук 8 Протонов в год - против потребных ПО МАКСИМУМУ 5-ти А-7 для ЛОС

"Базовая" техника - КК Союз, Прогресс, блоки ЛОС, пусть и в лунной модификации - принципиально тоже, что идет сейчас

Остальное - лэндеры (думается, подешевле блока ОС, к тому же - достаточно редко) и лунные автоматы-манипуляторы, не шибко интеллектуальные, так как настроены на интерактивное управление

Всё вполне сопоставимо с существующим положением, расходы - в тех же порядках

Зомби,
я считаю, Вы должны извиниться перед Fakir'ом

Зомби,
Таблица сравнения ЛТС с использованием ядерного МРБ (Факировская ЛТС) и без него (Ваша ЛТС):

РН ................ПГ РН на ЛЕО ....... ПГ на ЛЛО без ЯдМРБ ....... ПГ на ЛЛО с ЯдМРБ
Протон .............. 20,5 т .................... 6 400 кг ...................... 13 000 кг ..................... (132 дня лёту)
Ангара-5 ........... 24 т ....................... 7 600 кг ...................... 15 680 кг  ..................... (150 дней)
Ангара-5В ......... 35 т ..................... 11 300 кг ...................... 24 100 кг ..................... (207 дней)
РН-40 тонн ......... 40 т ................... 13 000 кг ...................... деньги выделенные Факиру на ЯдМРБ украл Зомби для РН-40
2 шт Протон ....... 41 т ................... 13 300 кг ...................... 28 700 кг (239 дней)
2 шт Ангара-5 .... 48 т ................... 15 200 кг ...................... 34 000 кг  :shock:  .................. (275 дней)
2 шт Ангара-5В .. 70 т ................... 22 600 кг ...................... а нафига козе баян?
2 шт РН-40 ......... 80 т ................... 26 000 кг ...................... денег на ЯдМРБ нету :( - Зомби растратил

Таблица неверна.
Буксир не имеет права спускаться ниже 800км с работающим реактором.
Заодно, что можно спустить на поверхность. Некоторые куски (навроде жилого модуля и ректора) будут цельными и тяжелее 10т

Цитироватьpkl

ЦитироватьСтарт с Земли. Носитель нам понадобится мощный. Сначала я тоже надеялся обойтись Протонами, Зенитами и т.п. Потом, /под влиянием Зомби/ думал, что РН будет выносить на орбиту 40-70 т. Но, сейчас думаю надо дерать ракету на тонн эдак на 100.

Если приглядеться - можно обойтись даже "Протоном" на 20-22 тонны, не говоря об "Ангаре" на 30-35.
По крайней мере, на начальном этапе не стоит заморачиваться с тяжёлым, даже 40-тонным носителем, а решать более ключевые задачи.

Мммм... не получится: дело даже не в количестве стыковок, а в том, что мы будем доставлять на Луну много тяжёлых негабаритных грузов. Только служебный модуль МКС весит 21 т. А его лунный вариант будет не легче. Мощный реактор, установки по добыче кислорода и металлов и т.д. см. выше будет большим и тяжёлым. Тонн на 40 как минимум. Мощнее ракета - больше возможностей!

Цитироватьpkl

ЦитироватьА ЭРД лучше всего на щелочных металлах. Они доступнее /а где на Луне/Марсе взять ксенон или криптон?/

На щелочных металлах трудно сделать хороший плазменный двигатель с заметной тягой и УИ в 3000 с. Металлы годятся для ионников - но там тяги не те, для дуговых движков - но там УИ не те. Движки в духе СПД - только на газах. В принципе, не обязательно инертных - можно на том же кислороде. Это со всех точек зрения удобнее - не нужно создавать на Луне две добывающие системы вместо одной и т.д.

Ну, я не против. Только есть одна проблема: кислород - один из самых сильных окислителей. Уступает только фтору, да своему изомеру озону. Из какого металла делать те элементы ЭРД, которые будут непосредственно соприкасаться с потоком раскалённого кислорода? Или удастся обойтись плёнкой какого-нибудь оксида? Или магнитной рубашкой? А вообще, перспектива заманчивая и для ЯРД, и для ЭРД. Если удастся побороть окисление. А с металлами нет, по крайней мере проблемы длительного хранения.

Цитироватьpkl

Цитироватьпридётся выносить на отдельной ферме по дальше от буксира. Получается длинное такое коромысло, на одном консце которого - реактор, на другом - ЭРД. Груз - в центре.

Нет смысла удалять ЭРД от реактора. На него радиация практически не влияет.

Смысл есть. Я имел в виду схему с ЭРД не щелочных металлах. В процессе работы в ряде случаев возможно осаждение металла на холодных частях КА. Так что ЭРД /в данной конкретной схеме/ лучше держать подальше от всего остального. А то ещё замкнёт. Да и осаждение рабочего тела будет приводить к потере импульса.

Цитироватьpkl

ЦитироватьТеперь по лэндеру. Я - за несимметричный диметилгидразин и четырёхокись азота.

Только на самых первых этапах - пара первых посадок. В устоявшейся транспортной системе - только кислород-водородники.

... если только научимся долго хранить сжиженные кислород и водород и если действительно найдём на Луне запасы льда. В противном случае овчинка выделки не стоит - намучаемся с криогеникой. Вообще, я считаю, и топливо, и рабочее тело следует выбирать по следующим критериям:
1. Доступность.
2. Удобство хранения и использования.
3. Тяга.
4. Удельный импульс.
А если же подходить только с 3 и 4 критериями идеальным топливом было бы антивещество. :)

ЦитироватьАнгара-5В ......... 35 т ..................... 11 300 кг ...................... 24 100 кг ..................... (207 дней)
РН-40 тонн ......... 40 т ................... 13 000 кг ...................... деньги выделенные Факиру на ЯдМРБ украл Зомби для РН-40

Sevlagor, я не понимаю, что вам непонятно?
НА АНГАРУ-5В В РОЛИ "40-тонки" Я СОГЛАСЕН - Серб же уже вам объяснял и я тоже, что "40-тонка" условное название для ракеты определенного КЛАССА, от 33 до "порядка 40" тонн
Я не понимаю, зачем к этой Ангаре, которую вы легко ВКЛЮЧАЕТЕ в свою транспортную систему, еще и ЯдМРБ

Цитировать...денег на ЯдМРБ нету :( - Зомби растратил

Неправда!
Это на "Луноходы" не осталось - Fakir увёл, на "игры с мирным атомом"! :mrgreen:

Цитировать

ЦитироватьЕсли приглядеться - можно обойтись даже "Протоном" на 20-22 тонны, не говоря об "Ангаре" на 30-35.

- ...Ангарой "на 35[/size] тонн" обойтись можно, при этом без всякого "буксира"... -

Цитировать

ЦитироватьПо крайней мере, на начальном этапе не стоит заморачиваться с тяжёлым, даже 40-тонным носителем, а решать более ключевые задачи.

Мммм... не получится: дело даже не в количестве стыковок, а в том, что мы будем доставлять на Луну много тяжёлых негабаритных грузов. Только служебный модуль МКС весит 21 т. А его лунный вариант будет не легче. Мощный реактор, установки по добыче кислорода и металлов и т.д. см. выше будет большим и тяжёлым. Тонн на 40 как минимум. Мощнее ракета - больше возможностей!

Да
В постЛОСовский период, когда начнётся серъёзная деятельность на поверхности, "грузы пойдут"
В 20 тонн на ЛЕО элементарно можно будет не вписаться

ЦитироватьТаблица неверна.
Буксир не имеет права спускаться ниже 800км с работающим реактором.

Ок. РН выводит уменьшеный ПГ на 800 километровую орбиту.
ПГ уменьшится на ~8%.

ЯдМРБ с 800 километровой орбиты заметно легче лететь на ЛЛО.

Тогда имеем
Таблица сравнения ЛТС с использованием ядерного МРБ (Факировская ЛТС) и без него (ЛТС Зомби):

........................................................ ЛТС Зомби ........................ ЛТС Факира
РН ................ПГ РН на ЛЕО ....... ПГ на ЛЛО без ЯдМРБ ....... ПГ на ЛЛО с ЯдМРБ
Союз-2 ................ 8,25 т .................. 2 280 кг ........................ 3 250 кг  ..................... (64 дня)
Ангара-3 ........... 14,5 т .................... 4 400 кг ........................ 7 700 кг  ..................... (93 дня)
Протон .............. 20,5 т .................... 6 400 кг ...................... 11 960 кг ..................... (120 дня лёту)
Ангара-5 ........... 24 т ....................... 7 600 кг ...................... 14 450 кг  ..................... (137 дней)
Ангара-5В ......... 35 т ..................... 11 300 кг ...................... 22 300 кг ..................... (188 дней)
РН-40 тонн ......... 40 т ................... 13 000 кг ...................... деньги выделенные на ЯдМРБ ушли на РН-40
2 шт Протон ....... 41 т ................... 13 300 кг ...................... 26 500 кг ...................... (216 дней)
2 шт Ангара-5 .... 48 т ................... 15 200 кг ...................... 31 500 кг  :shock:  .................. (248 дней)
2 шт Ангара-5В .. 70 т ................... 22 600 кг ...................... а нафига козе баян?
2 шт РН-40 ......... 80 т ................... 26 000 кг ...................... денег на ЯдМРБ нету :(

ЦитироватьНА АНГАРУ-5В В РОЛИ "40-тонки" Я СОГЛАСЕН

Агааа!
Это уже совсем другой разговор :D

ЦитироватьЯ не понимаю, зачем к этой Ангаре, которую вы легко ВКЛЮЧАЕТЕ в свою транспортную систему, еще и ЯдМРБ

Чтобы повысить эффективность ВСЕХ уже имеющихся РН в 2-3 раза.

Fakir:
Прикинул Солнечный электро-термический МРБ (СЭТМРБ) на водороде, 800 кВт-ной мощности с СБ и зеркалами-концентраторами.

КПД СБ взял 16.7%, коэф. концентрации в 4 раза.

Площадь СБ 882 м2 - две панели по 10.5м шириной и по 42м длинной.
Площадь зеркал рабочая 2650м2, фактическая 3310 м2, в плане это две квадратных панели размером 42х42 м

На обратном пути МРБ тормозится в атмосфере.
Обратная сторона зеркала закрыта тканевой ТЗП расчитаной на 300-400 С - больше не нужно.

Масса СБ, зеркал и ТЗП с каркасом но без ферм - 600 кг

Сухую массу МРБ взял - 2 т

УИ - 9000 м/с, тяга 144 Н, расход топлива 16 г/с

Результаты расчётов в сравнении с твоим 400 кВт-ным ТЛБ (его сух.массу взял 5 т )
В скобках указано время разгона и торможения в сутках

ХС ЛЕО-ЛЛО 4000 м/с, обратно 900 м/с

РН ........................ ПГ ЛЕО ................ СЭТМРБ-800 ........................ ЯдТЛБ-400
Союз-2 .................. 8 250 кг .............. 4 360 кг (2.5) ..................... 3 250 кг (62)
Ангара-3 ............. 14 500 кг .............. 8 370 кг (4) ........................ 7 700 кг (93)
Протон .................. 20,5 т ............... 12 200 кг (6) ...................... 11 960 кг (120)
Ангара-5 ............... 24 т .................. 14 460 кг (7) ...................... 14 450 кг (137)
Ангара-5В ............. 35 т .................. 21 500 кг (9.5) ................... 22 300 кг (188)
========================================================


ХС ЛЕО-ЛЛО 5000 м/с, обратно 1125 м/с

РН ........................ ПГ ЛЕО ................ СЭТМРБ-800 ........................ ЯдТЛБ-400
Союз-2 .................. 8 250 кг .............. 3 610 кг (3) ....................... 3 250 кг (62)
Ангара-3 ............. 14 500 кг .............. 7 200 кг (5) ....................... 7 700 кг (93)
Протон .................. 20,5 т ............... 10 640 кг (7) ...................... 11 960 кг (120)
Ангара-5 ............... 24 т .................. 12 650 кг (8.) ..................... 14 450 кг (137)
Ангара-5В ............. 35 т .................. 18 960 кг (11.5) ................. 22 300 кг (188)

Цитировать

ЦитироватьЯ не понимаю, зачем к этой Ангаре, которую вы легко ВКЛЮЧАЕТЕ в свою транспортную систему, еще и ЯдМРБ

Чтобы повысить эффективность ВСЕХ уже имеющихся РН в 2-3 раза.

Да ради бога!
Только скажите это Fakir'у :twisted:  :mrgreen:

"40-тонник" (Sevlagor: это УСЛОВНОЕ НАЗВАНИЕ!!!) - необходим,
"буксир" - опционален, без него прожить можно

При переходе от "собственно ЛОСовского периода" к "широкой деятельности на поверхности "40-тонники" на базе Ангары скорее всего не потянут, их надо будет слишком много, а они выглядят достаточно трудоемкими - слишком много "узлов" в них, УРМы там, всякие :roll:

"Традиционное" решение - оптимальный 40-тонник ("по мотивам" Дмитрия Воронцова) с 80-тонной (неоптимальной) "опцией", нетрадиционное - что-то типа "буксира"

Но что-то уже НАДО будет обязательно

А для ЛОС - достаточно "чего-то типа Ангары"
Но лучше было бы, конечно, сразу иметь "оптимальную" ракету
Ну это уж как получится :roll:

Повторяю - я не против "буксира" в принципе (и не раз это уже говорил), но подчеркиваю, что "ракета" первична
Без нее всё это - бред и обман трудящихся

Ок, разобрались :)

to Sevlagor
Вопрос по СЭТМРБ-800.
1. В предыдущем варианте (термическая СДУ) ориентация зеркал на Солнце обеспечивалась довольно просто - их поворотом вокруг оси Z, перпенд. продольной оси Х буксира. При этом точечный фокус зеркал постоянно оставался на камере нагрева рабочего тела.
Сейчас же Вы предлагаете, насколько я понял, разместить на боковых поверхностях буксира (вдоль оси Х) дорожки СБ, и светить на них зеркалами. Причем последние расположены так же, как и в первом варианте термоСДУ. Но тогда Вы не сможете следить за Солнцем. Либо придется поворачивать СБ вместе с зеркалами к Солнцу, либо выносить движки на поворотной отн. (меняющегося) ЦТ буксира ферме. Непонятки. Поясните схему буксира, пж-ста...
2. И потом, надо будет обеспечить недетское охлаждение СБ, а это - развитые радиаторы и СТР.
3. Вряд ли СБ выдержат торможение в атмосфере по температуре, да и по механике.

А не проще ли остаться на старой компоновке, но вместо прямого нагрева водорода для РД поставить в увеличенное пятно фокуса не такой уж экстремальный нагреватель для двигателя Стирлинга или газотурбинного преобразователя, а? 882 кв.м. весьма продвинутых СБ плюс фермы - тоже ведь не пушинка, да и дорого. Причем холодильником этого ЭМП можно разогревать водород до подачи его в камеру дугового нагрева.

Зомби. Просто Зомби

ЦитироватьНаш лэндер может иметь до 9-10 тонн сухой массы (незаправленный)
И даже иметь такой только посадочную платформу, под произвольную ПН

Если нужно будет именно столько, а меньше не получится - пожалуйста. Никаких проблем. Буксир притащит 10 тонн.

ЦитироватьА ваш, с позволения сказать, лэндер, в принципе ничего содержать не может, кроме потенциально высокой аварийности

Основания? :wink:

ЦитироватьЯ уж не говорю о поистине "гениальной" идее летать к Луне на Джемини

А почему бы и нет?

ЦитироватьА ваш ТМБ с АТОМНЫМ РЕАКТОРОМ, с полугодовым сроком доставки МИЗЕРНОГО груза,

Почему мизерного-то? 12 тонн - мизер?
И не всё ли равно, полгода или три дня? У нас что, пожар?

Цитироватьограниченного Протоновским "пусковым горлом"

Если хотите у Луны непременно 20 тонн - решается и это. Даже только с использованием "Протона". При этом "Протон" выводит только ПН, рабочее тело выводится "Союзом". Поскольку 20-тонных кирпичей у Луны нужно совсем немного, то пару раз можно пойти и на лишнюю стыковку.
А может быть, так и вовсе выгоднее окажется.

ЦитироватьЧто же касается до предложения "не летать вообще до постройки базы" - то этот БРЕД даже обсуждать не имеет смысла

Это уж как будет благоугодно :D

ЦитироватьНо для этого ЛОС не может быть "минимальной", "на 10-20 тонн", а должна быть не меньшей, чем в вышеописанной конфигурации и создавать достаточно комфортные условия для работы операторов и приема материала от лунного геолога

Пока не видно доказательств, что для этого 10-20-тонной ЛОС недостаточно, а нужен непременно "Мир" на окололунной орбите. Да еще и с самого начала.

Цитировать"буксир" - опционален, без него прожить можно

Можно. Но дороже.
Без условного 40-тонника тоже можно прожить. И, вероятно, с меньшими потерями.
В чём к нему главная претензия: он полностью идёт в классическом аполлоноподобном русле. Надеяться на удешевление можно разве что за счёт массовости производства - чем не очень-то пахнет. Предлагаемая же схема предполагает удешевление за счёт а) высокго УИ б) многоразовости лэндеров в) лунного кислорода. Удешевляющие факторы могут вводить в бой по отдельности, но решительный выигрыш по сравнению с клонами Apollo дадут только будучи использованными вместе.

Цитировать"Базовая" техника - КК Союз, Прогресс, блоки ЛОС, пусть и в лунной модификации - принципиально тоже, что идет сейчас

Вот это-то и плохо. Очень плохо. Сэкономив на разработке, потом в полной мере огребём на эксплуатации. И - заметьте! - чем дольше будем эксплуатировать, тем больше проиграем!!!
Модули ЛОС еще куда ни шло, проигрыщ, вернее, упущенная выгода - разовый. А вот с транспортной системой получим систематические убытки.

Sevlagor

ЦитироватьЗомби,
я считаю, Вы должны извиниться перед Fakir'ом

Sevlagor, спасибо, но не думаю, что в этом есть необходимость :)
У всех у нас свои тараканы в голове - у кого рыжие, у кого чёрные, а у кого так и вовсе мадагаскарские :mrgreen:  -  так давайте же уповать на здравый смысл, чувство юмора и проч., и проч. у всех высоких договаривающихся сторон :mrgreen:  :mrgreen:  :mrgreen:

А лично я так всем благодарен за поводы посмеяться :mrgreen:  


Agent

ЦитироватьБуксир не имеет права спускаться ниже 800км с работающим реактором.

Не уверен, что это непреодолимый барьер.
Опасен не работающий реактор на низкой орбите, опасно (да и то не очень, если честно) возможное падение отработавшего (т.е. уже "грязного") реактора на Землю.
Ведь 800 км взяты не с потолка, а, надо думать, из требований жизни спутника на орбите не меньше сотни-другой лет. А если у нас всё под контролем - то даже в случае отказа реактора к буксиру можно в принципе прилететь и поднять ему орбиту. Сам по себе же он в принципе не в состоянии свалиться в атмосферу.
А изотопный генератор с плутонием на стартующей ракете куда опаснее отработанного реактора на 400-километровой орбите - однако ничего, запускают.

ЦитироватьЗаодно, что можно спустить на поверхность. Некоторые куски (навроде жилого модуля и ректора) будут цельными и тяжелее 10т

У нас максимум - ПН "Протона".
И, кстати - сколько кусков у нас тяжелее 10 тонн?

pkl

ЦитироватьМммм... не получится: дело даже не в количестве стыковок, а в том, что мы будем доставлять на Луну много тяжёлых негабаритных грузов. Только служебный модуль МКС весит 21 т. А его лунный вариант будет не легче.

Надо будет - будет легче :D
Салюты весили порядка 18 тонн. А техника с тех пор продвинулась.
Надо будет - модули сделаем композитными, надувной HAB запустим, и еще на чём-нибудь по тонне-другой сэкономим.

ЦитироватьМощный реактор, установки по добыче кислорода и металлов и т.д. см. выше будет большим и тяжёлым. Тонн на 40 как минимум.

Реакторщики обещают вписать несколько МВт электричества в 18 тонг. Установка по добыче кислорода - отдельно. Металлы добывать вообще нет особого смысла - разве что для ЭРД, но тут уж лучше поморочиться с кислородом, чем создавать две добывающие системы вместо одной.

ЦитироватьМощнее ракета - больше возможностей!

Невольно вспоминается одно из присловий моего покойного деда: "Не умеешь работать головой - работай руками!" :)
Ну и сакраментальное "Размер не главное" :mrgreen:

ЦитироватьТолько есть одна проблема: кислород - один из самых сильных окислителей. Уступает только фтору, да своему изомеру озону. Из какого металла делать те элементы ЭРД, которые будут непосредственно соприкасаться с потоком раскалённого кислорода?

В СПД металлические поверхности практически не контактируют с рабочим телом (канал - керамический), а температуры не так уж велики.
Канал -керамический. Анод, через который производится напуск, тоже можно покрыть чем-то защитным. Катод-компенсатор... а в него можно и что-то нейтральное подавать - хоть азот, хоть тот же ксенон, расход-то маленький.

ЦитироватьИли удастся обойтись плёнкой какого-нибудь оксида? Или магнитной рубашкой?

Магнитная не поможет. Насчёт пленки оксида - не знаю. Вполне возможно. В этом - слаб.

Недостатки у кислородного ЭРД, конечно, есть - больше цена иона (16 эВ у О2 против 12 у ксенона), больше ток при той же тяге и т.д. Но всё это в принципе разрешимо.

Sevlagor

ЦитироватьПрикинул Солнечный электро-термический МРБ (СЭТМРБ) на водороде,

Это хорошо :)

Цитировать800 кВт-ной мощности

Только зачем сразу так много?! :)  

ЦитироватьКПД СБ взял 16.7%,

Это средний КПД, или что-то особое?

Цитироватькоэф. концентрации в 4 раза.
Площадь СБ 882 м2 - две панели по 10.5м шириной и по 42м длинной.
Площадь зеркал рабочая 2650м2, фактическая 3310 м2, в плане это две квадратных панели размером 42х42 м

Что-то не могу себе представить, как это всё должно выглядеть...
А вообще размеры пугающие...

ЦитироватьНа обратном пути МРБ тормозится в атмосфере.
Обратная сторона зеркала закрыта тканевой ТЗП расчитаной на 300-400 С - больше не нужно.

Торможение в атмосфере - это, конечно, хорошо. Это некоторое преимущество, при прочих даже не совсем равных, с реактором так сложновато поступить.
Но есть еще некоторые подозрения... Температура торможения не выше 400 С - допустим. Но зеркало будет испытывать механические нагрузки, а за зеркалом пойдёт скачок уплотнения. Он там не покорёжит чего? Конструкция-то нежная.

ЦитироватьМасса СБ, зеркал и ТЗП с каркасом но без ферм - 600 кг

ИМХО, это очень мало. Я бы сказал - подозрительно мало.
Не так давно интересовался (с умыслом) массой СБ - мне сказали, что на 1 кВт приходится примерно 40 кг. Это и непосредственно СБ, и электрика преобразования напряжения, и аккумуляторы для теневой части витка.
Конечно, можно сказать, что аккумуляторы в данном случае не нужны. Но повышающие трансформаторы - куда без них? Тоже будут что-то весить на 800-то кВт. И сдаётся мне, что одно это "что-то" составит больше 600 кг.

Цитироватьно без ферм

А ферма-то у тебя длинннннющая - аж 40 метров. Значит, при торможении об атмосферу будут очень приличные изламывающие нагрузки. Значит, и масса вверх полезет...

ЦитироватьВ скобках указано время разгона и торможения в сутках

Я так понимаю, что время разгона ты считал, просто деля ХС на ускорение? Если так - то результат неверен.
Ведь ХС=4 км/с - "гоманновская" ("цандеровская", если соблюдать историческую справедливость :) ), то есть ускорение должно происходить в перигее, или вблизи него, если импульс выдается в течение некоторого времени. А прохождение вблизи перигея - это небольшая доля времени полного витка.
Т.е. даже если и удастя получить ожидаемое ускорение - перелёт всё равно займёт не менее месяца.

P.S. А вообще я бы предложил обсуждение солнечных энергоустановок и движков перенести в отдельный топик, а здесь использовать только результаты - буде таковые появятся.

P.P.S. Сейчас пришёл в голову еще один относительно весомый недостаток СДУ до сравнению с ЭРД-ЯЭУ для лунной транспортной системы - невозможность использовать в качестве рабочего тела лунный кислород; УИ упадет неприемлимо.

Не нравиться мне этот экстрим.
Во первых Союз. Нужен ресурс на дней 9-10 с экипажем + скоко там пустым на ЛЛО. Имхо, нереально для троих. Нужна ЛОС с запасами и энергетикой.
Далее лендер (и как минимум 2). Сам он тоже долго не выживет. Опять ЛОС.
Ну и база.
Иначе при малейшем сбое, срыве графика и тд получим срыв экспедиции в лучшем случае.
То есть к этой схеме предварительно нужно развернуть ЛОС с жилым модулем, баками, СБ, радиаторами и кучей стыковочных узлов (лендеры, танкеры, грузовики с барахлом, Союзы). Это потянет как минимум на российский сегмент МКС (в финальном виде, а не теперишний)
Далее сама база на Луне. Тож не меньше.
И ТОЛЬКО после таких автоматически собранных ОС и базы, заполненных ресурсами на год (ну и научное оборудование там всякое) можно запускать людей. Эдак лет через 20 в оптимальном случае. Мда... чего я не хочу видеть через 20 лет (да и через 10), так это все того же Союза да Протона.

Для СЭТМРБ и для Тяжёлого лунного атомного буксира 10 МВт (ТЛАБ-10) - ХС ЛЕО-ЛЛО 5000 м/с;
обратно - для СЭТМРБ 900 м/с, для ТЛАБ-10 4700 м/с
Для Малого лунного атомного буксира 400 кВт (МЛАБ-400) ХС туда и обратно 8000 м/с

РН ........................ ПГ ЛЕО ................ СЭТМРБ-800 ........................ МЛАБ-400 .................... ТЛАБ-10
.......................................................... ХС=5000+900 .................. ХС=8000+8000 .......... ХС=5000+4700
Союз-2 .................. 8 250 кг .............. 3 610 кг (3) ..................... 3 620 кг (69) ................. 500 кг (3.8 )
Ангара-3 ............. 14 500 кг .............. 7 260 кг (5) ..................... 8 400 кг (101) .............. 5 800 кг (4.7)
Протон .................. 20,5 т ............... 10 640 кг (7) .................... 13 000 кг (132) ........... 10 890 кг (5.5)
Ангара-5 ............... 24 т .................. 12 650 кг (8.) ................... 15 680 кг (151) ........... 13 850 кг (6.0)
Ангара-5В ............. 35 т .................. 18 960 кг (12) .................. 24 100 кг (208) ........... 23 160 кг (7.5)
2х Протона ........... 41 т .................. 22 460 кг (14) .................. 28 700 кг (239) ........... 28 160 кг (8.3)
2х Ангара-5 .......... 48 т .................. 26 470 кг (16) .................. 34 000 кг (275) ........... 34 170 кг (9.3)

Для МЛАБ-400 туда и обратно ХС "спиральная" по 8000 м/с.

Для СЭТМРБ-800 ХС
туда у Земли и у Луны - "полу-цандеровская" - 3875+1125=5000 м/с,
обратно у Луны - "цандеровская" - 900 м/с,
у Земли торможение атмосферой.

Для ТЛАБ-10 ХС
туда у Земли и у Луны - "полу-цандеровская" - 3875+1125=5000 м/с,
обратно у Луны - "цандеровская" - 900 м/с,
у Земли - "полу-цандеровская" - 3800 м/с

В скобках указано время (в сутках) работы двигателя при перелёте ЛЕО->ЛЛО.
Т.к. у СЭТМРБ-800 и ТЛАБ-10 разгон "полу-цандеровский" и бОльшую часть витка двигатель не работает
- реальное время разгона/торможения в несколько раз больше указанного,
плюс время на сам перелёт 2.5-3 дня.

Fakir,
А можно сделать ЭРД работающий на предварительно нагретом до 2000-3000 К газе или паре?

У ЭРД удельная электрич. мощность ~25 500 Вт/Н.
Если предварительно потратить тепловые ~5 кВт на нагрев и после этого добавить ~20 электрических киловатт
то получится экономия и на электричестве и на массе радиатора.

Такое возможно?

ЦитироватьFakir,
А можно сделать ЭРД работающий на предварительно нагретом до 2000-3000 К газе или паре?

У ЭРД удельная электрич. мощность ~25 500 Вт/Н.
Если предварительно потратить тепловые ~5 кВт на нагрев и после этого добавить ~20 электрических киловатт
то получится экономия и на электричестве и на массе радиатора.

Такое возможно?

Для любого ЭРД нельзя рассматривать одну характеристику без других так во взятом ради примера Fakirом СПД, 25 500 Вт/Н соответсвует ~ удельному импульсу 3000 секунд. И для СПД будет очень плохо если через него пропускать что-нибудь с температурой 2000-3000 К.  :)
На горячем газе можно сделать довольно неплохой ЭРД (электротермический) и удельная электрическая мощность будет значительно меньше~ 10000  Вт/Н (ориентировочно) вот только удельного импульса в 3000 секунд достичь не удастся, будет ориентировочно около 1000 секунд.

ЦитироватьSevlagor

ЦитироватьЗомби,
я считаю, Вы должны извиниться перед Fakir'ом

Sevlagor, спасибо, но не думаю, что в этом есть необходимость :)
У всех у нас свои тараканы в голове - у кого рыжие, у кого чёрные, а у кого так и вовсе мадагаскарские :mrgreen:  -  так давайте же уповать на здравый смысл, чувство юмора и проч., и проч. у всех высоких договаривающихся сторон :mrgreen:  :mrgreen:  :mrgreen:

А лично я так всем благодарен за поводы посмеяться :mrgreen:  

Собственно, я так ситуацию и воспринимал
А если "со стороны" это выглядело "драматически", так еще лучше :wink:  :mrgreen:

ЦитироватьА лично я так всем благодарен за поводы посмеяться :mrgreen:  

ЦитироватьНе нравиться мне этот экстрим.
Во первых Союз. Нужен ресурс на дней 9-10 с экипажем + скоко там пустым на ЛЛО. Имхо, нереально для троих. Нужна ЛОС с запасами и энергетикой.
Далее лендер (и как минимум 2). Сам он тоже долго не выживет. Опять ЛОС.
Ну и база.
Иначе при малейшем сбое, срыве графика и тд получим срыв экспедиции в лучшем случае.
То есть к этой схеме предварительно нужно развернуть ЛОС с жилым модулем, баками, СБ, радиаторами и кучей стыковочных узлов (лендеры, танкеры, грузовики с барахлом, Союзы). Это потянет как минимум на российский сегмент МКС (в финальном виде, а не теперишний)
Далее сама база на Луне. Тож не меньше.
И ТОЛЬКО после таких автоматически собранных ОС и базы, заполненных ресурсами на год (ну и научное оборудование там всякое) можно запускать людей. Эдак лет через 20 в оптимальном случае. Мда... чего я не хочу видеть через 20 лет (да и через 10), так это все того же Союза да Протона.

См. http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=117485#117485

Союз: Севастьянов+Николаев = 18 суток = X ресурсов
Если тот же ресурс поделить на троих, будет 2 * X / 3 = 12 суток

Старый Союз?
Может имеет смысл "переразработать", т.е. разработать НОВЫЙ корабль в той же принципиальной компоновке (БО+ВА+ПАО) и тех же массогабаритных пределах?
Даже с многоразовым ВА и управляемым парашютом?
(А не Клипер, не к ночи будь помянут :mrgreen: )

"Плюс" Союза - его минимальность
Пока вообще есть "ограничения", нет смысла отказываться от такого корабля вообще, лучше сочетать
Пусть будет "большой ТКС" и "малый Союз"

Масштаб ЛОС - может быть "в результате" она будет даже больше, но можно начинать эксплуатацию "сразу", причем "с пользой для дела", после вывода первого же модуля

Союз (с ЛОСом и "40-тонником") - это не экстрим
Вот "буксир" - это экстрим
Сразу масса новых неопробованных технологий и сто тонких мест, где-нибудь да порвется, наверняка
Летать на ЛОС с парным стартом и перестыковкой - каждый раз! - это экстрим

Протон через 20 лет - это конечно архаика, а вот "обновленный Союз" - совсем нет (тьфу ты, кого-то я себе напомнил :roll:
Не к добру, однако
Граждане!
Не повторяйте исторических ошибок ваших предшественников! :mrgreen: )

ЦитироватьНе нравиться мне этот экстрим.
Во первых Союз. Нужен ресурс на дней 9-10 с экипажем + скоко там пустым на ЛЛО. Имхо, нереально для троих. Нужна ЛОС с запасами и энергетикой.
Далее лендер (и как минимум 2). Сам он тоже долго не выживет. Опять ЛОС.
Ну и база.
Иначе при малейшем сбое, срыве графика и тд получим срыв экспедиции в лучшем случае.
То есть к этой схеме предварительно нужно развернуть ЛОС с жилым модулем, баками, СБ, радиаторами и кучей стыковочных узлов (лендеры, танкеры, грузовики с барахлом, Союзы). Это потянет как минимум на российский сегмент МКС (в финальном виде, а не теперишний)
Далее сама база на Луне. Тож не меньше.
И ТОЛЬКО после таких автоматически собранных ОС и базы, заполненных ресурсами на год (ну и научное оборудование там всякое) можно запускать людей. Эдак лет через 20 в оптимальном случае. Мда... чего я не хочу видеть через 20 лет (да и через 10), так это все того же Союза да Протона.

Сгущаете краски. Не так страшен черт, как его малютка.

Вообще, полезно было бы рассматривать оптимальную транспортную систему в разрезе общей стратегии и плана "возвращения на Луну". Сначала - флаговтыкновение, потом экспедиции а-ля Аполло, только с более продолжительным пребыванием на поверхности, затем экспедиции с ЛОС и наконец - база. Со сроками и т.п.
А-то получается голословно. Тут учитываете местное топливо, там - не учитываете, ну и все такое...

Sevlagor

ЦитироватьДля СЭТМРБ и для Тяжёлого лунного атомного буксира 10 МВт (ТЛАБ-10) - ХС ЛЕО-ЛЛО 5000 м/с;

Как посчитана такая ХС? Почему именно столько?

ЦитироватьДля СЭТМРБ-800 ХС

Вообще, что касается всех "солнечных" вариантов - я бы не стал их так быстро считать, т.к. задача это с очень многими неизвестными.
Пока ничего непонятно даже с массой.

ЦитироватьА можно сделать ЭРД работающий на предварительно нагретом до 2000-3000 К газе или паре?

У ЭРД удельная электрич. мощность ~25 500 Вт/Н.
Если предварительно потратить тепловые ~5 кВт на нагрев и после этого добавить ~20 электрических киловатт
то получится экономия и на электричестве и на массе радиатора.

Нет смысла так делать, по крайней мере, в случае СПД. Это не что не полезно, а даже прямо-таки вредно. Там весь смысл в том, что на нагрев газа энергии почти не тратится, она вкладывается "целенаправленно", в разгон потока. А КПД у СПД и так немаленький, поэтому теплоотвод от двигателя не составляет проблемы.

Agent

ЦитироватьВо первых Союз. Нужен ресурс на дней 9-10 с экипажем + скоко там пустым на ЛЛО. Имхо, нереально для троих. Нужна ЛОС с запасами и энергетикой.
Далее лендер (и как минимум 2). Сам он тоже долго не выживет. Опять ЛОС.

У меня такое ощущение, что топик вы не читали :(
Чуть ли не с первой страницы ведь было написано - если занимаемся транспортировкой грузов (и лэндеров, и топлива) малой тягой и рассчитываем в перспективе на лунный кислород, то ЛОС становится необходима.

ЦитироватьТо есть к этой схеме предварительно нужно развернуть ЛОС с жилым модулем, баками, СБ, радиаторами и кучей стыковочных узлов (лендеры, танкеры, грузовики с барахлом, Союзы).

6 стыкузлов не хватит?
Всё перечисленное добро в 20-30 тонн должно уложиться.

ЦитироватьЭто потянет как минимум на российский сегмент МКС (в финальном виде, а не теперишний)

Не факт. Пока это совсем не очевидно.

Далее сама база на Луне. Тож не меньше.

Чёрт его. Тут нужно очень внимательно смортреть.

ЦитироватьИ ТОЛЬКО после таких автоматически собранных ОС и базы, заполненных ресурсами на год (ну и научное оборудование там всякое) можно запускать людей. Эдак лет через 20 в оптимальном случае.

Скорее - 10 в худшем. И на кой там ресурсы непременно на год?

ЦитироватьМда... чего я не хочу видеть через 20 лет (да и через 10), так это все того же Союза да Протона.

Да ради бога. Если появится за это время что-то лучше - вполне впишется. А если не срастется - не беда, всё равно справимся.
 

Зомби. Просто Зомби

ЦитироватьЛетать на ЛОС с парным стартом и перестыковкой - каждый раз! - это экстрим

Я таки-напомню, что американцы почти сорок лет назад летали как-никак с "перестыковкой". А сейчас собираются лететь к Луне в два старта и с полноценной стыковкой.
Нет в этом ничего особенного. Достаточно заурядная операция.

ЦитироватьПротон через 20 лет - это конечно архаика, а вот "обновленный Союз" - совсем нет (тьфу ты, кого-то я себе напомнил

Преимущество "буксирной" системы в том, что она в состоянии работать с любым носителем. Будет через 20 лет что-то получше на замену "Протону" (лучше всего АКС, конечно) - отлично, будем работать с ним. Если что-то не срастётся - не беда, справимся и с "Протоном".

Bell

ЦитироватьВообще, полезно было бы рассматривать оптимальную транспортную систему в разрезе общей стратегии и плана "возвращения на Луну". Сначала - флаговтыкновение, потом экспедиции а-ля Аполло, только с более продолжительным пребыванием на поверхности, затем экспедиции с ЛОС и наконец - база. Со сроками и т.п.

Ага, согласен.

Предлагаю схему:

1. Несколько малых автоматов.
2. Создание транспортной системы - запуск одного-двух буксирова.
3. Вывешиваем над Луной ЛОС, оснащаем для принятия экспедиции.
4. (optional) Кратковременная экспедиция посещение на ЛОС - возможно, в основном занята также зондированием Луны и выбором места для создания базы.
5. Доставка на ЛОС лэндеров (одноразовых, грузовых) и оборудования для добычи кислорода на Луне.
6. (optional) Долговременная экспедиция на ЛОС для контроля последубщих стадий.
7. Спуск оборудования на Луну, добыча кислорода.
8. Доставка многоразового грузового лэндера на ЛОС.
9. Доставка элеметнов лунной базы, спуск многоразовым лэндером на лунном кислороде, развёртывание базы.
10. Доставка на ЛОС многоразового пилотируемого лэндера, экспедиция посещения на лунную базу.

11 и далее - светлое будущее, благорастворение воздухов. Долговременные экспедиции на ЛОС и лунную базу, использование лунного кислорода в качестве рабочего тела буксиров, дозаправка им же пилотируемых кораблей к Земле, и т.д. и т.п. - добыча местного водорода, воды, гелия-3 и взращивание яблонь и кукурузы.

ЦитироватьУ меня такое ощущение, что топик вы не читали :(
Чуть ли не с первой страницы ведь было написано - если занимаемся транспортировкой грузов (и лэндеров, и топлива) малой тягой и рассчитываем в перспективе на лунный кислород, то ЛОС становится необходима.

Fakir а это часом не ЛОС там в левом верхнем углу у Севостьянова?
(http://www.energia.ru/energia/news/news-2006/im/photo_01-25-08.jpg)

ЦитироватьАга, согласен.

Предлагаю схему:

1. Несколько малых автоматов.
2. Создание транспортной системы - запуск одного-двух буксирова.
3. Вывешиваем над Луной ЛОС, оснащаем для принятия экспедиции.
4. (optional) Кратковременная экспедиция посещение на ЛОС - возможно, в основном занята также зондированием Луны и выбором места для создания базы.
5. Доставка на ЛОС лэндеров (одноразовых, грузовых) и оборудования для добычи кислорода на Луне.
6. (optional) Долговременная экспедиция на ЛОС для контроля последубщих стадий.
7. Спуск оборудования на Луну, добыча кислорода.
8. Доставка многоразового грузового лэндера на ЛОС.
9. Доставка элеметнов лунной базы, спуск многоразовым лэндером на лунном кислороде, развёртывание базы.
10. Доставка на ЛОС многоразового пилотируемого лэндера, экспедиция посещения на лунную базу.

11 и далее - светлое будущее, благорастворение воздухов. Долговременные экспедиции на ЛОС и лунную базу, использование лунного кислорода в качестве рабочего тела буксиров, дозаправка им же пилотируемых кораблей к Земле, и т.д. и т.п. - добыча местного водорода, воды, гелия-3 и взращивание яблонь и кукурузы.

Ну... все правильно.
Это капитальный подход. По аналогии - строим дорогу, заправки и места ночевок по пути и саму цель (например нефтяные вышки). Потом ездим с комфортом на легковушке.

Если заложить цель в виде лунного города или все того же гелия3, то общая минимизация затрат оправдывает такой подход.

А вот для цели вида небольшой исследовательской базы, имхо, гораздо лучше подойдет транспортная авиация. Сначала десант, потом постройка ВПП, разворачивание и снабжение.
Это будет дешевле капитального подхода (итого), но дороже в пересчете на одного поселенца\тонну груза.

Прям классическая проблема многоразовости :)
Нужно быть очень уверенным в востребованности грузопотока. А то он с Шаттлом ошиблись. Да еще как.....

Хочу обратить внимание уважаемого сообщества /и, в первую очередь, сторонников использования модификаций Союза и Протона/ на следующее обстоятельство: лунная орбитальная станция и база будут находиться гораздо дальше, чем, к примеру МКС. Банальность? Да. Но если, к примеру, что-то серьёзное случится на МКС, космонавты за пару часов могут спуститься на Землю. Пусть в тайгу или, там, в океан. В открытом море, думаю, выжить всё-таки легче, чем в безвоздушной среде - есть, хотя бы, чем дышать. А от Луны лететь, при наилучшем раскладе, 3,5 суток. А вероятность аварии там выше - всё таки стыковаться к МКС - это одно, а садиться на весьма пересечённую местность, да без видимых ориентиров - совсем другое. Соответственно, пилотируемый космический корабль должен иметь запасы, позволяющие или добраться до Земли, и/или продержаться на лунной поверхности или орбите до прихода помощи. Например, прибытия спасательного корабля. В НК писали, что у Аполлонов кислорода хватало, чтобы от Луны долететь до Земли даже при серьёзной разгерметизации кабины. Имхо, Союз на такое не способен. Там всё на пределе. Боюсь, ещё одной катастрофы нам не простят. И прикроют всю пилотируемую космонавтику. Поэтому я и склоняюсь к РН на 100-200 т полезной нагрузки. Она позволяет обеспечить необходимые запасы. И широкие возможности. А в миниатюризацию я не очень-то верю. В электронике предел компактности если не достигнут, то близок. А в энергетике или технологическом оборудовании вообще маловероятен. Да и корабль можно будет сделать просторнее, что, с одной стороны, комфортнее, а с другой - позволит работать в разгерметизированном отсеке в наддутом скафандре /см. выше/.Тем более, что всё равно такую ракету делать придётся, что, кажется, все признают.

А начинать я бы предложил с тяжёлых АМС с реактором вроде Джимо и разгонных блоков /для начала одноразовых/ на ЯРД. Так отрабатываем грузовую и пилотируемую подсистемы и одновременно проводим весьма серьёзное исследование Солнечной системы. Реактор - как я считаю - становой хребет как транспортных, так и энергетических систем будущего. Если мы не собираемся только флаги втыкать.

ЦитироватьНет смысла так делать, по крайней мере, в случае СПД. Это не что не полезно, а даже прямо-таки вредно. Там весь смысл в том, что на нагрев газа энергии почти не тратится, она вкладывается "целенаправленно", в разгон потока. А КПД у СПД и так немаленький, поэтому теплоотвод от двигателя не составляет проблемы.

Кстати без радиатора все-таки не обойтись.
Да двигатель сам сбрасывает тепло, но он его сбрасывает и на КА тоже.
Существует еще такая вещь как система питания и управления ЭРД (находится между источником энергии СБ или ЯЭУ и двигателем и трансформирует генерируемую электрическую мощность в нужные для ЭРД напряжения и токи).
КПД СПУ примерно 90%, поэтому 10% электрической мощности придется сбрасывать в виде тепла.

Поэтому массу радиатора тоже нужно считать.

Shiver

ЦитироватьСуществует еще такая вещь как система питания и управления ЭРД (находится между источником энергии СБ или ЯЭУ и двигателем и трансформирует генерируемую электрическую мощность в нужные для ЭРД напряжения и токи).

Если у нас реактор работает фактически только на ЭРД (на бортовую электронику, радиосвязь и др. идут доли процента), то просто необходимо электрогенерирующую систему реактора затачивать под параметры тока, нужные ЭРД. И по массе немного сэкономим, и по КПД, и по паразитному теплу. В результате что-то сбрасывать придётся, но по сравнению с реакторным теплоотводом величина пренебрежимо мала.

ЦитироватьЗомби. Просто Зомби

ЦитироватьЛетать на ЛОС с парным стартом и перестыковкой - каждый раз! - это экстрим

Я таки-напомню, что американцы почти сорок лет назад летали как-никак с "перестыковкой". А сейчас собираются лететь к Луне в два старта и с полноценной стыковкой.
Нет в этом ничего особенного. Достаточно заурядная операция.

Аполлоновская перестыковка совсем не то, что сборка на орбите с отдельно выводимым разгонным блоком - это при том, что Аполло изначально был конечной программой, предусматривающей лишь малое число полетов

То, что предполагают американцы сейчас отчасти оправдывается большой ракетой, которая одна в состоянии доставлять на Луну ПН в 20 тонн
И тем, что летят они сразу на Луну
И тем, что планируется относительно малое число полетов в год (кажется, не более 3-х? )

Мы же "собираемся" лететь только на ЛОС и в этом полете уже есть как минимум одна стыковка - с ЛОС
А может быть и больше - если это экспедиция на Луну

Но может быть более важно то, что с моей, а наверное не только с моей точки зрения "ставить" сейчас на любой "буксир" - это афера
На чисто мой взгляд за ней стоит лишь нежелание переводить "проект" в реальные полеты, ничего больше
Поработаю-поработают, да и остынут - столкнувшись с вполне ожидаемыми "трудностями"
К тому же и параметры доставляемой на ОЛО ПН "оставляют желать", ЛОС на таком построить невозможно - да, очевидно, и не планируется: "у нас нет планов по Луне" (С) Перминов
Средства, короче, "освоят" на "этот термояд", а выход вовсе необязателен - во всяком случае, "выход в сторону Луны"

Так что, как и Клипер, "дорогу на Луну" только закрывает, может даже и сознательно, заведомо добавляя к реальным сложностям в этой работе еще и массу будущих "нестыковок" - "у него капсюли не той системы" (С) Белое солнце пустыни

Тут ведь не то обидно, что "не будет" - это и так всем все ясно, а что "разводят" по-чёрному на этой теме
Намеки всякие "обещающие" запускают, типа "лунного корабля Клипер" или потенциальной "предназначенности" "высокоимпульсной транспортной системы" "для Луны"
Тьфу на вас :evil:

Цитировать"Оптимальная транспортная система Земля-Луна, или на Луну по уму" :)

...

Если предположить, что на Луне мы в состоянии добывать кислород тоннами (не слишком смелое предположение) - возникает смысл использовать топливные пары с кислородом (хоть керосин-кислород, а лучше, конечно, кислород-водород). Если везем с Земли керосин - то его можно тащить и малой тягой, если водород - нужно "по-быстрому"; нужно смотреть, какой вариант даст в сумме преимущество в запускаемой с Земли массе.

...

:?:
Уважаемый Факир, а почему не рассмотреть вариант холодильника для жидкого водорада? Питать холодильник можно от солнца, а тепло терять радиацией...

ЦитироватьАполлоновская перестыковка совсем не то, что сборка на орбите с отдельно выводимым разгонным блоком - это при том, что Аполло изначально был конечной программой, предусматривающей лишь малое число полетов

То, что предполагают американцы сейчас отчасти оправдывается большой ракетой, которая одна в состоянии доставлять на Луну ПН в 20 тонн
И тем, что летят они сразу на Луну
И тем, что планируется относительно малое число полетов в год (кажется, не более 3-х? )

Мы же "собираемся" лететь только на ЛОС и в этом полете уже есть как минимум одна стыковка - с ЛОС
А может быть и больше - если это экспедиция на Луну

Но может быть более важно то, что с моей, а наверное не только с моей точки зрения "ставить" сейчас на любой "буксир" - это афера
На чисто мой взгляд за ней стоит лишь нежелание переводить "проект" в реальные полеты, ничего больше
Поработаю-поработают, да и остынут - столкнувшись с вполне ожидаемыми "трудностями"
К тому же и параметры доставляемой на ОЛО ПН "оставляют желать", ЛОС на таком построить невозможно - да, очевидно, и не планируется: "у нас нет планов по Луне" (С) Перминов
Средства, короче, "освоят" на "этот термояд", а выход вовсе необязателен - во всяком случае, "выход в сторону Луны"

Так что, как и Клипер, "дорогу на Луну" только закрывает, может даже и сознательно, заведомо добавляя к реальным сложностям в этой работе еще и массу будущих "нестыковок" - "у него капсюли не той системы" (С) Белое солнце пустыни

ЦитироватьТут ведь не то обидно, что "не будет" - это и так всем все ясно, а что "разводят" по-чёрному на этой теме
Намеки всякие "обещающие" запускают, типа "лунного корабля Клипер" или потенциальной "предназначенности" "высокоимпульсной транспортной системы" "для Луны"
Тьфу на вас :evil:

...  лететь только на ЛОС ...
...  любой "буксир" - это афера ...
... параметры доставляемой ... "оставляют желать" ...
... Тьфу на вас ...

:? Нет слов ...

ЦитироватьShiver

ЦитироватьСуществует еще такая вещь как система питания и управления ЭРД (находится между источником энергии СБ или ЯЭУ и двигателем и трансформирует генерируемую электрическую мощность в нужные для ЭРД напряжения и токи).

Если у нас реактор работает фактически только на ЭРД (на бортовую электронику, радиосвязь и др. идут доли процента), то просто необходимо электрогенерирующую систему реактора затачивать под параметры тока, нужные ЭРД. И по массе немного сэкономим, и по КПД, и по паразитному теплу. В результате что-то сбрасывать придётся, но по сравнению с реакторным теплоотводом величина пренебрежимо мала.

К сожалению "заточить" реактор чтобы он генерировал абсолютно все и силовые и управляющие напряжения не получится :)
Слишком большая номенклатура напряжений и токов.
Можно "заточить" под какое-нибудь одно силовое напряжение, например, разрядное (в рассмотренном СПД около 700 В). Но даже в этом случае  возможны серьезные проблемы при стыковке. И без промежуточных блоков просто не обойтись, а где блоки там и потери...

Причем потери низкотемпературные, насколько я помню максимально  допустимая температура в электронных блоках порядка 200-300 градусов цельсия.

Цитировать...  лететь только на ЛОС ...

Нет
Летать на Луну через ЛОС
Ибо для нас сверхтяжелые носители оказались недоступны
Якобы по экономическим, но я подозреваю, что в действительности в бОльшей степени по идеологическим причинам
Если вы рассматриваете любую транспортную систему "с буксиром" - тем более только через ЛОС, иначе куда "буксир" будет возить?

Цитировать...  любой "буксир" - это афера ...

Не любой
Буксир, который ставится "во главу угла" и (якобы) замещает "большую ракету"
Нельзя НАЧАТЬ лунную программу с буксира - это афера
Посчитайте "по Факиру":
- атомный реактор для буксира
- "сам буксир" (двигатели, преобразователи, радиаторы и тд)
- криоген на ЛОС
- добыча кислорода на луне
- пилотируемый полет к ЛОС на миникорабле ("джемини")
И всё это как условие чтобы только начать какую-либо деятельность?
Да "оно" ваще работать не будет
"Нигде, никогда и никаких шансов" (С)

Цитировать... параметры доставляемой ... "оставляют желать" ...

Цитировать6.4. Создание транспортных модулей на основе двигательной установки, использующей солнечную энергию (ТМ СТДУ) и/или ЭРДУ (ТМ ЭРДУ) для РН среднего и тяжелого классов; ТМСЭ на основе экономичных тепловых или электроракетных двигателей, обеспечивающих выведение на ГСО и отлётные траектории полезной нагрузки массой до 12 т (при времени выведения от 30-60 до 100-180 суток)
Начало экспериментальной отработки - 2012 г.
Готовность к пуску-2016 г.

Ну и куда оно надо?
Для лунной программы масштаба "ЛОС" необходимо:
- обеспечить доставку модулей ЛОС в масштабе ПН на окололунной орбите порядка 20 тонн
- обеспечить надежные регулярные рейсы пилотируемых и грузовых кораблей снабжения
Под что годится вышеупомянутая "хрень"?
Под пилотов - с временем выведения "от 30 суток"?
Под модули ЛОС - с 12 тоннами даже не "у Луны", а только "на отлетной"?

Цитировать... Тьфу на вас ...

Тьфу, тьфу, тьфу, и еще раз - ТЬФУ!
Это еще что, я вот Старому наябедничаю, он придет - вы тут незарадуетесь! :cry:  :mrgreen:

Цитировать:? Нет слов ...

Одни мысли... :evil:

...вместо нормального развития - очередная "революция",
вместо спокойных реформ по "китайскому сценарию" - "катастройка", после которой страна скоро 20 лет как в себя не придет,
вместо вполне скромной ракеты - атомно-электрическая утопия,
вместо постановки очередных целей в освоении космоса (ЛОС) - очередные "откровения" о переходе всего и вся на "микроавтоматы"...

Да ужжж, история еще никогда никого ничему не научила (С) ну точно кто-то уже сказал, нифига не помогает однако :roll:

Вотжеш блин!  :twisted:
"Перед глупостью даже боги бессильны" (с)

Зомби,

Взглянув на два числа Вы можете правильно определить какое из них больше?
Вот например: 22600 и 24100. Какое из них больше?
Или вот: 11300 и  24100.
Или: 1 шт. и 2 шт.

Они взяты отсюда:
........................................................ ЛТС Зомби ........................ ЛТС Факира
РН ................ПГ РН на ЛЕО ....... ПГ на ЛЛО без ЯдМРБ ....... ПГ на ЛЛО с ЯдМРБ
Протон .............. 20,5 т .................... 6 400 кг ...................... 13 000 кг ..................... (132 дня лёту)
Ангара-5 ........... 24 т ....................... 7 600 кг ...................... 15 680 кг ..................... (150 дней)
Ангара-5В ......... 35 т ..................... 11 300 кг ...................... 24 100 кг ..................... (207 дней)
РН-40 тонн ......... 40 т ................... 13 000 кг ...................... деньги выделенные Факиру на ЯдМРБ украл Зомби для РН-40
2 шт Протон ....... 41 т ................... 13 300 кг ...................... 28 700 кг (239 дней)
2 шт Ангара-5 .... 48 т ................... 15 200 кг ...................... 34 000 кг  .................. (275 дней)
2 шт Ангара-5В .. 70 т ................... 22 600 кг ...................... а нафига козе баян?
2 шт РН-40 ......... 80 т ................... 26 000 кг ...................... денег на ЯдМРБ нету  - Зомби растратил

Fakir,
Посчитал по ratman'у "полу-цандеровскую" траекторию разгона для ТЛАБ-10 с 35 т ПГ+горючка.

Масса начальная = 20 000 + 35 000 = 55 000 кг

Двигатель работает только когда показатель растояния Р = (r-a)/ae < -2/3 (в перигее Р= -1, в апогей Р=1)
ХС на разгон у Земли 3 615 м/с
Горючего истрачено 6 243 кг
Двигатель работал в течении 133 ч
Общее время разгона 47 суток
До выхода на перелётную траекторию сделано 212 витков

У последнего витка Ra=213 000 км, время обращения - 101 ч
Если в начале этого витка не выключать двигатель до победного конца
то ценою дополнительных 281 кг топлива переходим на перелётную траекторию уже на этом витке
и общее время разгона сокращается до 43 суток 6 ч
ХС получается 3 788 м/с

=============================================

Торможение у Луны.

ХС = 923 м/с
Расход топлива 1 470 кг
Время работы двигателя 31,3 часа
Общее время торможения 7 суток 13 ч
Витков - 26
Масса на ЛЛО общая - 47 000 кг
---------------------------------------------------------------------------------
Общее время перелёта ЛЕО->ЛЛО ~53-54 суток
ХС = 4 711 м/с

=============================================

Перелёт обратно ЛЛО->ЛЕО
ХС = 4 711 м/с
Топливо 2 900 кг
Время работы двигателя 62 часа
Общее время перелёта ~ 21 сутки

=============================================

ПГ на ЛЛО = 24 100 кг

Ядерный буксир раньше или позже делать придется.
Если уж начинать с него, то  пилотруемые полеты к Луне начнутся гораздо позже в любом случае.
Предлагаю такую схему.
Буксир разрабатывается изначально хуман-рейтед.
Отрабатывается на засылке к Луне автоматов и компонентов будущей базы. По однопусковой схеме (то есть лендер, топливо и груз вместе). Луноходы, системы связи, миниреакторы, опытная добыча кислорода, многоразовые минилендеры и тд - все исключительно автоматическое. Ведь этого тоже НИЧЕГО нет даж в бумаге - первые блины пойдут широким потоком.

Паралельно делается Клипер, носитель под него, новые СЖО и новый жилой модуль. Отрабатывается на ЛЕО (возможно в составе МКС)
Когда это все достаточно отлетает и будет получен сертификат - строим мини МТК для полетов к Луне и компоненты лунной базы. И летаем между низкими орбитами БЕЗ химии вобще. Попутно отрабатывая марсианскую схему. То есть буксир для людей будет носить на себе нечто салютоподобное, к которому стыкуеться Клипер и баки с топливом.

ЦитироватьВотжеш блин!  :twisted:
"Перед глупостью даже боги бессильны" (с)

Не слыхал
Зато слышал другое:
"Даже боги не могут сделать бывшее не бывшим" (С)
Шаттл с Бураном тоже красиво выглядели
Убедительно так
Но что-то не склеилось

ЦитироватьЯдерный буксир раньше или позже делать придется.
Если уж начинать с него, то  пилотруемые полеты к Луне начнутся гораздо позже в любом случае.

Не гораздо позже, а гораздо, гораздо, гораздо позже
Надо еще учитывать, что работоспособность в коллективе поддерживать на должном уровне, когда нет никакого зримого выхода сложновато будет, да и разбежится народ с глухой темы
Такая постановка - это перевод на путь, аналогичный разработке термоядерного реактора
Это будет ВЕЧНАЯ тема для ПОКОЛЕНИЙ "инженеров"

Десятилетия и десятилетия уйдут в песок...

Почему?

Наверное "начальство" сейчас просто космос не любит
Раньше любило, а теперь нет
Почему не любит - никто не знает, сердцу не прикажешь, как известно

Поэтому профессионально уходит от задачи на малой тяге с высоким импульсом
Еще по-другому это называется - спустить на тормозах
Изображая при этом бурную активность

Цитировать

ЦитироватьЯдерный буксир раньше или позже делать придется.
Если уж начинать с него, то  пилотруемые полеты к Луне начнутся гораздо позже в любом случае.

Не гораздо позже, а гораздо, гораздо, гораздо позже

Гораздо, это когда?
Эту штуку нада лет 5 разрабатывать и тестить на Земле, потом пару-тройку лет в космосе первый вариант и стокоже "улучшенной конструкции"
Так что пора бы и начинать.
США "купили" себе отсрочку в виде 100 тонника.

15 лет?
Боюсь, вы слишком большой оптимист :mrgreen:

БУКСИР ДЛЯ ЛУННОЙ ПРОГРАММЫ на такой основе вообще сразу не получится
То есть, если будут ориентироваться на него, то получится "рогоза", сравнимая по "оптимальности" с Шаттлом
И по результативности - с Н-1, со Спиралью, с Бураном...
Дойдет ли дело до полетов?
Может даже и дойдет - как у ТКС...

Сейчас работы по данной тематике вообще могут рассматриваться только как поисковые, результат, строго говоря, непредсказуем, так что то, что я выше сказал - это "оптимистический вариант"

Или я не понял?
Вы ведь не о ТФЯРД?
ТФЯРД - да, то, что вы сказали
Только для Луны-то он зачем?
Чтобы "все было сложнее, дороже и опаснее"?

Цитировать15 лет?

25
А может и все 50  :(

Да
Это ближе

Прикинул для многоразового лэндера еще и трёхкомпонентник - керосин-кислород-водород а-ля РД-170, -171.

Водород - УИ 450 с при массовом отношении компонент 1:6 (взял соотношение, как у SSME, а не по стехиометрии; вероятно, оно может быть и больше, вплоть до 1:8 ).
Метан - УИ 370 с при отношении компонент 1:3,4
Керосин - УИ 350 с при отношении компонент 1:2,5

Керосин+водород - УИ 415 с при отношении компонент 1:4,4 (по массе - кислород 81%, керосин 13%, водород 6%).

Затраты топлива на взлёт-посадку (в долях от сухой массы лэндера) получились следуюшие:
Водород - 0,21
Метан - 0,47
Керосин - 0,7

Керосин+водород - 0,35

Т.е. если расход водорода за полёт взять за единицу:

Водород - 1
Метан - 2,2
Керосин - 3,2

Керосин+водород - 1,6

Для лэндера сухой массой 5 тонн расход топлива для водорода, метана и керосина соответственно 1 тонна, 2,3 тонны и 3,5 тонн.
Для трёхкомпонентника - 1,7 тонны, из них керосина - 1,15 тонны, водорода - 560 кг.

Чём чёрт не шутит - может, и выгоднее окажется. В целом по массе проигрываем, но по массе водорода выигрываем вдвое - так что, может быть, за счёт баков и охлаждающего оборудования выйдем в плюсы.
А ведь наверняка можно сделать трёхкомпонентник и на метане вместо керосина, параметры у него будут еще лучше.

Цитировать1. Несколько малых автоматов.
2. Создание транспортной системы - запуск одного-двух буксирова.
3. Вывешиваем над Луной ЛОС, оснащаем для принятия экспедиции.
4. (optional) Кратковременная экспедиция посещение на ЛОС - возможно, в основном занята также зондированием Луны и выбором места для создания базы.
5. Доставка на ЛОС лэндеров (одноразовых, грузовых) и оборудования для добычи кислорода на Луне.
6. (optional) Долговременная экспедиция на ЛОС для контроля последубщих стадий.
7. Спуск оборудования на Луну, добыча кислорода.
8. Доставка многоразового грузового лэндера на ЛОС.
9. Доставка элеметнов лунной базы, спуск многоразовым лэндером на лунном кислороде, развёртывание базы.
10. Доставка на ЛОС многоразового пилотируемого лэндера, экспедиция посещения на лунную базу.
11 и далее - светлое будущее, благорастворение воздухов. Долговременные экспедиции на ЛОС и лунную базу, использование лунного кислорода в качестве рабочего тела буксиров, дозаправка им же пилотируемых кораблей к Земле, и т.д. и т.п. - добыча местного водорода, воды, гелия-3 и взращивание яблонь и кукурузы.

Все правильно, только из этого плана нужно выкинуть ЛОС и все, что с ней связано. Это пятое колесо в этой телеге. Она не нужна ни для чего. Равно как и бесцельное болтание на орбите Луны. Пприлетел на LLO -- стыкуйся с лендером и садись.

Нет, как раз в схеме с буксирами ЛОС необходима. Потому что в этом случае лэндеры доставляются отдельно, топливо для них - отдельно (причём в идеале частично - с Луны), космонавты прилетают отдельно, разнообразные грузы - тоже отдельна. Для сборки всего этого воедино ЛОС - то, что надо.

Еще немного о лэндерах. Каким размером "кирпича" стоит задаться для грузового лэндера? 12 тонн, по идее, должно хватить?

ЦитироватьВсе правильно, только из этого плана нужно выкинуть ЛОС и все, что с ней связано.

Точно
Да и лэндеры тоже
Что там ваще делать, на этой долбаной Луне :mrgreen:  

ЦитироватьЭто пятое колесо в этой телеге. Она не нужна ни для чего.

Цитировать4. (optional) Кратковременная экспедиция посещение на ЛОС - возможно, в основном занята также зондированием Луны и выбором места для создания базы.

Ну
За недельку прикинем где чего

PS.
Да и ваще - ясно же, что на полюсе
Кто-то еще сомневается?

PPS.
Да и ваще - усё будут делать аутоматы
И разведку и дОбычу :roll:

PPPS.
ПЁрл, чистый пЁрл :mrgreen:

ЦитироватьРН ........................ ПГ ЛЕО ................ СЭТМРБ-800 ........................ МЛАБ-400 .................... ТЛАБ-10
.......................................................... ХС=5000+900 .................. ХС=8000+8000 .......... ХС=5000+4700
Союз-2 .................. 8 250 кг .............. 3 610 кг (3) ..................... 3 620 кг (69) ................. 500 кг (3.8 )
Ангара-3 ............. 14 500 кг .............. 7 260 кг (5) ..................... 8 400 кг (101) .............. 5 800 кг (4.7)
Протон .................. 20,5 т ............... 10 640 кг (7) .................... 13 000 кг (132) ........... 10 890 кг (5.5)
Ангара-5 ............... 24 т .................. 12 650 кг (8.) ................... 15 680 кг (151) ........... 13 850 кг (6.0)
Ангара-5В ............. 35 т .................. 18 960 кг (12) .................. 24 100 кг (208) ........... 23 160 кг (7.5)
2х Протона ........... 41 т .................. 22 460 кг (14) .................. 28 700 кг (239) ........... 28 160 кг (8.3)
2х Ангара-5 .......... 48 т .................. 26 470 кг (16) .................. 34 000 кг (275) ........... 34 170 кг (9.3)

Было бы интересно посчитать МЛАБ-400 с аэродинасическим торможением. В этом нет ничего страшного. На Канаду ядерный реактор свалился и практически без последствий. Но то было падение в непредсказуемом месте. Торможение "по плану" наверняка можно расчитать так, чтобы возможное падение остатков произошло в мировой океан, благо он занимает 3/4 поверхности планеты. Так что ежли гикнется, то и концы в воду. :)

Что касается солнечных двигательных установок, то торможение в атмосфере лопухами зеркал выглядит настолько новой и неопробованной технологией, что я бы ее пока всерьез вообще не воспринимал. К счастью СЭДУ вполне может быть одноразовой, поскольку она принципиально проще реактора, и ее можно просто выбрасывать у Луны. Правда, для этого она должна быть менее монструозной (ценой более длительного полета к Луне). Где-нибудь на порядок меньшей тяги/мощности.

ЦитироватьНет, как раз в схеме с буксирами ЛОС необходима. Потому что в этом случае лэндеры доставляются отдельно, топливо для них - отдельно (причём в идеале частично - с Луны),

И что? Стыкуй доставленную буксиром бочку с горючим прямо к лендеру и заправляй на здоровье. Зачем промежуточное звено в виде ЛОС? Ну а если топливо с Луны, то это вообще недоступно моему пониманию. Привез лендер кислород с Луны, перекачал его в баки ЛОС, через некоторое время перекачал обратно с ЛОС в лендер и полетел на Луну. Бред! Не проще ли его просто оставить в баках лендера?

Цитироватькосмонавты прилетают отдельно, разнообразные грузы - тоже отдельна. Для сборки всего этого воедино ЛОС - то, что надо.

Зачем все это собирать вместе? Чтобы монструозный лендер построить? Грузы и "личный состав" нужно спускать раздельно. Для "живой силы" нужна надежность лендера, для грузов ей отчасти можно пожертвовать в пользу грузоподъемности. Космонавтам от лендера нужен герметичный объем, сжо, а грузам только открытая платформа, их можно спускать на поверхность в той же "таре", в которой они были доставлены на LLO.

ЦитироватьЕще немного о лэндерах. Каким размером "кирпича" стоит задаться для грузового лэндера? 12 тонн, по идее, должно хватить?

ИМХО, хватит. Если не делать из лендера грузо-пассажирского монстра.

Из другой ветки, правда, но оччень, оччень

http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=117951#117951

Цитировать

ЦитироватьСходство с Гермесом только в идеологии связки  ВА+орбитальные модули, остальное : и аэродинамическая компоновка, и характеристики орбитальной части,  и все системы  -  в принципе различны.

Не только. Гермес за все годы своего бумажного и макетрого существования постоянно менял "форму и вид". То у него появлялся хвостовой стабилизатор, то пропадал. То крылья у него были прямые, а то вдруг закруглялись вверх. Менялось число членов экипажа. Менялся внешний вид кабины. Вам это ничего не напоминает из истории Клипера?

Да, самое главное! На Гермес потратили кучу денег и построили несколько макетов, которые таскали по выставкам. И даже отобрали специально под него космонавтов. Все кончилось ничем. Думается, тут еще одна паралель с Клипером получится.

Теперь мы в Европы сиганули, так что теперь будет "как у них" :roll:
Масссса проектов, масссса...
С крыльями, с реакторами, с термоядом, с гелием...
Очччень, очччень...
 :mrgreen:

Зомби. Просто Зомби

ЦитироватьТо, что предполагают американцы сейчас отчасти оправдывается большой ракетой, которая одна в состоянии доставлять на Луну ПН в 20 тонн

Отговорки.

ЦитироватьИ тем, что летят они сразу на Луну

Отговорки.

ЦитироватьИ тем, что планируется относительно малое число полетов в год (кажется, не более 3-х? )

Отговорки. Мы можем летать не чаще 2-х раз бес потери качества.

ЦитироватьМы же "собираемся" лететь только на ЛОС и в этом полете уже есть как минимум одна стыковка - с ЛОС
А может быть и больше - если это экспедиция на Луну

Отговорки. В любом полёте на Луну с посадкой есть еще одна стыковка. Т.е. у американцев их по две штуки за полёт. И ничего. 2 стыковки или три - разница непринципиальная; стыковка должна быть делом вполне заурядным.

ЦитироватьК тому же и параметры доставляемой на ОЛО ПН "оставляют желать", ЛОС на таком построить невозможно -

Зомби, а с чего это вам приснилось, что модуль ЛОС должен быть всенепременно массой 20 тонн? У вас на потолке эта цифра написана? Так может, это просто застарелые следы потопа у соседей сверху, а?

Цитироватьда, очевидно, и не планируется: "у нас нет планов по Луне" (С) Перминов

Потому и не планируется, что пока нет хорошей комплексной программы, не чрезмерно дорогой и с побочными бонусами. Идти по пути, аналогичному американскому, нам сейчас и впрямь нафиг не надо.

Холодильник

ЦитироватьУважаемый Факир, а почему не рассмотреть вариант холодильника для жидкого водорада?

Надо рассмотреть, конечно. Но я сейчас не смог бы этого сделать - не располагаю достаточными данными.

Факир,
Насчёт трёхкомпонентника:

Он нужен чтобы сэкономить на массе баков и на массе ЖРД.
Это иногда актуально для земных РН.
У них масса топлива в 30-40 раз превышает массу ПГ, масса баков соответственно в 2-5 раз превышает ПГ
Т.е. если массу баков уменьшили на 10% то массу ПГ за счёт этого можно увеличить на 20-50%
Поэтому иногда трёхкомпонентник может оказатся выгоден.

Для лунного лендера трёхкомпонентник ЧЕРЕЗВЫЧАЙНО невыгоден

Для лунного лендера ПГ раз в 10-15 больше массы баков.
Если сделать баки вобще невесомымы масса ПГ увеличится на жалкие 7-10%.
При этом вы уменьшаете массу баков на 30-40% (которые в массе лендера составляют 10-15%) ценою увеличения массы горючего в 1.5-2.5.
А ведь горючее приходится возить аж с Земли,
в то время как баки надо возить всего лиш с ЛЛО на Луну и обратно.

Пусть масса водородных баков = 1/5 массы ЖВ
Пусть масса 2-компонент. бака = 1/16 от массы горючего.
Примем массу ЖВ за 1.
Тогда масса баков = 0.2
Меняем ЖВ на ЖВ+керосин.
Масса горючего увеличивается с 1 до 1.6
Масса баков уменьшается с 0.2 до 0.1
В плюсе 0.2-0.1 = 0.1 (экономия веса)
В минусе 1.6-1 = 0.6 (потери)
Более того
Эти сэкономленные 0.1 массы баков не потребовалось разгонять до 3500 м/с (ХС для ЛЛО-Луна-ЛЛО)
А дополнительные 0,6 массы горючего теперь надо доставить аж с Земли (ХС = 9000+8000)

Керосин или метан по той же причине ещё более невыгодны.

Зомби. Просто Зомби

ЦитироватьПод что годится вышеупомянутая "хрень"?
Под пилотов - с временем выведения "от 30 суток"?

Зомби, ну в самом деле, хорош дурочку-то валять.
Уже ведь русским по чёрному десять раз написано было: то, что вы так ласково и интеллигентно поименовали "хренью", предназначено для транспортировки грузов и беспилотной техники (модулей и лэндеров).

ЦитироватьПосчитайте "по Факиру":
 - атомный реактор для буксира

Будет. Говорил же - военные хотят 100-киловаттник. Будет мощнее - тоже, надо думать, не откажутся, да и опыт будет.

Цитировать- "сам буксир" (двигатели, преобразователи, радиаторы и тд)

Это просто. Движки - вообще не проблема. Вообще, вся конструкция при наличии реактора не сложнее геостационарного спутника.

Цитировать- криоген на ЛОС
- добыча кислорода на луне

Ой млин... Ну десять раз же подчёркивал - все эти компоненты можно вводить в бой по очереди, хотя и желательно использовать все вместе.

Цитировать- пилотируемый полет к ЛОС на миникорабле ("джемини")

Ок. Не "джемини". БО "Союза". Устраивает?

P.S. Не, Зомби, вы уж извините, но это становится чересчур утомительно. Что-то вас последние полгода одолели сплошь кретинистические... тьфу, то есть критические... настроения - то не так, это не этак, "Клипер" плох, гелий - опиум для народа, ядерный буксир - происки врагов, а единственное спасение от всех напастей - 40-тонная РН, коя и приведёт к всеобщему благорастворению воздухов.

Керосина надо в 3.2 раза больше чем ЖВ.

Для того чтоб появилась возможность компенсировать увеличившуюся массу горючего экономией на криогенной системе,
надо чтоб её вес был сравним с массой керосина.
Т.е. чтоб криосистема смогла съесть всю выгоду от использования ЖВ она должна весить больше чем весь ЖВ в баках. Раза в 2 больше.

Понятно что вес криосистемы на порядок меньше веса ЖВ.

О экономии на ней не может быть и речи.

Sevlagor

ЦитироватьТ.е. если массу баков уменьшили на 10% то массу ПГ за счёт этого можно увеличить на 20-50%

ЦитироватьПусть масса водородных баков = 1/5 массы ЖВ
Пусть масса 2-компонент. бака = 1/16 от массы горючего.

Это реальные данные, или взятые просто для примера? К тому же нам воленс-ноленс надо бы еще массу криогеники учесть...

Баки баками, но нам ведь нужно еще и захолаживающее оборудование, так? Сколько оно может весить - хрен его знает; пока нет более-менее достоверных данных, трудно судить, какой вариант окажется лучше и проще.

Надо, надо бы нарыть данные по водородным бакам и криогенике...

ЦитироватьПосчитал по ratman'у "полу-цандеровскую" траекторию разгона для ТЛАБ-10 с 35 т ПГ+горючка.

Ага, очень интересно. А для 400-киловаттника не считал?

ЦитироватьПерелёт обратно ЛЛО->ЛЕО
ХС = 4 711 м/с

Ммм... А если и в самом деле обнаглеть, и попробовать на обратном пути тормозиться атмосферой?

ЦитироватьПГ на ЛЛО = 24 100 кг

Ага, внушает... Но обрати внимание - по сравнению с 400-киловаттником (мощность в 20 раз меньше, масса в 4 раза меньше) ПН возросла всего вдвое - хотя и при уменьшении времени перелёта. А сам агрегат уже посложнее, пожалуй.
У меня складывается ощущение, что под такого монстра нужна уже ПН эдак под 100 тонн, и что вообще для буксира оптимальная масса "подхватываемого" груза может быть где-то на порядок больше его собственной массы.

Agent

ЦитироватьЯдерный буксир раньше или позже делать придется.
Если уж начинать с него, то пилотруемые полеты к Луне начнутся гораздо позже в любом случае.

А и не факт. Пока американцы там будут делать носители под CEV - две штуки аж! - буксир можно сделать трижды.
А для пилотируемых использовать давно существующую технику. Она неоптимальна, конечно, но на первое время - сойдёт.

ЦитироватьОтрабатывается на засылке к Луне автоматов и компонентов будущей базы. По однопусковой схеме (то есть лендер, топливо и груз вместе).

Наверное, первые несколько пусков - только так. Разве что для особо массивных налунных грузов лэндер нужно будет вести отдельным рейсом.

ЦитироватьИ летаем между низкими орбитами БЕЗ химии вобще. Попутно отрабатывая марсианскую схему. То есть буксир для людей будет носить на себе нечто салютоподобное, к которому стыкуеться Клипер и баки с топливом.

Хм... тут, конечно, надо смотреть все pro et contra, но сдаётся мне, что это чересчур - в первую очередь, слишком много времени придётся провести в радиационных поясах, что есть очень не гут. На защите разоримся. Да и на СЖО, пожалуй - таскай всю эту массу туда-сюда.

Зомби. Просто Зомби

ЦитироватьНадо еще учитывать, что работоспособность в коллективе поддерживать на должном уровне, когда нет никакого зримого выхода сложновато будет, да и разбежится народ с глухой темы
Такая постановка - это перевод на путь, аналогичный разработке термоядерного реактора

Знаете, в упомянутой вами разработке термоядерного реактора работоспособность коллектива на вполне приличном уровне.

Зомби. Просто Зомби

ЦитироватьБУКСИР ДЛЯ ЛУННОЙ ПРОГРАММЫ на такой основе вообще сразу не получится

Такое ощущение, что вы вообще слабо представляете, о чём разговор... Буксир в отличие от того же "Шаттла" - далеко не предельная машина. Нет там ни огромных тепловых нагрузок, и никакого другого экстрима.
Все технологии неплохо известны. Движки просто есть, реактор есть наполовину. Вся остальная требуха - вообще мелочи.

ЦитироватьИли я не понял?
Вы ведь не о ТФЯРД?
ТФЯРД - да, то, что вы сказали
Только для Луны-то он зачем?

ТФЯРД бы пригодился весьма. Как раз для частых полётов к Луне он весьма выгоден - это еще 20 лет назад посчитали.

Shiver

ЦитироватьК сожалению "заточить" реактор чтобы он генерировал абсолютно все и силовые и управляющие напряжения не получится  
Слишком большая номенклатура напряжений и токов.

Тем не менее для оптимизации есть широкое поле. На реактор много чего можно прилепить - даже, например, две (а то и больше) различные генерирующие системы. Возможно, это может оказаться выгоднее, нежели преобразовывать токи/напряжения.

ЦитироватьНо даже в этом случае возможны серьезные проблемы при стыковке. И без промежуточных блоков просто не обойтись, а где блоки там и потери

Бесспорно, потери будут. Речь идёт о том, что их можно и нужно свести к минимуму.

ЦитироватьМожно "заточить" под какое-нибудь одно силовое напряжение, например, разрядное (в рассмотренном СПД около 700 В).

Я его и имел в виду. Только, сдаётся мне, оно должно быть всё же немного поменьше - ближе к 600 В, скорее.

Цитировать

ЦитироватьТ.е. если массу баков уменьшили на 10% то массу ПГ за счёт этого можно увеличить на 20-50%

ЦитироватьПусть масса водородных баков = 1/5 массы ЖВ
Пусть масса 2-компонент. бака = 1/16 от массы горючего.

Это реальные данные, или взятые просто для примера?

Масса бака для водорода завышена, на самом деле гдето 1/8-1/9
А для 3-комп. занижена. насамом деле будет тяжелее. У ангары например баки (киросин+кислород, большИИИе и ЖВ нету) 1/16.

ЦитироватьК тому же нам воленс-ноленс надо бы еще массу криогеники учесть...

Баки баками, но нам ведь нужно еще и захолаживающее оборудование, так? Сколько оно может весить - хрен его знает; пока нет более-менее достоверных данных, трудно судить, какой вариант окажется лучше и проще.

Надо, надо бы нарыть данные по водородным бакам и криогенике...

Возьмите киросиновый лендер сухой массой 5 т как вы уже считали. Расчитайте сколько топлива надо привезти с земли для 1 десантирования без ПГ, с возвратом.

Потом тоже самое для лендера на ЖВ, 5т сухой массы и плюс ... ну пускай ... 2 т криосистема ... пускай сухая масса будет 7 т
И для него посчитайте сколко надо привезти с земли топлива на такоеже десантирование.

Вадим Семенов

ЦитироватьИ что? Стыкуй доставленную буксиром бочку с горючим прямо к лендеру и заправляй на здоровье. Зачем промежуточное звено в виде ЛОС? Ну а если топливо с Луны, то это вообще недоступно моему пониманию. Привез лендер кислород с Луны, перекачал его в баки ЛОС, через некоторое время перекачал обратно с ЛОС в лендер и полетел на Луну. Бред! Не проще ли его просто оставить в баках лендера?

В одном из соседних топиков Зомби резонно напомнил, что на околоземных ОС ресурс пристыкованного КК больше, чем в свободном полёте. Надо полагать, это неспроста, и с лунными кораблями всё аналогично.
Кроме того, на ЛОС можно повесить мощную криогенику (и не таскать её лэндерами с Луны и обратно), мощную СЖО и радиационную защиту (на случай повышения солнечной активности), и таким образом обеспечить доп. безопасность экипажа

ЦитироватьЗачем все это собирать вместе? Чтобы монструозный лендер построить?

Нет. Просто груз, лэндеры, и топливо для них рационально везти по отдельности. Один рейс - шруз, другой - два лэндера, третий - бочка-рефрижератор с водородом. Тащить водород с лэндером вместе - неоптимально, лучше сблокировать криогенику.

ЦитироватьИМХО, хватит. Если не делать из лендера грузо-пассажирского монстра.

Грузы и человеци - однозначно раздельно, специально подчёркивал.

ЦитироватьА и не факт. Пока американцы там будут делать носители под CEV - две штуки аж! - буксир можно сделать трижды.

Можно. Ток потом придется делать тяжелый носитель все одно - на Марс оба девайса необходимы. Причем реактор пилотируемый.

Sevlagor

ЦитироватьМасса бака для водорода завышена на самом деле гдето 1/8-1/9
А для 3-комп. занижена. насамом деле будет тяжелее.

Это внушает оптимизм :)
А по водородным бакам - для баков каких размеров справедлива сия цифирь? У нас ведь баки относительно небольшие, для них не хуже будет?

ЦитироватьУ ангары например (киросин+кислород, большИИИе и ЖВ нету) 1/16.

Но там, надо полагать, нагрузки и тепловые, и даже в большей степени механические? А для лэндера механические не столь актуальны, так что в принцине может быть и поменше 1/16.

ЦитироватьВозьмите киросиновый лендер сухой массой 5 т как вы уже считали. Расчитайте сколько топлива надо привезти с земли для 1 десантирования без ПГ, с возвратом.

Керосин - 3,5, метан - 2,3,

ЦитироватьПотом тоже самое для лендера на ЖВ, 5т сухой массы и плюс ... ну пускай ... 2 т криосистема ... пускай сухая масса будет 7 т

1,5 тонны. Да, довольно неплохо. Если криогеника и впрямь обеспечит длительное хранение.

Но осталось еще самое главное - грузовые лэндеры. Завтра посчитаю, что и как с ними будет получаться.

Факир,
Возьмите для лендера с водородом массу криосистемы равную всей остальной сухой массе.
А потом в двое большую чем вся остальная сухая масса лендера.
А потом посчитайте лендер на керосине совсем без криосистемы.
И сравните их по массе доставляемого с земли горючего (без кислорода)

Это всё так, но для полного душевного спокойствия нужна еще масса криогеники - в том числе той, что необходима для транспортировки с Земли :)

ЦитироватьА по водородным бакам - для баков каких размеров справедлива сия цифирь? У нас ведь баки относительно небольшие, для них не хуже будет?

Вот поэтому я и завысил их массу немного.

ЦитироватьНо там, надо полагать, нагрузки и тепловые, и даже в большей степени механические? А для лэндера механические не столь актуальны, так что в принцине может быть и поменше 1/16.

Ага,  но я специально занизил массу керосиновых баков, чтоб им было легче тягаться с водородными.
Но это им не помогло  :)
У водорода просто громадное преимущество. :)

ЦитироватьНо осталось еще самое главное - грузовые лэндеры. Завтра посчитаю, что и как с ними будет получаться.

Для грузовых провал керосина против ЖВ ещё больше.
На грузовиках можно ставить криосистему совсем уже запредельной массы и всё равно водород будет выгодней.

ЦитироватьЭто всё так, но для полного душевного спокойствия нужна еще масса криогеники - в том числе той, что необходима для транспортировки с Земли :)

А тут почти теже самые пропорции выходят.

Керосина надо в 3.2 раза больше.
Значит для водорода пока: 1+ х < 3.2 ; где х - максимальная масса криосистемы при которой ЖВ ещё будет выгоден.

х = 2,2 от массы водорода.

Т.е. если везём 10т ЖВ и охлаждаем его 15 тонной криосистемой (Ужос!) это всё ещё намного выгодней чем возить 32 т керосина.  :D

ЦитироватьВадим Семенов

ЦитироватьИ что? Стыкуй доставленную буксиром бочку с горючим прямо к лендеру и заправляй на здоровье. Зачем промежуточное звено в виде ЛОС? Ну а если топливо с Луны, то это вообще недоступно моему пониманию. Привез лендер кислород с Луны, перекачал его в баки ЛОС, через некоторое время перекачал обратно с ЛОС в лендер и полетел на Луну. Бред! Не проще ли его просто оставить в баках лендера?

В одном из соседних топиков Зомби резонно напомнил, что на околоземных ОС ресурс пристыкованного КК больше, чем в свободном полёте. Надо полагать, это неспроста, и с лунными кораблями всё аналогично.

Ну если с космонавтами на борту, тогда, наверное, меньше. А если в беспилотном режиме, то чем такой КК отличается от непилотируемого аппарата?
 

ЦитироватьКроме того, на ЛОС можно повесить мощную криогенику (и не таскать её лэндерами с Луны и обратно),

Увы, таскать. Если, конечно, не ограничиваться исключительно краткими флаговтыкательскими миссиями на несколько часов, а более-менее продолжительными экспедициями. При наличии лунной базы и ядерного реактора при ней продолжительность может быть несколько месяцев, как на МКС. И все это время водород надо хранить. Причем, лунным днем нагрузка на систему охлаждения даже выше, чем в открытом космосе ввиду наличия горячей лунной поверхности под боком.

Цитироватьмощную СЖО

Обычную СЖО. Экипаж на станции и на лендере будет тот же самый.

Цитироватьи радиационную защиту (на случай повышения солнечной активности), и таким образом обеспечить доп. безопасность экипажа

Она скорее актуальна на Луне, поскольку именно там экипаж проведет основное время. Засыпание модулей станции лунным грунтом вполне сгодится. Во вторую очередь на этапе перелета Земля-Луна и обратно. Но тут уже серьезную защиту не навесишь по энергетическим ограничениям, ни на лендер, ни на Союз. Проще активность Солнца мониторить и корректировать даты пререлета при необходимости.

Цитировать

ЦитироватьЗачем все это собирать вместе? Чтобы монструозный лендер построить?

Нет. Просто груз, лэндеры, и топливо для них рационально везти по отдельности.

Да ради бога. Привез -- стыкуй все это вместе на LLO и вперед. Наличие станции ничего не дает, кроме одной лишней операции по стыковке.

Судя по всему, лендер НАСА весит 5т сухой. В баках ЖВ для выхода на ЛЛО и посадку 15т кирпича. В любую точку поверхности. Срок хранения водорода - 1 мес минимум.

ЦитироватьТеперь мы в Европы сиганули, так что теперь будет "как у них" :roll:
Масссса проектов, масссса...
С крыльями, с реакторами, с термоядом, с гелием...
Очччень, очччень...
 :mrgreen:

Всё что не ЛОС отстой и вредный бред тайных врагов прогресса!

Fakir,
МЛАБ-400 загрузившийся 35-ю тоннами ПГ и горючего
будет разгонятся 257 суток,
сделает 942 витка,
истратит 8 389 кг топлива, ХС = 7 060 м/с, (что не соответствует теоретическому предположению что максимальная ХС при предельно малом ускорении будет в двое больше оптимальной "цандеровской" ХС)
до Луны долетит ещё через 7 суток,
потом торможение (не считал)

Таким образом, исходя из общих соображений, полная ХС ЛЕО-ЛЛО будет гдето в районе ~8 800 м/с
Общая масса на ЛЛО ~29 830 кг

ПГ на ЛЛО будет около ~23 300 кг

Shiver

ЦитироватьМожно "заточить" под какое-нибудь одно силовое напряжение, например, разрядное (в рассмотренном СПД около 700 В).

Fakir

ЦитироватьЯ его и имел в виду. Только, сдаётся мне, оно должно быть всё же немного поменьше - ближе к 600 В, скорее.

Ну если Вы собрались использовать кислород, то понятное дело напряжение будет и не 700 В и даже не 600 В :)
Тут тоже необходима оптимизация под конкретную массу буксира.

Кстати боюсь СПД в том виде в котором он сейчас есть кислород просто не потянет, КПД -  будет порядка 20%. Так что здесь тоже есть поле для творчества - создание и отработка по сути нового ЭРД.

Так что я бы не торопился говорить что ЭРД уже есть :wink:

Буксиры первой фазы - на ксеноне однозначно, в самом-самом крайнем - на криптоне.
Кислород - дальняя перспектива, следующий шаг. Напряжение будет около 150 В, что, с одной стороны, чуть упростит ситуацию, но возрастут токи... Работать, конечно, есть над чем. Поэтому я специально подчёркивал, что кислородный ЭРД - дальняя перспектива. И еще нужно посчитать, будет ли это в целом целесообразно.

Где бы что почитать про ЭРД в и-нете ...
Кто нибудь может кинуть ссылку?

Agent

ЦитироватьСудя по всему, лендер НАСА весит 5т сухой.

Это грузовой, я так понимаю?

ЦитироватьВ баках ЖВ для выхода на ЛЛО и посадку 15т кирпича. В любую точку поверхности. Срок хранения водорода - 1 мес минимум.

Ага... Недурственно. А максимальный срок хранения, которого можно ожидать - не упоминается?
И что для пилотируемого лэндера, какие массы у взлётной и посадочной?
 
Вадим Семенов

ЦитироватьУвы, таскать. Если, конечно, не ограничиваться исключительно краткими флаговтыкательскими миссиями на несколько часов, а более-менее продолжительными экспедициями. При наличии лунной базы и ядерного реактора при ней продолжительность может быть несколько месяцев, как на МКС. И все это время водород надо хранить. Причем, лунным днем нагрузка на систему охлаждения даже выше, чем в открытом космосе ввиду наличия горячей лунной поверхности под боком.

Не обязательно. Полагаю, что криогеника и "внизу" может быть стационарной. Т.е. на лэндере - только баки, захолаживающее оборудование - на лунной базе и на ЛОС. То же и с кислородом. Если стационарную криогенику удастся нормально подрубать к бакам - получится неплохой выигрыш.

ЦитироватьОбычную СЖО. Экипаж на станции и на лендере будет тот же самый.

На ЛОС можно поставить более тяжёлую, но замкнутую или частично-замкнутую СЖО, и экономить на расходуемых материалах.

ЦитироватьОна скорее актуальна на Луне, поскольку именно там экипаж проведет основное время.

Она актуальна везде, где экипаж может в принципе провести достаточно длительное время.

ЦитироватьВо вторую очередь на этапе перелета Земля-Луна и обратно.

Перелёт недолгий, здесь можно и обойтись без.

Sevlagor

ЦитироватьКеросина надо в 3.2 раза больше.
Значит для водорода пока: 1+ х < 3.2 ; где х - максимальная масса криосистемы при которой ЖВ ещё будет выгоден.

х = 2,2 от массы водорода.

Немного не так. Зависимость будет другая, т.к. криосистему мы таскаем с собой всё время - т.е. увеличиваем сухую массу.
Поэтому x=(0,7-0,21)m=2,45 тонн для керосина (т.е. уже даже не 2,2 от массы водорода, а 2,3) и x=(0,47-0,21)m=1,3 тонны для метана. Нда, еще серьёзней получается.

ЦитироватьУ водорода просто громадное преимущество.

Ну, тогда сам бог велел еще повышать долю кислорода - хотя бы до 1:7  :)

ЦитироватьМЛАБ-400 загрузившийся 35-ю тоннами ПГ и горючего
будет разгонятся 257 суток,
сделает 942 витка,

Так это по "круговой" спирали? Или по полу-цандеровской?

ЦитироватьХС = 7 060 м/с, (что не соответствует теоретическому предположению что максимальная ХС при предельно малом ускорении будет в двое больше оптимальной "цандеровской" ХС)

Тут возможны варианты. Может, ускорение не то, может, закон управления слишком дубовый...
Да и утверждение, что ХС вдвое больше - оно ведь не точное.

ЦитироватьТаким образом, исходя из общих соображений, полная ХС ЛЕО-ЛЛО будет гдето в районе ~8 800 м/с

Ну поскольку для Луны не посчитано - то это, вообще говоря, еще не есть надёжно установленный факт.

ЦитироватьГде бы что почитать про ЭРД в и-нете ...
Кто нибудь может кинуть ссылку?

В инете... Морозова в инете наверняка нет... А Гришин, Лесков в принципе есть, в дежавю формате - "Электрические ракетные двигатели космических аппаратов". Поищи, думаю, поисковики должны зацепить. Я откуда-то скачивал, но ссылку не сохранил.

Цитировать

ЦитироватьМЛАБ-400 загрузившийся 35-ю тоннами ПГ и горючего
будет разгонятся 257 суток,
сделает 942 витка,

Так это по "круговой" спирали? Или по полу-цандеровской?

Да, "круговая" спираль.
Если лететь по полу-цандеровской то ХС и время работы двигателя уменьшатся,
а общее время разгона увеличится.

Цитировать

ЦитироватьТаким образом, исходя из общих соображений, полная ХС ЛЕО-ЛЛО будет гдето в районе ~8 800 м/с

Ну поскольку для Луны не посчитано - то это, вообще говоря, еще не есть надёжно установленный факт.

Угу.

ЦитироватьГришин, Лесков в принципе есть, в дежавю формате - "Электрические ракетные двигатели космических аппаратов". Поищи, думаю, поисковики должны зацепить. Я откуда-то скачивал, но ссылку не сохранил.

Поищу ...

ЦитироватьБуксиры первой фазы - на ксеноне однозначно, в самом-самом крайнем - на криптоне.
Кислород - дальняя перспектива, следующий шаг. Напряжение будет около 150 В, что, с одной стороны, чуть упростит ситуацию, но возрастут токи... Работать, конечно, есть над чем. Поэтому я специально подчёркивал, что кислородный ЭРД - дальняя перспектива. И еще нужно посчитать, будет ли это в целом целесообразно.

Буксиры даже первой фазы однозначно не на ксеноне. Слишком уж его мало. Одно дело несколько килограмм для геостационарного спуника, а совсем доугое -- тонны на каждый рейс буксира.

Насколько я понимаю, инертные газы предпочтительней, поскольку они не вступают в хисические реакции с двигателем и поверхностью аппарата и не налипают не нее как щелочные металлы. При этом ксеное выбран потому что его просто хранить. Он сжижается под давлением несколько десятков атмосфер при комнатной температуре. Идеальное рабочее тело для геостационарных спутников, работающих по 15 лет без обслуживания. Там нужны решения, в которых просто нечему ломаться.

Но для лунной транспортной системы это не столь актуально. Контейнеры с рабочим телом живут гораздо меньший срок. Потому можно и нечто криогенное применить, например, аргон. Если уж мы водород планируем хранить, то аргон и подавно сможем. Может быть, даже без холодильника.

А про кислород предлагаю забыть. На обратную дорогу требуется не так много рабочего тела, чтобы связываться с этаким гемороем. Проще привезти его с Земли, причем то, которое не будет создавать проблем.

ЦитироватьНе обязательно. Полагаю, что криогеника и "внизу" может быть стационарной. Т.е. на лэндере - только баки, захолаживающее оборудование - на лунной базе и на ЛОС. То же и с кислородом. Если стационарную криогенику удастся нормально подрубать к бакам - получится неплохой выигрыш.

Стационарной она не будет в любом случае бо лендер не будет садится с такой точностью, чтобы прямо к трубопроводам холодильной установки его подрубать. Понадобиться по меньшей мере "водородовоз". Не думаю, что его создание, геморой с перекачкой и дополнительная ненадежность оправдают немного меньший вес лендера.

ЦитироватьНа ЛОС можно поставить более тяжёлую, но замкнутую или частично-замкнутую СЖО, и экономить на расходуемых материалах.

Зачем, если сразу же после стыковки космонавты переходят в лендлер и летят дальше? Она же практически необитаемая. Хотя проще вообще прямо к лендеру стыковаться. Смысла в переходе через станцию никакого. Только одна дополнительная стыковка добавляется.

Цитировать

ЦитироватьОна скорее актуальна на Луне, поскольку именно там экипаж проведет основное время.

Она актуальна везде, где экипаж может в принципе провести достаточно длительное время.

Перелет можно просто перенести, чтоб по солнечную вспышку не попасть, а на каждую вспышку прерывать многомесечную луную экспедицию -- не дело.

Цитировать

ЦитироватьВо вторую очередь на этапе перелета Земля-Луна и обратно.

Перелёт недолгий, здесь можно и обойтись без.

За этот недолгий полет во время солнечной вспышки можно словить столько, что мало не покажется. А во время "летной космической погоды", конечно, можно лететь без защиты.

ЦитироватьAgent

ЦитироватьСудя по всему, лендер НАСА весит 5т сухой.

Это грузовой, я так понимаю?

ЦитироватьВ баках ЖВ для выхода на ЛЛО и посадку 15т кирпича. В любую точку поверхности. Срок хранения водорода - 1 мес минимум.

Ага... Недурственно. А максимальный срок хранения, которого можно ожидать - не упоминается?
И что для пилотируемого лэндера, какие массы у взлётной и посадочной?

Посадочный модуль вродь универсальный с небольшими вариациями. 5-6т сухой.
Срок хранения ЖВ я привел из того, что допускается 30 дневный разрыв между пусками HLV и CLV
Грузовой вариант точно на 15т ПН.
А вот пилотируемый чуток меньше - доп тормозят CEV
Вот по пилотируемому
(http://ramm.us/files/ForumIMG/LSAMa.jpg)
(http://ramm.us/files/ForumIMG/LSAMb.jpg)

ЗЫ: диаметр этой штуки 7м - так что под Протон дизайн другой должен быть. Горизонтальный скорее всего

Sevlagor

ЦитироватьЕсли лететь по полу-цандеровской то ХС и время работы двигателя уменьшатся, а общее время разгона увеличится.

Это понятно, но "скока в граммах"?

Вадим Семенов

ЦитироватьБуксиры даже первой фазы однозначно не на ксеноне. Слишком уж его мало.

Десяток-другой тонн за несколько лет найти можно. Для первой фазы этого хватит.

ЦитироватьНасколько я понимаю, инертные газы предпочтительней, поскольку они не вступают в хисические реакции с двигателем и поверхностью аппарата и не налипают не нее как щелочные металлы. При этом ксеное выбран потому что его просто хранить.

Ксенон выбран в основном из-за двух обстоятельств: небольшой потенциал первой ионизации и большая масса атома.

ЦитироватьА про кислород предлагаю забыть. На обратную дорогу требуется не так много рабочего тела, чтобы связываться с этаким гемороем.

Не только на обратную. Если все ЭРД будут на кислороде, то с Земли придётся поднимать только водород для лэндеров. Поэтому смысл рассмотреть такую возможность вполне есть.

ЦитироватьЗачем, если сразу же после стыковки космонавты переходят в лендлер и летят дальше? Она же практически необитаемая. Хотя проще вообще прямо к лендеру стыковаться. Смысла в переходе через станцию никакого. Только одна дополнительная стыковка добавляется.

Нам нужно свести в одной точке три блока: пилотируемый корабль, лэндер, и топливо для него. ИМХО, куда проще это делать через ЛОС.
Это даёт некоторую свободу и гибкость графика - если по каким-то причинам прилёт топлива, или лэндера задерживатся - ничего страшного, экипаж в нормальных условиях, опасности никакой нет.
В составе ЛОС может находиться "спасательная шлюпка" на высококипящих компонентах. Таким образом, введение ЛОС в систему повысит безопасность.

Agent

ЦитироватьВот по пилотируемому

Очень интересно! А еще что-нибудь есть - по пилотируемому и по грузовому? Интересует всё: примерные схемы, размассовки, данные по движкам (масса, УИ, тяга) и т.д. и т.п.

Цитироватьдиаметр этой штуки 7м - так что под Протон дизайн другой должен быть.

Ну в принципе, ИМХО, не видно причин, по которым на Протон нельзя было бы поставить семиметрового диаметра груз. Да, специальный обтекатель, да, возрастёт сопротивление - но скорее всего это преодолимо.

Не совсем понятно - зачем на посадочной ступени аж три движка?!

Все есть в отчете по ESAS http://www.nasa.gov/mission_pages/exploration/news/ESAS_report.html

Цитировать

ЦитироватьЕсли лететь по полу-цандеровской то ХС и время работы двигателя уменьшатся, а общее время разгона увеличится.

Это понятно, но "скока в граммах"?

Считать надо ... а Excel это уже нетянет ... почти тысяча витков! ... а по "полу-цандеру" будет больше ... значительно ...

ЦитироватьЗомби. Просто Зомби

ЦитироватьТо, что предполагают американцы сейчас отчасти оправдывается большой ракетой, которая одна в состоянии доставлять на Луну ПН в 20 тонн

Отговорки.

ЦитироватьИ тем, что летят они сразу на Луну

Отговорки.

ЦитироватьИ тем, что планируется относительно малое число полетов в год (кажется, не более 3-х? )

Отговорки. Мы можем летать не чаще 2-х раз бес потери качества.

ЦитироватьМы же "собираемся" лететь только на ЛОС и в этом полете уже есть как минимум одна стыковка - с ЛОС
А может быть и больше - если это экспедиция на Луну

Отговорки. В любом полёте на Луну с посадкой есть еще одна стыковка. Т.е. у американцев их по две штуки за полёт. И ничего. 2 стыковки или три - разница непринципиальная; стыковка должна быть делом вполне заурядным.

Уф! :mrgreen:
Да, конечно, главное: у американцев стыковаться будет лунный модуль (с РБ) и командный, выводимый отдельно
И там и там средства стыковки находятся изначально, по плану полета, точно также они будут стыковаться и у Луны
При двухпусковой схеме для Союза на отдельновыводимом РБ должны быть ИЗБЫТОЧНЫЕ средства стыковки, система управления и тп, а скорее всего также и "второй комплект" двигателей, баков, трубопроводов, лишний против необходимого, так как Протона + Союз на самом деле недостаточно, придется брать еще "один РБ" с собой
У американцев экипаж находится в БОЛЬШОМ корабле со значительным ресурсом, у Союза ресурс хотя и достаточный, но отнюдь не избыточный, и лишние сутки-трое на околоземной орбите ему ни к чему, как и космонавтам
Ну и, вообще-то, лишняя стыковка и американский план не украшает

Цитировать

ЦитироватьК тому же и параметры доставляемой на ОЛО ПН "оставляют желать", ЛОС на таком построить невозможно -

Зомби, а с чего это вам приснилось, что модуль ЛОС должен быть всенепременно массой 20 тонн? У вас на потолке эта цифра написана? Так может, это просто застарелые следы потопа у соседей сверху, а?

Да, на потолке :roll:
Порядка 20 тонн для жилого отсека, подтверждено практикой
И то он, в общем-то, маловат, только-только
Меньше нельзя
Иначе вся "станция" будет состоять сплошь из стыковочных узлов, люков и переходов
Неповернешся, блин

Цитировать

Цитироватьда, очевидно, и не планируется: "у нас нет планов по Луне" (С) Перминов

Потому и не планируется, что пока нет хорошей комплексной программы, не чрезмерно дорогой и с побочными бонусами. Идти по пути, аналогичному американскому, нам сейчас и впрямь нафиг не надо.

Ну дык с таким "запросом" и не будет ничего
И никогда
И никаких шансов :(
Ищите дорожку, усыпанную розами?
А к турникетику угодить не опасаетесь? :roll:

ЦитироватьЗомби. Просто Зомби

ЦитироватьПод что годится вышеупомянутая "хрень"?
Под пилотов - с временем выведения "от 30 суток"?

Зомби, ну в самом деле, хорош дурочку-то валять.
Уже ведь русским по чёрному десять раз написано было: то, что вы так ласково и интеллигентно поименовали "хренью", предназначено для транспортировки грузов и беспилотной техники (модулей и лэндеров).

Вышеуказанную "нагрузку на отлетной" (10-12) без труда создает парный запуск Протонов
Нахрена с реакторами при этом заморачиваться?
Темните что-то, Факир (ну или "лицо, включившее данный пункт в ФКП" :roll:  Или "группа лиц" :mrgreen: )
Повторяю, для обеспечения пилотируемых полетов непригодно изначально, для транспортировки "модулей" недостаточная величина ПН

Цитировать

Цитировать- криоген на ЛОС
- добыча кислорода на луне

Ой млин... Ну десять раз же подчёркивал - все эти компоненты можно вводить в бой по очереди, хотя и желательно использовать все вместе.

Не
"Кто-то" говорил примерно следующее: пока на Луне кислороду не нароем - никаких полетов!
(Как в том анекдоте: пока плавать не научитесь, воду мы вам в бассейн не нальём. Ато утоните :mrgreen: )

Цитировать

Цитировать- пилотируемый полет к ЛОС на миникорабле ("джемини")

Ок. Не "джемини". БО "Союза". Устраивает?

Нет
Не устраивает
Союз и так "строго минимален"
Трое суток "высидеть" можно конечно, даже и все 6-7 (если вдруг "стыковка не удалась"), но та'аищи летят работать, возможно, достаточно надолго, а не сразу в послеполетную санаторию
И в Союзе-то достаточно тяжко будет, а "без БО"... нет
Никак

PS. Да, не трое суток, чуть не забыл, они же еще пару суток на околоземной орбите будут морочится, со стыковкой с РБ - и все это "в позе эмбриона"?

ЦитироватьP.S. Не, Зомби, вы уж извините, но это становится чересчур утомительно. Что-то вас последние полгода одолели сплошь кретинистические... тьфу, то есть критические... настроения - то не так, это не этак, "Клипер" плох, гелий - опиум для народа, ядерный буксир - происки врагов, а единственное спасение от всех напастей - 40-тонная РН, коя и приведёт к всеобщему благорастворению воздухов.

"Благорастворения" не будет ни в каком случае
С 40-тонкой "будет трудно"
Но можно
С "буксиром" в лучшем случае будет "цирк"
Акробатика "на грани возможного"
Естественно, такое не может продлится долго, даже если вообще начнется
"Буксир" может "поключится" к проекту на определенной стадии, а не быть его основой
Ключ "к Луне" (если "идти через ЛОС") - 40-тонка, да

Гелий "опиум" только в постановке: "на Луну - за гелием"
Нет
Если мы летим только "за гелием", у нас вряд ли что получится
"Начинать надо сейчас" - именно так
Но лунная программа должна быть "научной" и "всенаправленной" в любом случае, а уж особенно на первых стадиях

Клипер - неплох как "челнок"
И если бы мы могли представить, что он может существовать параллельно лунной программе, не пересекаясь с ней и не отбирая у нее последнее - то пусть бы и был
Но мы такого представить себе не можем :mrgreen:
А еще больше не можем себе представить, как на нем летать к Луне :mrgreen:  :mrgreen:
Проще, наверное, к Сатурну - на солнечном парусе :mrgreen:  :mrgreen:  :mrgreen:

PS.
Утомляешся?
"Не напрягайся. Ни по жизни, ни в помыслах своих" (С) А вот откуда - не знаю. Не спросил

Цитировать

ЦитироватьТеперь мы в Европы сиганули, так что теперь будет "как у них" :roll:
Масссса проектов, масссса...
С крыльями, с реакторами, с термоядом, с гелием...
Очччень, очччень...
 :mrgreen:

Всё что не ЛОС отстой и вредный бред тайных врагов прогресса!

Наконец-то слышу здравые мысли ;)
Ацтой, однозначно! :mrgreen:

Цитировать

ЦитироватьБуксиры даже первой фазы однозначно не на ксеноне. Слишком уж его мало.

Десяток-другой тонн за несколько лет найти можно. Для первой фазы этого хватит.

Ну если уговорите всех остальных потребителей ксенона в мире обойтись без него несколько лет, что явно нереально. Годовое мировое производство ксенона всего несколько тонн.

Цитировать

ЦитироватьНасколько я понимаю, инертные газы предпочтительней, поскольку они не вступают в хисические реакции с двигателем и поверхностью аппарата и не налипают не нее как щелочные металлы. При этом ксеное выбран потому что его просто хранить.

Ксенон выбран в основном из-за двух обстоятельств: небольшой потенциал первой ионизации и большая масса атома.

Энергия ионизации ксенона 1100 кДж/моль. 1 моль ксенона это 0.131 кг. Чтобы разогнать эти 0.131 кг до 20 км/с (уи=2000) нужно 26.2 мДж. Так что фингя все это. К тому же у щелочных металлов потенциал первой ионизации в разы меньше, так что это не довод. Кстати у аргона потенциал ионизации близкий, 15.7 против 12.1 у ксенона.

Что касается массы иона, то, как раз наоборот, чем меньше масса иона, тем большую скорость он приобретет, проходя ту же разность потенциалов. Так что тут ксенону гордится нечем.

ЦитироватьНе только на обратную. Если все ЭРД будут на кислороде, то с Земли придётся поднимать только водород для лэндеров. Поэтому смысл рассмотреть такую возможность вполне есть.

Не надо забывать, что кислород тоже надо поднимать, хотя и с Луны. А для этого нужен водород, который придется поднимать опять таки с Земли. Так что не все так кучеряво. Так если выигрыш и будет, не стоит он того гемороя, который создает кислород своей химической активностью. Если двигатель еще может быть и можно защитить, то весь аппарат от молекулярного кислорода, да еще ионизированного...

ЦитироватьНам нужно свести в одной точке три блока: пилотируемый корабль, лэндер, и топливо для него. ИМХО, куда проще это делать через ЛОС.

Чем проще-то? Тем, что дополнительная стыковка появляется? Бери лендер и стыкуй к нему и пилотируемый корабль и танкер. Хоть последовательно, хоть одновременно.

ЦитироватьЭто даёт некоторую свободу и гибкость графика - если по каким-то причинам прилёт топлива, или лэндера задерживатся - ничего страшного, экипаж в нормальных условиях, опасности никакой нет.

Ага, в нормальных условиях, на Земле. У нас ведь экипаж летит быстро, а грузы медленно. Пока они не долетят до LLO, экипаж отправлять смысла нет.

ЦитироватьВ составе ЛОС может находиться "спасательная шлюпка" на высококипящих компонентах. Таким образом, введение ЛОС в систему повысит безопасность.

Спасательная шлюпка на высококипящих компонентах может и сама по себе на LLO болтаться. Более того, крайне желательно чтобы она была способна к автономному полету, если стыковка лендера с возвратным кораблем обломится. Т.е. станция опять таки не нужна.

Кстати, не нужно забывать, что гравитационное поле Луны весьма нерегулярно, орбиты окололунных аппаратов испытывают весьма значительные пертурбации и имеют обыкновение довольно быстро заканчиваться на лунной поверхности. На корректировку орбиты нужно топливо. Причем, чем пропорционально массе аппарата. Поэтому содержание на LLO здоровенной бандуры, чье функциональное предназначение не более чем переходный тоннель между кораблем и лендером (непонятно зачем нужный) не только бессмысленно, но еще и накладно.

Цитировать

ЦитироватьУже ведь русским по чёрному десять раз написано было: то, что вы так ласково и интеллигентно поименовали "хренью", предназначено для транспортировки грузов и беспилотной техники (модулей и лэндеров).

Вышеуказанную "нагрузку на отлетной" (10-12) без труда создает парный запуск Протонов
Нахрена с реакторами при этом заморачиваться?
Темните что-то, Факир (ну или "лицо, включившее данный пункт в ФКП" :roll:  Или "группа лиц" :mrgreen: )
Повторяю, для обеспечения пилотируемых полетов непригодно изначально, для транспортировки "модулей" недостаточная величина ПН

Зомби, вы понимаете что высокоимпульсный РБ это не РН ?

Вы понимаете что ему по большому счёту безразлично какой там ПН его нагрузили 10-12 т, 25, или 50 т ?

Вы понимаете что он вытянет любую ПН ? Что это только вопрос времени и топлива, в буквальном смысле.

Вы знаете что если в бак для высокоимпульсного РБ (того самого - из ФКП, что "10-12т на отлётную") залить 20 т топлива то он вытащит на ЛЛО 40 т груза? (я не утрирую, не преувеличиваю. Так и есть, буквально: заливаеш 20 т -> грузиш 40 т ПН, он тянет и вытягивает всё это на ЛЛО, без дураков. Это не - "ага, как-же, к 2050 г может так и будет", нет! это технология ушедшего века)

Fakir,
а вы это :

Цитировать ... Затраты топлива на взлёт-посадку (в долях от сухой массы лэндера) получились следуюшие:
Водород - 0,21
Метан - 0,47
Керосин - 0,7 ...

считали с учётом того что с Луны на ЛОС возим кислород а обратно горючее?
Но ... вроде ... без ПГ. Так?
А ХС какую брали?

Sevlagor

ЦитироватьСчитать надо ... а Excel это уже нетянет ... почти тысяча витков! ... а по "полу-цандеру" будет больше ... значительно ...

Жаль...

Зомби. Просто Зомби

ЦитироватьВышеуказанную "нагрузку на отлетной" (10-12) без труда создает парный запуск Протонов
Нахрена с реакторами при этом заморачиваться?

Зомби, что больше - 1 или 2?[/size]  
Ну сделайте усилие, это просто!

ЦитироватьПорядка 20 тонн для жилого отсека, подтверждено практикой
И то он, в общем-то, маловат, только-только

Нет, это потоп у соседей. Никто пока не задавлся целью разбить ОС на кирпичи по 13 тонн - не было нужды. Сильно надо будет - можно облегчить: и композиты применить, и про надувной модуль вспомнить, и т.д. и т.п. А если совсем припрёт, 20 а то жисть не мила - можно и 20-тонный к Луне выкинуть, Протон+Союз всего лишь.

ЦитироватьИ там и там средства стыковки находятся изначально, по плану полета, точно также они будут стыковаться и у Луны
При двухпусковой схеме для Союза на отдельновыводимом РБ должны быть ИЗБЫТОЧНЫЕ средства стыковки, система управления

"Начали юлить" (с) не помню кто
Теперь уже проблема, оказывается, и не в стыковке вовсе, а всего лишь в избыточных средствах...
А на кой, спращивается, на РБ иметь систему управления для стыковки, если он вполне может быть пассивным, и, соответственно, оборудование на него устанавливается по минимуму?

Цитироватьу Союза ресурс хотя и достаточный, но отнюдь не избыточный, и лишние сутки-трое на околоземной орбите ему ни к чему, как и космонавтам

А на кой хрен ему проводить лишнее время на околоземной орбите? Мы не в состоянии одновременно запустить Протон и Союз? Есть какие-то принципиальные сложности в том, чтобы сначала запустить Протон, и только после - Союз? Заратустра не позволяет? Это уж какие-то совсем гнилые отговорки пошли в ход.

ЦитироватьНе
"Кто-то" говорил примерно следующее: пока на Луне кислороду не нароем - никаких полетов!

Да. Желательно относительно частые полёты (значит, пилотируемые) начинать уже после добычи местного кислорода.

Вадим Семенов

ЦитироватьНу если уговорите всех остальных потребителей ксенона в мире обойтись без него несколько лет, что явно нереально. Годовое мировое производство ксенона всего несколько тонн.

При необходимости можно нарастить. Сейчас оно такое потому, что больше ксенона практически никому не нужно.

ЦитироватьЭнергия ионизации ксенона 1100 Дж/моль. 1 моль ксенона это 0.131 кг. Чтобы разогнать эти 0.131 кг до 20 км/с (уи=2000) нужно 26.2 мДж. Так что фингя все это. Кстати у аргона потенциал ионизации близкий, 15.7 против 12.1 у ксенона.

15,7 против 12,1 - это 30%, между прочим. Ну и там всякие тонкости будут, связанные с ионизацией, которая в канале происходит.

ЦитироватьЧто касается массы иона, то, как раз наоборот, чем меньше масса иона, тем большую скорость он приобретет, проходя ту же разность потенциалов. Так что тут ксенону гордится нечем.

В том и дело, что чем больше масса заряженной частицы - тем для движка лучше, потому что та же тяга при том же УИ достигается при меньшем токе. Поэтому и появлялась идея коллоидных движков.

ЦитироватьНе надо забывать, что кислород тоже надо поднимать, хотя и с Луны. А для этого нужен водород, который придется поднимать опять таки с Земли. Так что не все так кучеряво.

Ежу понятно. Надо считать. Только считать.

ЦитироватьЕсли двигатель еще может быть и можно защитить, то весь аппарат от молекулярного кислорода, да еще ионизированного...

Это не есть серьёзная проблема :)

ЦитироватьБери лендер и стыкуй к нему и пилотируемый корабль и танкер. Хоть последовательно, хоть одновременно.

Одновременно? Ну и где и как столько стыкузлов налепим?

ЦитироватьКстати, не нужно забывать, что гравитационное поле Луны весьма нерегулярно, орбиты окололунных аппаратов испытывают весьма значительные пертурбации и имеют обыкновение довольно быстро заканчиваться на лунной поверхности.

Орбиты выше 100 км уже достаточно стабильны.

Sevlagor

Цитироватьа вы это :
считали с учётом того что с Луны на ЛОС возим кислород а обратно горючее?

Да, конечно.

ЦитироватьНо ... вроде ... без ПГ. Так?

Да, т.е. именно для пилотируемого - космонавты вверх, космонавты вниз, сухая масса не меняется.
С ПН будет другая картина, причём разная для подъёма и для спуска.

ЦитироватьА ХС какую брали?

Брал 2 км/с и туда, и обратно. Что больше точных ХС, хотя и меньше ХС, которыми располагали посадочная и взлётная ступени Аполлонов - по 2,3 км/с.

Agent

ЦитироватьМожно. Ток потом придется делать тяжелый носитель все одно - на Марс оба девайса необходимы. Причем реактор пилотируемый.

А и тут возможны варианты даже в рамках одного Протона!
Два 10-мегаваттных буксира - готовая ДУ, и довольно неплохая. Осталось смонтировать их на ферму, настыковать из модулей обитаемую часть - эдакий "Мир", и подвезти рабочее тело. Всё, можно лететь.

Хмм ... 0.21 ЖВ от 5т сухой массы. 1т на десантирование.
Одного пуска Ангары-5В хватает на 18-20 десантирований. :)

ЦитироватьAgent

ЦитироватьМожно. Ток потом придется делать тяжелый носитель все одно - на Марс оба девайса необходимы. Причем реактор пилотируемый.

А и тут возможны варианты даже в рамках одного Протона!
Два 10-мегаваттных буксира - готовая ДУ, и довольно неплохая. Осталось смонтировать их на ферму, настыковать из модулей обитаемую часть - эдакий "Мир", и подвезти рабочее тело. Всё, можно лететь.

Марсианский лендер из 20 тонных кусочков не соберёш. Сомневаюсь.
А из 35 тонных уже, ИМХО, реально. Я помедитировал на этот счёт над рисунками Энергии. ИМХО может получится.
Но это тут оффтопик :)

ЦитироватьAgent

ЦитироватьМожно. Ток потом придется делать тяжелый носитель все одно - на Марс оба девайса необходимы. Причем реактор пилотируемый.

А и тут возможны варианты даже в рамках одного Протона!
Два 10-мегаваттных буксира - готовая ДУ, и довольно неплохая. Осталось смонтировать их на ферму, настыковать из модулей обитаемую часть - эдакий "Мир", и подвезти рабочее тело. Всё, можно лететь.

НАСА исходит из 400-500т на ЛЕО для ядерщины и 1500-2000т для химии
Причем предварительно 2 таких же пуска для скидывания запасного лендера и базы.

Кстати, при наличии лунного кислорода даже на химии лететь уже не так западло :D  Массы получаются уже не 1000-1500, а ближе к тем же 400-500...

ЦитироватьВадим Семенов

ЦитироватьНу если уговорите всех остальных потребителей ксенона в мире обойтись без него несколько лет, что явно нереально. Годовое мировое производство ксенона всего несколько тонн.

При необходимости можно нарастить. Сейчас оно такое потому, что больше ксенона практически никому не нужно.

Это ксенон такой сравнительно дешевый, поскольку он пока всего лишь побочный продукт сжижения воздуха, который иначе пришлось бы просто выпускать обратно в атмосферу. Воздух сжижают отнюдь не для производства ксенона, а для нужд металлургии, например. Поэтому себестоимость промзводства ксенона пока равна нулю, по сути.

Ради добычи дополнительных тонн ксенона, придется построить офигенные мощности по сжижению воздуха и разделению газов, в несколько раз превосходящие уже существующие, этот ксенон будет просто бесценным, и вероятно, многократно превзойдет стоимость всего остального в лунной экспедиции.

Цитировать

ЦитироватьЭнергия ионизации ксенона 1100 кДж/моль. 1 моль ксенона это 0.131 кг. Чтобы разогнать эти 0.131 кг до 20 км/с (уи=2000) нужно 26.2 мДж. Так что фингя все это. Кстати у аргона потенциал ионизации близкий, 15.7 против 12.1 у ксенона.

15,7 против 12,1 - это 30%, между прочим. Ну и там всякие тонкости будут, связанные с ионизацией, которая в канале происходит.

Это около 1% от энергии выхлопной струи или около 0.5% от потребляемой мощности, при типовом КПД в 50%. Достатчно мало, чтобы считать это аргументом да и вообще забивать себе голову затратами на ионизацию любого рабочего тела.

Цитировать

ЦитироватьЧто касается массы иона, то, как раз наоборот, чем меньше масса иона, тем большую скорость он приобретет, проходя ту же разность потенциалов. Так что тут ксенону гордится нечем.

В том и дело, что чем больше масса заряженной частицы - тем для движка лучше, потому что та же тяга при том же УИ достигается при меньшем токе. Поэтому и появлялась идея коллоидных движков.

Но, очевидно, при большем напряжении, дабы разгонять тяжелые слабо заряженные частицы до той же скорости. Природу не обманешь. Что нам до тока? Важна мощность, произведение тока на напряжение.

Цитировать

ЦитироватьЕсли двигатель еще может быть и можно защитить, то весь аппарат от молекулярного кислорода, да еще ионизированного...

Это не есть серьёзная проблема :)

Ну не знаю, не знаю. Во всяком случае это гораздо более геморойно, поскольку поверхность аппарата состоит из кучи различных материалов, одно и то же покрытие ко всем сразу наверняка не подойдет.

Цитировать

ЦитироватьБери лендер и стыкуй к нему и пилотируемый корабль и танкер. Хоть последовательно, хоть одновременно.

Одновременно? Ну и где и как столько стыкузлов налепим?

Два. Один со стороны обитаемого отсека, другой со стороны двигательного. Двигатели по бокам от стыковочного узла.

Цитировать

ЦитироватьКстати, не нужно забывать, что гравитационное поле Луны весьма нерегулярно, орбиты окололунных аппаратов испытывают весьма значительные пертурбации и имеют обыкновение довольно быстро заканчиваться на лунной поверхности.

Орбиты выше 100 км уже достаточно стабильны.

Отнюдь. Высокие орбиты начинает сильно возмущать Земля своим притяжением. Есть, конечно некий оптимум, но в целом продолжительное существование на орбите Луны без коррекций орбиты невозможно -- медицинский факт.

Fakir, то что вы излагаете - АБСОЛЮТНЫЙ СЮРРЕАЛИЗМ
Красиво и правдоподобно выглядящий БРЕД

Если "наши лунные представления" сегодня таковы (а похоже, что так), то "Луны у нас не будет"
Что совпадает с "отсутствием (серъезных) лунных планов" "по Перминову"

Чтож, не привыкать, всего лишь пополним число наших блестящих "побед" еще одной

Сюрреализм - "встреча (или свидание? ) зонтика и швейной машинки на операционном столе" (С) не помню кто

Каждая отдельная "деталь" вполне реалистична
А вместе - вот он какой, сюр :roll:

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьКстати, не нужно забывать, что гравитационное поле Луны весьма нерегулярно, орбиты окололунных аппаратов испытывают весьма значительные пертурбации и имеют обыкновение довольно быстро заканчиваться на лунной поверхности.

Орбиты выше 100 км уже достаточно стабильны.

Отнюдь. Высокие орбиты начинает сильно возмущать Земля своим притяжением. Есть, конечно некий оптимум, но в целом продолжительное существование на орбите Луны без коррекций орбиты невозможно -- медицинский факт.

Не кто иной, как Баллистик поделился:
окололунные орбиты выше 1000 (или 2000 км?) вообще устойчивы
ДО какой высоты, правда, не сказал

Так что "оптимум" надо думать "где-то ниже"
Имея в виду минимальные затраты на коррекции совокупно с энергетикой "десанта"

Немного о многоразовых лэндерах - пилотируемых и грузовых.

Используемые обозначения:
m - сухая масса лэндера, M - масса ПН (спускаемой с LLO или поднимаемой с Луны).
a=exp(v/u) , где v - ХС (для простоты принимаем, что ХС одна и та же для взлёта и посадки), u - скорость истечения.
b=(массовая доля топлива)/(массовая доля кислорода)
k=(a-1)/(b+1)

Формулы для расходуемого на один полёт вверх-вниз топлива.

Для пилотируемого лэндера:

m топл. = m*k*(2+(b+1)*k)/(1-b*k^2)

Для грузового лэндера (спуск ПН с LLO):

m топл. = m*k*(2+(b+1)*k)/(1-b*k^2)+M*k*(1+b*k)/(1-b*k^2)

Для грузового лэндера (подъём ПН на LLO):

m топл. = m*k*(2+(b+1)*k)/(1-b*k^2)+M*k*(1+k)/(1-b*k^2)

Расход топлива для грузовых лэндеров (m - сухая масса лэндера, M - ПН):

.............................  спуск ПН c LLO............подъём ПН на LLO
Водород.................0,21m + 0,12M.............0,21m + 0,09M            
Метан......................0,47m + 0,270M...........0,47m + 0,2M
Керосин..................0,7m + 0,39M...............0,7m + 0,3M
Керосин+водород....0,34m + 0,2M..............0,34m + 0,14M

Для лэндера сухой массой 5 тонн и ПН - 12 тонн:

.............................спуск ПН c LLO........подъём ПН на LLO
Водород.......................2,5.............................2,2
Метан...........................5,6.............................4,8
Керосин........................8,1.............................7,1
Керосин+водород.........4................................3,4

Хотя поднимать оптимальнее большую ПН - чтобы баки были заполнены полностью.

Полгода водород не выдерживает. Метан рулит.
Вот рассчеты по СМ (с учетом всего, а не ток УИ)

(http://ramm.us/albums/album30/SMmass.jpg)

Взято отсюда
http://www.nasa.gov/pdf/140635main_ESAS_04.pdf

Ну они ж там вроде бы не рассматривали возможность навешивать на баки захолаживающее оборудование. Что мы вполне можем себе позволить на время транспортировки LEO-LLO.
И то выкипание водорода - до полугода, весьма солидно.
Если его можно хранить без криогеники хотя бы 3 три месяца - уже можно возить его малой тягой, при той же мощности реактора взяв движки с меньшим УИ - скажем, не 3000, а 1500.

Метан, конечно, тоже неплох, но водород уж очень сильно лучше.

ЦитироватьНу они ж там вроде бы не рассматривали возможность навешивать на баки захолаживающее оборудование. Что мы вполне можем себе позволить на время транспортировки LEO-LLO.
И то выкипание водорода - до полугода, весьма солидно.
Если его можно хранить без криогеники хотя бы 3 три месяца - уже можно возить его малой тягой, при той же мощности реактора взяв движки с меньшим УИ - скажем, не 3000, а 1500.

Метан, конечно, тоже неплох, но водород уж очень сильно лучше.

Причем тут транспортировка?
На лендер будет нада холодильник вешать. Да еще с учетом работы в условиях лунного дня.

А на лэндер зачем? Холодильник на ЛОС, холодильник на лунной базе.

ЦитироватьА на лэндер зачем? Холодильник на ЛОС, холодильник на лунной базе.

Ничего себе.... а кто будет на Луне ездить - лендер к холодильнику или холодильник к лендеру? Или еще ровер - криогенный танкер в комплекте?
Это все нада, чтоб иметь возможность мерять в Протонах?

Agent

ЦитироватьНичего себе.... а кто будет на Луне ездить - лендер к холодильнику или холодильник к лендеру? Или еще ровер - криогенный танкер в комплекте?

Холодильник, наверное. Вряд ли он будет сильно тяжёлым - ИМХО, вполне можно будет смонтировать на "стандартном роверовском" шасси.

ЦитироватьЭто все нада, чтоб иметь возможность мерять в Протонах?

Нет, это надо, чтоб удельная стоимость транспортировки груза и людей на Луну становилась всё меньше.
Не обязательно ведь заниматься водородом с самого начала лунной базы. Но заниматься надо непременно.

ЦитироватьAgent

ЦитироватьНичего себе.... а кто будет на Луне ездить - лендер к холодильнику или холодильник к лендеру? Или еще ровер - криогенный танкер в комплекте?

Холодильник, наверное. Вряд ли он будет сильно тяжёлым - ИМХО, вполне можно будет смонтировать на "стандартном роверовском" шасси.

ЦитироватьЭто все нада, чтоб иметь возможность мерять в Протонах?

Нет, это надо, чтоб удельная стоимость транспортировки груза и людей на Луну становилась всё меньше.
Не обязательно ведь заниматься водородом с самого начала лунной базы. Но заниматься надо непременно.

Водородом нужно заниматься в первую очередь на Земле.
Очень удобно - и технологию обкатать и ПН растет драматически....

Цитироватьи ПН растет драматически....

Русский - не английский :D
"Провинция, не поймут-с" :mrgreen:

А может вообще нет проблем поставить холодильник прямо на лендер? Нам ведь нужна совсем небольшая производительность. Как было показано ранее, надлежащей экранной изоляцией, подбором материала крепежа и отсоединением трубы от водородного бака можно добиться притока тепла в несколько ватт. (Чем, очевидно, и достигается хранение водорода до полугода без охлаждения.)

В связи с этим предлагаю обратить внимание на следующий документ:
http://lib.aanet.ru/pdf/2002/formoz-2.pdf

В частности, на холодильник на цикле Стирлинга (двухступенчатый), со след. параметрами:

Температура -- 15-25 К (температура кипения водорода -- 20,28 K)
Холодопроизводительность -- 2-5 Вт
Ресурс -- 10000 часов

Масса не указана, но поскольку их ставят на головки самонаведения авиационных ракет, то вряд ли они значительно утежелят лендер.

ЦитироватьТок потом придется делать тяжелый носитель все одно - на Марс оба девайса необходимы.

В таком случае создается неплохая возможность для совместной, российско-американской марсианской программы. Они вкладывают тяжелый носитель, мы высокоимпульсную двигательную установку (возможно вместе с кораблем). А если мы пойдем на Луну американским путем, то исчезает почва для сотрудничества в марсианской программе: сторонам нечего предложить друг другу, все что есть у одной стороны есть и у другой, а чего не хватает, того нет ни у кого.

Fakir

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьЕсли лететь по полу-цандеровской то ХС и время работы двигателя уменьшатся, а общее время разгона увеличится.

Это понятно, но "скока в граммах"?

Считать надо ... а Excel это уже нетянет ... почти тысяча витков! ... а по "полу-цандеру" будет больше ... значительно ...

Написал по ratman'овскому OrbitalModel программу на С++.

Она мне насчитала:
Начальная масса 5000+35000 кг.
Если двигатель работает по полвитка -1<Р<0
то общее время разгона - 396 суток (мда :) ... год и 1 месяц  :D  )
двигатель работает - 158 суток
витков - 1950
затрчено топлива - 7 137 кг
ХС - 5 896 м/с

Торможение у Луны не считал.
Ориентировочно ХС должна быть в районе ~1 570 м/с
Всего ХС ~7 470 м/c
ПГ на ЛЛО около ~24 770 кг

Вадим Семенов

ЦитироватьВ связи с этим предлагаю обратить внимание на следующий документ:
http://lib.aanet.ru/pdf/2002/formoz-2.pdf

Спасибо, интересная вещь. Проглядел пока по диагоноли, хорошо бы покопаться.

ЦитироватьВ частности, на холодильник на цикле Стирлинга (двухступенчатый), со след. параметрами:

Температура -- 15-25 К (температура кипения водорода -- 20,28 K)
Холодопроизводительность -- 2-5 Вт
Ресурс -- 10000 часов

К сожалению, есть и трудности.
Во-первых, энергопотребление холодильника. Пишут, что для производства 1-2 Вт холода при 15-16 К холодильник потребляет более 1 кВт. Так что если у нас теплоприток порядка 50 Вт... Нда.
Во-вторых, описанные в файле холодильники служат для охлаждения ПЗС-матриц телесистем - объект небольшой, можно обеспечить прямой тепловой контакт. Нам же нужно охлаждать здоровую цистерну, что уже заметно сложнее...

Так вроде ~50Вт Sevlagor насчитал при использовании АМг2, а потом нашли материалы на порядок более низкой теплопроводности при разных температурах. Потому и приток тепла можно уменьшить на порядок надлежащим конструированием. А 5кВт электрической мощности солнечные батареи на лендере вполне потянут.

Впрочем, если можно хранить полгода без охлаждения, то можно продолжительность высадки на поверхность этим и ограничить. Полгода -- нормальный срок для экспедиции, летали же на Союзах в полугодовые экспедиции как раз по причине полугодового орбитального ресурса. Да и сейчас продолжают летать, хотя ресурс вроде бы увеличен у ТМА.

Да, лунным днем приток тепла будет больше, зато лунной ночью -- меньше, солнечные лучи не попадают, поверхность Луны тоже не слабо остывает. Так что можно захолодить водород перед посадкой и все. Ну а во время транспортировки ядерным буксиром дефицита энергии нет, можно и охлаждать.

Конечно, в полете буксира придется принудительную циркуляцию устраивать. Но ледер с охлаждением вполне конвекцию может использовать: автономный полет от растыковки с буксиром до посадки краток.

Немного пищи для оптимизма на тему хранения ЖВ :D
Агент постил в одном из топиков про американскую лунную программу:

Цитироватьпотери водорода оцениваются в 5% за месяц

Сухую массу не нашел, но небольшой бак дает 1.3 Вт утечки.
Все в сборе для СМ - 3.3
Что составляет 5% для водорода.
Для бОльших баков, имхо, дела куда получше должны быть (чуть меньше 4% по некоторым исследованиям http://dunnspace.com/cryogen_space_storage.htm )


http://www.nasa.gov/mission_pages/exploration/news/ESAS_report.html

Some of the more applicable tests have demonstrated flight-weight tanks of 15,000 lbm capacity and heat leaks of 1.3 watts with very low boil-off rates. The recent tank design for Shuttle upgrades for a 10,500 lbm-capacity tank looked at the pressured vessel and Liquid Acquisition Device (LAD) design. Propellant tanks and LADs are critical long-lead items and require significant development and testing in low-g and thermal vacuum tests. The options and issues associated with long-term storage of various cryogenic fluids on the lunar surface were examined. Thermal models of LOX, LCH4, and LH2 tanks were built for the SM. The model shown in Figure 4-12 predicted 3.3 watts total heat leak. The equivalent boil-off rate for 3.3 watts is 0.15 lbm/hr. The use of H2 in place of CH4 is projected to boil-off at 5 percent per month with this configuration.

Есть еще наработки по композитам. Такой непроверенный экстрим для Лунной программы не прокатит, но лет через 10 мож чего и получиться использовать
http://www.spaceref.com/news/viewpr.html?pid=14973

"These tests prove that it's possible to build a lightweight fuel tank that's not only a safe, reliable container for liquid hydrogen," said Drew Smith, NASA's cryotanks project leader, "but also a durable, reusable component that can also help us reduce the costs associated with acquiring and operating a reusable launch vehicle." Composite cryogenic fuel tanks also offer a 10 to 25 percent weight savings over conventional aluminum fuel tanks, he added, which could enable larger payloads in the future.

...

The composite tank used for the tests was a 6-foot-diameter, 15-foot-long tank produced by Northrop Grumman as part of NASA's Next Generation Launch Technology program. The tank was fabricated and cryo-structurally tested at the agency's Marshall Space Flight Center.

"Each cycle in our test program consisted of filling the tank with liquid hydrogen, pressurizing to an internal pressure of 113 pounds per square inch, then subjecting it an axial load to simulate the stresses experienced by a rocket during launch," explained Tod Palm, Northrop Grumman's cryogenic tank project leader. "Nine months and 40 cycles of testing and monitoring the composite test tank for leaks has given us the confidence that this type of cryogenic fuel tank can be safely and repeatedly launched, recovered and reused for next-generation space missions." An axial load is applied along the vertical axis of the launch vehicle.

Much of the team's success in the test program, added Palm, can be attributed to key technical advances made by Northrop Grumman and NASA in designing and constructing the composite tank. The tank is approximately one quarter of the projected size (27.5 feet in diameter x 80 feet long) of a fuel tank envisioned for some reusable launch vehicle concepts.

Композиты позволят поднять давление в баке. Значительно. Что может оказаться выгоднее соотв теплозащиты.

ЦитироватьНе кто иной, как Баллистик поделился:
окололунные орбиты выше 1000 (или 2000 км?) вообще устойчивы
ДО какой высоты, правда, не сказал

Так что "оптимум" надо думать "где-то ниже"
Имея в виду минимальные затраты на коррекции совокупно с энергетикой "десанта"

Да всё он говорил. Записывать надо тщательнее. Или как Старый, - сразу в эксель вносить. Диапазон устойчивых орбит для Луны - от 1000 до 100000 км. :wink:

А ведь с транспортировкой криогенного водорода ЭРД-буксиром на ядерной запитки недоучли один немаловажный фактор: его ж нейтронами греть будет...
Тьфу.
Еще считать придётся - сколько ж там набежит?

ЦитироватьА ведь с транспортировкой криогенного водорода ЭРД-буксиром на ядерной запитки недоучли один немаловажный фактор: его ж нейтронами греть будет...
Тьфу. Еще считать придётся - сколько ж там набежит?

А зачем Вам вообще "ядерная запитка ", если можно то же ускорение получить на солнечных батарей? Причем проще и, возможно дешевле.  :)

Угу, а тот же водород использовать в качестве рабочего тела в СЭДУ. А может быть и кислород для дожигания для временного увеличения тяги. Очень удобно: общие баки у буксира и у посадочной ступени, не нужно ксенона с микроскопическим производством. Опять же поблема с охлаждением снимается: испаривщийся водород тут же пускается в дело.

Димитър

ЦитироватьА зачем Вам вообще "ядерная запитка ", если можно то же ускорение получить на солнечных батарей? Причем проще и, возможно дешевле.  

Затем, что начиная с мощности порядка 10 кВт реакторы однозначно легче СБ.
И по цене - возможно, тоже выгоднее (с учётом цен на СБ 0,5-1 млн. за кВт). Тут с уверенностью сказать не могу, но есть сильное ИМХО, что реактор и дешевле будет. Надо бы уточнить. Но почти наверняка "Топаз" укладывается в 10 млн. с запасом, а с ростом мощности реактора цена будет расти заметно медленнее.

Вадим Семенов

ЦитироватьУгу, а тот же водород использовать в качестве рабочего тела в СЭДУ.  

"Шо, опять?!"  :shock: (с) Волк из мультфильма

Господа. ;)

 Существует разработка, известная на РККЭ - тросовая система, которая сбрасывает часть Луны на орбиту Земли, там захватывает грузовой модуль с Земли и отправляет обратно на Луну. :)

 Таким образом, пока всю Луну не перекидаем... ;)

Чаго?! :shock:
ИМХО, фигня.
И лучше уж об этом в другом топике.
А и так здесь пол-топика про СЭДУ распинались.

ЦитироватьДимитър

ЦитироватьА зачем Вам вообще "ядерная запитка ", если можно то же ускорение получить на солнечных батарей? Причем проще и, возможно дешевле.  

Затем, что начиная с мощности порядка 10 кВт реакторы однозначно легче СБ.
И по цене - возможно, тоже выгоднее (с учётом цен на СБ 0,5-1 млн. за кВт). Тут с уверенностью сказать не могу, но есть сильное ИМХО, что реактор и дешевле будет. Надо бы уточнить. Но почти наверняка "Топаз" укладывается в 10 млн. с запасом, а с ростом мощности реактора цена будет расти заметно медленнее.

Вадим Семенов

ЦитироватьУгу, а тот же водород использовать в качестве рабочего тела в СЭДУ.  

"Шо, опять?!"  :shock: (с) Волк из мультфильма

Ага, если лететь дешево и малой кровью, не воюя с зелеными, например. Но если уж ставить реактор, то не нужно никаких извращений с ЭРД и с многомесячной доставкой неодушевленных грузов. Нужно греть водород непосредственно реактором и доставлять грузы быстро и с высоким УИ. Опять же характеристическая скорость уменьшается.

Кстати, говоря о разделении пассажиро- и грузопотока возможно следует ориентироваться на стыковку в L2, точнее на гало-орбите вокруг L2. Аппарат на гало-орбите не затеняется Луной и с ним возможна радиосвязь. Более того, перелетный корабль может служить ретранслятором, делая возможным высадку на обратной стороне Луны. В отличие от лунной орбиты нет ограничений по широте точки посадки, доступна вся поверхность, в том числе и полюса. Ну и самое главное, сокращается потребная ХС для пилотироемой части. Полноценный (не урезанный) КК Союз может быть доставлен в L2 одним только Бризом или даже Блоком ДМ с увеличенными баками (но не выходящим за грузоподъемность Протона). Если же использовать КВРБ, к нему можно еще и дополнительный бытовой отсек приделать. (Предполагается, что отлетный импульс от Луны к Земле Союз дает своей собственной ДУ) Правда, все это достигается ценой увеличения ХС у лендера. Но мы везем лендер высокоэффективным высокоимпульсным транспортом, так что его утяжеление менее критично. Впрочем, лендер с массовым совершенством Аполло можно впихнуть в 20 тонн даже если он будет на долгохранимых компонентах. Еще чуть менее потребует СЭДУ с топливом для доставки лендера в L2.


Стыковка на лунной орбите

                          Союз  Лендер
Перелет к Луне            3140         3140
Торможение у Луны         1040         1040
Посадка на Луну                        2010
Взлет с Луны                           1890
Перелет к Земле           1040


Стыковка в L2

                          Союз  Лендер
Перелет к Луне            3140         3140
Торможение у Луны          335          335
Посадка на Луну                        2775
Взлет с Луны                           2650
Перелет к Земле            335


Про СЭДу - если хотите поговорить, так заводите отдельную тему, очень прошу. СЭДУ может иметь УИ (на водороде) 600-650 с, и её сейчас нет. Точка. Реакторы какие-никакие - есть и будут. Точка. ТФЯРД может быть, был бы и лучше (хотя надо смотреть, плюс не льзя использовать лунный кислород), но сейчас его нет, и к его скорейшему появлению стимулов меньше, чем для реактора. Точка.
Исходя из этого и приходится плясать.

Насчёт L2 - может быть, и вариант, да. С учётом того, что лэндеры наполовину на подножном корму. Баллистику только надо бы потщательнее посмотреть, какие там где ХС (особенно до поверхности Луны). Из вашей таблички я чего-то ничего не понял :(

Но полярные районы для ЛОС - не проблема. Всё равно, ИМХО, лунные вылазки в отдалённые районы целесообразнее совершать с лунной базы на суборбитальных челноках (или в суборбитальных полётах обычных орбитальных челноков). Скорее всего, намного выгоднее по затратам топлива получится.

ЦитироватьДимитър

ЦитироватьА зачем Вам вообще "ядерная запитка ", если можно то же ускорение получить на солнечных батарей? Причем проще и, возможно дешевле.  

1. начиная с мощности порядка 10 кВт реакторы однозначно легче СБ.
2. И по цене - возможно, тоже выгоднее (с учётом цен на СБ 0,5-1 млн. за кВт). Тут с уверенностью сказать не могу, но есть сильное ИМХО, что реактор и дешевле будет. Надо бы уточнить.

1. А огромный радиатор для отвода лишнего тепла с ЯЭУ? А если эго пробьет метеор?
2. Ключевое слово: "пленочный концентратор" - сразу падает и цена и вес СЭУ, причем намного! Кстати: люди, которые делают космические ЭУ, почему-то делают их исключительно на СБ. Надеюсь, они уже уточнили что выгоднее.
3. Я не против использования ЯЭУ. На больших расстояниях от Солнца они вообще незаменимы.
Но с какого расстояния - "Надо бы уточнить."  :wink:

Димитър

Цитировать1. А огромный радиатор для отвода лишнего тепла с ЯЭУ?

All included.
И нифига он не огромный - фотки КА с "Топазами" или "Буками" видели? Вы там радиатора и не различите. Потому что температура "холодного" анода - около 1100 градусов.

 

ЦитироватьА если эго пробьет метеор?

А если буксир возьмут на абордаж марсиане?

Цитировать2. Ключевое слово: "пленочный концентратор" - сразу падает и цена и вес СЭУ, причем намного!

Только почему-то никто ни одного такого концентратора пока не видел, не использовал, и не собирается.
Может, это "ж-ж" неспроста?

ЦитироватьКстати: люди, которые делают космические ЭУ, почему-то делают их исключительно на СБ.

1) Тридцать с гаком КА с "Топазами" и "Буками" для вас не пример?
2) Есть радиофобия.
3) Реактор выгоднее по массе начиная с 10 кВт, КА с такой энерговооружённость относительно немного. Разве что геостационарные связисты. Причём большинство - ненаши, а на Западе космические реакторные технологии неразвиты, даже в Штатах, не говоря о Европе. Плюс связисты - частники, это доп. проблема.
4) Для всякой электроники соседство с реактором не всегда полезно (актуально для связистов). Дубовому буксиру же пофиг.
5) У летавших реакторов ресурс был порядка года - больше не надо было, потому что у наших спутников в то время вообще ресурс был не сильно больше.

Несмотря на всё это, ИМХО, у реакторов есть шансы коммерческого применения.

ЦитироватьПро СЭДу - если хотите поговорить, так заводите отдельную тему, очень прошу.

Вроде бы эта тема об оптимальной транспортной системе Земля-Луна? Ну так вот СЭДУ и есть оптимальная транспортная система, почему же в отдельной теме? ;)

ЦитироватьСЭДУ может иметь УИ (на водороде) 600-650 с, и её сейчас нет. Точка. Реакторы какие-никакие - есть и будут. Точка.

СЭДУ будет иметь УИ 750-810 согласно центру Келдыша. При том с тягой на порядки больше ЭРД соответствующей мощности. СЭДУ будет -- в ФКП планируется. Двигательной установки с ядерным реактором нет и не планируется. Точка. (c) :)

ЦитироватьНасчёт L2 - может быть, и вариант, да. С учётом того, что лэндеры наполовину на подножном корму. Баллистику только надо бы потщательнее посмотреть, какие там где ХС (особенно до поверхности Луны). Из вашей таблички я чего-то ничего не понял :(

Что-то нужно пояснить?

ЦитироватьНо полярные районы для ЛОС - не проблема.

Не проблема, но орбита должна быть полярная, а это накладывает ограничение на пусковое окно.

ЦитироватьВсё равно, ИМХО, лунные вылазки в отдалённые районы целесообразнее совершать с лунной базы на суборбитальных челноках (или в суборбитальных полётах обычных орбитальных челноков). Скорее всего, намного выгоднее по затратам топлива получится.

Не-а, с огромным проигрышем по сравнению с прямой посадкой. Если только прямая посадка не подразумевает поворот орбиты.

Вадим Семенов:

ЦитироватьFakir писал(а):

ЦитироватьНасчёт L2 - может быть, и вариант, да. С учётом того, что лэндеры наполовину на подножном корму. Баллистику только надо бы потщательнее посмотреть, какие там где ХС (особенно до поверхности Луны). Из вашей таблички я чего-то ничего не понял

Что-то нужно пояснить?

Сколько времени займёт путь от L2 до Луны?

2-3 суток

Всё, про СЭДУ здесь я не говорю. Надоело, чесслов. 25-й раз уже одно и то же.

Вадим Семенов

ЦитироватьЧто-то нужно пояснить?

Может, лучше повторить табличку, но не так, зелёным, а "словами" расписав?
Потому что у меня сплошные непонятки. Например, не могу взять в толк, почему ХС для пилотируемого корабля и лэндера в первой строчке для обоих вариантов совпадают.

ЦитироватьНе-а, с огромным проигрышем по сравнению с прямой посадкой. Если только прямая посадка не подразумевает поворот орбиты.

С чего это проигрышем? ХС суборбитального полёта куда меньше, чем для выхода/спуска с орбиты. Кислород местный. Так откуда проигрыш?

Цитировать

Цитировать2. Ключевое слово: "пленочный концентратор" - сразу падает и цена и вес СЭУ, причем намного!

Только почему-то никто ни одного такого концентратора пока не видел, не использовал, и не собирается.
Может, это "ж-ж" неспроста?

Конечно, неспроста! СБ и так ставят на почти все космические аппараты. Так зачем производителям понижать цену и вместе с ней - и свою прыбиль? Если Вам удастся протолкнуть ЯЭУ, то может расшевеляться...  :)

Цитировать1) Тридцать с гаком КА с "Топазами" и "Буками" для вас не пример?
2) Есть радиофобия.
3) Реактор выгоднее по массе начиная с 10 кВт, КА с такой энерговооружённость относительно немного. Разве что геостационарные связисты. Причём большинство - ненаши, а на Западе космические реакторные технологии неразвиты, даже в Штатах, не говоря о Европе. Плюс связисты - частники, это доп. проблема.
4) Для всякой электроники соседство с реактором не всегда полезно (актуально для связистов). Дубовому буксиру же пофиг.
5) У летавших реакторов ресурс был порядка года - больше не надо было, потому что у наших спутников в то время вообще ресурс был не сильно больше.

Несмотря на всё это, ИМХО, у реакторов есть шансы коммерческого применения.

1) менее 1 % от аппаратов с СБ.
2) не без оснований
3) это надо еще доказать.
4) А на буксире электроники не будет? Сист. управления, например?
5) ресурс можно повысить - с этом я согласен.
 - у реакторов есть шансы коммерческого применения. Вот именно - "есть шансы", а не "объязательно будут на буксирах". А шансов есть - тем более, что в более отдаленном будущем КК будут на ГФЯРД или ТЯРД.
 Но начинать будем скорее всего с буксиров на СЭУ.  :)

Димитър

ЦитироватьТак зачем производителям понижать цену и вместе с ней - и свою прыбиль? Если Вам удастся протолкнуть ЯЭУ, то может расшевеляться...  

Всё далеко не так примитивно. Но это оффтоп.

Цитировать1) менее 1 % от аппаратов с СБ.

Лучше посмотрите долю КА с энерговооружённостью от 10 кВт :wink:
Реакторы в СССР ставили на спутники радиолокационной разведки.

Цитировать2) не без оснований

Без. Как любая фобия.

Цитировать3) это надо еще доказать.

Кому доказывать? В "космоэнергетических" кругах это давно прописная истина.

Цитировать4) А на буксире электроники не будет? Сист. управления, например?

Мало. Не проблема заэкранировать и/или сделать радиационно-стойкой.
А ГСО-шный связист - это сплошная электроника.

Цитировать

Цитировать2) не без оснований

Без. Как любая фобия.

Космос-954?

Цитировать

Код Выделить Развернуть


Посадка на Луну                        2010
Взлет с Луны                           1890


Эти два числа взяты очень оптимистично :( . На самом деле лучше брать для посадочного модуля ХС как минимум 2500 - такое было у Аполлонов, а в свете отсутствия гонки сейчас есть резон делать ещё больше, по соображениям безопасности - на этапе посадки требуется очень много топлива. Ну и обратная ХС - как минимум 2200. Характеристики аполлоновского ЛМ можно посмотреть здесь - http://astronautix.com/craft/apollolm.htm - 2220 м/с для взлётной, 2470 м/с для посадочной.

Вообще-то, как я понимаю, ХС на Луну и обратно из точки L2 зависит от места посадки. А Аполлоновские запасы сегодня не требуются. Я представляю будущую посадку так. Сначала сбрасывается простой автомат небольшой массы, который, притормаживая, падает на Луну в район предполагаемой посадки лэндера. Он с подлёта фотографирует местность, а сам служит маяком. Тогда можно заранее достоверно выбрать посадочную площадку и сократить до минимума манёвры.

Разобрался наконец с табличкой :)
Меня закозило на строке "Перелёт к Луне" - по инерции думал, что это весь перелёт, с торможением то есть, а не только отлёт от Земли, вот и никак не мог въехать - почему совпадают цифры?!

avmich

ЦитироватьЭти два числа взяты очень оптимистично :( . На самом деле лучше брать для посадочного модуля ХС как минимум 2500 - такое было у Аполлонов, а в свете отсутствия гонки сейчас есть резон делать ещё больше, по соображениям безопасности - на этапе посадки требуется очень много топлива.

Не согласен! Ведь, особенно при регулярных рейсах, садиться будут не в голом поле, а по маякам, под контролем с орбиты и т.п.
Модель гравитационного поля Луны можно сделать очень точную, вообще просчитать ХС взлёта-посадчки чуть не до см/с.
Ну пусть даже для пилотируемых лэндеров можно будет взять ХС с запасом, а для грузовых-то зачем?

Tiger

ЦитироватьКосмос-954?

Никакого реального ущерба.

ЦитироватьЭти два числа взяты очень оптимистично :( . На самом деле лучше брать для посадочного модуля ХС как минимум 2500 - такое было у Аполлонов, а в свете отсутствия гонки сейчас есть резон делать ещё больше, по соображениям безопасности - на этапе посадки требуется очень много топлива. Ну и обратная ХС - как минимум 2200. Характеристики аполлоновского ЛМ можно посмотреть здесь - http://astronautix.com/craft/apollolm.htm - 2220 м/с для взлётной, 2470 м/с для посадочной.

Это скорее Аполлоновская ХС была сделана с большим запасом. Мои цифры взяты отсюда: http://www.nasaspaceflight.com/docs/NASA-CR-86337.pdf (я пересчитал из футов в секунду в метры)

ЦитироватьВообще-то, как я понимаю, ХС на Луну и обратно из точки L2 зависит от места посадки.

Зависит, взят максимальный, насколько я понял из документа. Посмотрите, там много другой интересной информации.

ЦитироватьС чего это проигрышем? ХС суборбитального полёта куда меньше, чем для выхода/спуска с орбиты. Кислород местный. Так откуда проигрыш?

Проигрыш потому что суборбитальный перелет идет в дополнение к спуску с орбиты. В отличие от прямой посадки в нужную точку.

ЦитироватьЛучше посмотрите долю КА с энерговооружённостью от 10 кВт :wink:
Реакторы в СССР ставили на спутники радиолокационной разведки.

Для низкоорбитальных спутников есть другой резон: большие лопухи СБ сильно тормозят об атмосферу. К тому же СБ на низкоорбитальном аппарате работают только половину орбиты. А спутников на ГСО с ЯР до сих пор что-то не наблюдается, хотя по энергетике они уже явно перевалили за тот рубеж, после которого ЯР по вашим словам начинает выигрывать экономически.

Вадим Семенов

ЦитироватьПроигрыш потому что суборбитальный перелет идет в дополнение к спуску с орбиты. В отличие от прямой посадки в нужную точку.

Стоп, стоп! С чего это в дополнение? Есть лунная база, "лунная МКС". На ней вахтовый экипаж, который совершает экспедиции в отдалённые районы, суборбитальными полётами. Что так, что сяк, экипаж на станцию надо с орбиты спустить и в конечном итоге на орбиту поднять. Никакого дополнения.

ЦитироватьДля низкоорбитальных спутников есть другой резон: большие лопухи СБ сильно тормозят об атмосферу. К тому же СБ на низкоорбитальном аппарате работают только половину орбиты.

Ну и на каком низкоорбитальном аппарате был реактор?

ЦитироватьА спутников на ГСО с ЯР до сих пор что-то не наблюдается, хотя по энергетике они уже явно перевалили за тот рубеж, после которого ЯР по вашим словам начинает выигрывать экономически.

Не экономически, а по массе. По массе - это факт. По экономике - моё ИМХО, чуйка, если угодно.
Причины, по которым спутники на ГСО реакторы (пока) не используют, я перечислял.

Впрочем, это всё уже оффтоп.

ЦитироватьСтоп, стоп! С чего это в дополнение? Есть лунная база, "лунная МКС". На ней вахтовый экипаж, который совершает экспедиции в отдалённые районы, суборбитальными полётами. Что так, что сяк, экипаж на станцию надо с орбиты спустить и в конечном итоге на орбиту поднять. Никакого дополнения.

Ну может быть... Если лед на полюсах найдут, то его можно добывать и летать от полярной базы по всей Луне. В противном случае я смысла в базе вообще не вижу, раз уж мы не сидим на базе а постоянно кочуем. В последнем случае лучше уж сразу куда надо садится. Но для базы на полюсе как раз L2 лучше, поскольку не имеет ограничений на стартовое окно.

ЦитироватьНу и на каком низкоорбитальном аппарате был реактор?

На тех, которые вы сами приводили в качестве примера. :)

Кхм... Это вы называете низкоорбитальными?

А вы как называете орбиту высотой порядка 250 км? ;) (Надеюсь, вы не путаете рабочую орбиту с орбитой захоронения порядка 1000 км.)

Да, это я рабочие орбиты КА с "Буками" спутал с высокими двух аппаратов с "Топазами". Но не суть.

Кстати, навскидку, вариант с перевалочной базой в L2 вместо LLO для ЭРД-буксира выглядит похуже (для полёта на Луну-обратно набегает ХС около 1 км/с, причём это перелёт на двигателе небольшого УИ, даже если с лунным кислородом, а буксир экономит что-то около 3 км/с ХС, но с учётом его высокоимпульсных движков по массе скорее пойдёт убыток)... "Чистая прибыль" только для пилотируемого корабля - действительно, видимо, можно пускать "Союзы" без особых доп. заморочек.
Возможно, при перевалке в L2 вообще окажется выгоднее использовать межорбитальные буксиры на водородных ЖРД (с лунным кислородом).

Я потому и склоняюсь к тому, чтобы пожертвовать УИ в обмен на тягу. Т.е. к двигателю на нагретом водороде, как занимающему промежуточное положение между ЖРД и ЭРД. Он позволяет разгонять толчками в перигее, особенно в режиме с "дожиганием кислородом". ЭРД для полетов к Луне не оптимальны, как впрочем и ЖРД. Вопрос об источнике энергии для нагрева можно замять для ясности. Но если уж вы хотите получать энергию от ЯР, не нужно гемороится с преобразованием тепла в электричество, а греть водород непосредственно в реакторе. Т.е. простой советский ЯРД. Отсутствие преобразования энергии обеспечивает достаточную мощность (и тягу сопоставимую с "химией") чтобы лететь по быстрой траектории, не гемороится с хранением водорода и оперативно доставлять нужный груз, а так же не влечет лишних затрат ХС на "спиральный" разгон.

Я  в  -надцатый раз повторяю: любой реакторный нагрев - это новая, "независимая" система. Которая больше пока никем не востребована. А любая лишняя система, нужная только для Луны - это плохо.
Кроме того, любая нагревная система не позволяет перейти на рабочее тело лунного происхождения - кислород.

Так и реактор мощности выше топазовской -- новая система. "Которая больше пока никем не востребована." А использование кислорода в ЭРД ничуть не проще. Да и нафиг не нужно вобщем-то. Его ведь с Луны поднимать на химии. Проще потребный для этого водород оставить на орбите/в L2 и использовать его в СЭДУ вместо кислорода.

Проще честно всё сосчитать :wink:  

А по остальному... Дубль 248... Реактор мощности выше топазовской НУЖЕН военным, он по-любому нужен для лунной базы (любой проект лунной базы посмотрите, что Бармина, что Локхида, что Боинга - у всех есть реактор!), реакторы уже считают мужики из ФЭИ им. Лейпунского (100-киловаттники сосчитали давно, сейчас прикидывают мегаваттного уровня игрушки). Ну и для дальнего космоса, конечно - для аппаратов типа JIMO, но это так, побочный бонус, а не целевой (хотя вон в Штатах специально под эту машину реактор разрабатывали - правда, сдуру флотским спецам заказали, и по массе никуда не вписались).
Блин, ну джентльмены, ну я уже устал :( ...

ЦитироватьКроме того, любая нагревная система не позволяет перейти на рабочее тело лунного происхождения - кислород.

А какая собственно разница что греть? Ну да, КПД пониже будет - но и только.... Если рабочее тело халявное - в чём проблема?

А для суборбитальных полётов - вообще...
Сели, нагребли реголита, и пользуем в реакторе как рабочее тело...

Дем

ЦитироватьА какая собственно разница что греть? Ну да, КПД пониже будет - но и только....

Большая. Для нагревной системы УИ пропорционален корню из молярной массы.  Переходим с водорода на кислород - УИ падает в два с гаком раза. А он и у водорода ограничен где-то на уровне 900 с максимально допустимой температурой в камере (а у нагревной СЭДУ, столь любимой многими, и еще ниже - по одним источникам, до 800 с, по другим - и вовсе 600-650).

ЦитироватьЕсли рабочее тело халявное - в чём проблема?

Оно не совсем халявное, его подъём с Луны тоже топлива стоит. Привозного, с Земли.

ЦитироватьА для суборбитальных полётов - вообще...
Сели, нагребли реголита, и пользуем в реакторе как рабочее тело...

Ну ерунды-то не надо :evil:

"Вести с полей"
В ФЭИ им. Лейпунского народ на по собственной инициативе и на голом энтузиазме (героические мужики, памятник при жизни ставить надо, ну или медаль "Звезда Циолковского" как минимум выдать :) ) прорабатывает различные варианты космических реакторов:

- реактор (корректнее - энекргоустановка с реактором) для самовывода спутника на ГСО и последующего бортового электроснабжения, панельный радиатор. 4-5 тонн 300-500 кВт эл.

- установка для межорбитального буксира: 1 - 1,5 МВт эл. панельный радиатор, вписывается под обтекатель "Протона" (в первую очередь по габаритам, панели здоровенные, по массе тоже - с запасом)

- установка для электроснабжения ЭРД марсианской миссии: 15-25 МВт эл. капельный холодильник. В пределах возможностей единичного "Протона"

ИМХО, для ТМБ как раз "марсианский" вариант и надо использовать. Самое оно.

Оценочная стоимость разработки - от 100 до 500 млн. $. Расходы в основном на испытания-сертификацию в камерах (вакуум и т.п.).  Сколько конктрено - зависит от современного состояния экспериментальной базы (местами неутешительно), ну и "как воровать будут"...

Цитироватьустановка для электроснабжения ЭРД марсианской миссии: 15-25 МВт эл. капельный холодильник. В пределах возможностей единичного "Протона"[/color]
Оценочная стоимость разработки - от 100 до 500 млн. $.

А поподробнее можно?
ЯЭУ на 15-25 МВт на одном Протоне? Тоесть - общая масса до 20 тонн? Порядка 1 кг/кВт. Здесь вся ЯЭУ включена? И биологическая защита тоже?

Димитър

ЦитироватьА поподробнее можно?

Пока подробностей не знаю. Отчёт еще не написан, обещают в лучшем случае к ноябрю.

ЦитироватьЯЭУ на 15-25 МВт на одном Протоне? Тоесть - общая масса до 20 тонн?

Да, вроде так.

ЦитироватьЗдесь вся ЯЭУ включена?

Вся.

ЦитироватьИ биологическая защита тоже?

Защита зависит от многих факторов, в первую очередь, от компоновки всего аппарата с реактором (R^2 - лучшая защита  :D ), поэтому её придётся добавочно подгонять под каждое конкретное применение - компоновку, срок работы реактора, чувствительность груза к радиации. Но какая-то внутренняя, конечно, есть в любом случае.

ЦитироватьИМХО, для ТМБ как раз "марсианский" вариант и надо использовать. Самое оно.

Баба-яга против :roll:  :mrgreen:

ЦитироватьДимитър

ЦитироватьЯЭУ на 15-25 МВт на одном Протоне? Тоесть - общая масса до 20 тонн?

Да, вроде так.

Здорово! А способ преобразования тепла в эпектричество известен?

Вроде термоэмиссия.

ЦитироватьДем

ЦитироватьА какая собственно разница что греть? Ну да, КПД пониже будет - но и только....

Большая. Для нагревной системы УИ пропорционален корню из молярной массы.  Переходим с водорода на кислород - УИ падает в два с гаком раза. А он и у водорода ограничен где-то на уровне 900 с максимально допустимой температурой в камере (а у нагревной СЭДУ, столь любимой многими, и еще ниже - по одним источникам, до 800 с, по другим - и вовсе 600-650).

Даже 600 пополам - вполне сравнимо с "химическим"

Цитировать

ЦитироватьЕсли рабочее тело халявное - в чём проблема?

Оно не совсем халявное, его подъём с Луны тоже топлива стоит. Привозного, с Земли.

Не привозного - а его же самого.

Дем

ЦитироватьДаже 600 пополам - вполне сравнимо с "химическим"

"Сравнимый с химическим" никому нафиг не нужен. Тем более что будет не пополам, а сильнее.

ЦитироватьНе привозного - а его же самого.

Ё... халявный на Луне только окислитель, кислород - это единственное, на что сейчас можно более-менее рассчитывать. Топливо придётся возить, что неясного?

Кроме кислорода можно плавить и греть алюминий, вроде он тоже на Луне в достатке.

ЦитироватьДем

ЦитироватьДаже 600 пополам - вполне сравнимо с "химическим"

"Сравнимый с химическим" никому нафиг не нужен. Тем более что будет не пополам, а сильнее.

Почему не нужен? нам КПД не очень интересен, главное абсолютное значение тяги.

Цитировать

ЦитироватьНе привозного - а его же самого.

Ё... халявный на Луне только окислитель, кислород - это единственное, на что сейчас можно более-менее рассчитывать. Топливо придётся возить, что неясного?

Какой нафиг окислитель в ЯРД???? Кислород - это просто рабочее тело :)

Дем

ЦитироватьПочему не нужен? нам КПД не очень интересен, главное абсолютное значение тяги.

Интересен. Потому что КПД выливается в массу источника энергии.
И в лишний расход кислорода, который, кстати, не такой уж халявный - производительность установок ограничена... Или придётся еще бОльшую массу тащить.

ЦитироватьКакой нафиг окислитель в ЯРД???? Кислород - это просто рабочее тело  

Хе... Боюсь, что ЯРД на кислороде нескоро еще появится, если появится вообще, тем более - многоразовый. ТВЭЛы ЯРД-а и так нежные, и от водорода горячего бывает эрозия, а уж горячий кислород... Не знаю, можно ли такое вообще сделать.

Прошу прощения за то, что невольно ввёл в заблуждение почтеннейшую публику.
У всех трёх упомянутых реакторов преобразование энергии - машинное; говорят, при таких мощностях масса получается меньше, чем у термоэмиссионных преобразователей, и проще работать с радиаторами, играя температурой.

ЦитироватьУ всех трёх упомянутых реакторов преобразование энергии - машинное; говорят, при таких мощностях масса получается меньше, чем у термоэмиссионных преобразователей, и проще работать с радиаторами, играя температурой.

Так и должно быть! Вот только ... машинные преобразователи имеют довольно много подвижных честей и обычно нужен человек, чтобы их обслужывать. Самые простые вроде ГТУ - турбина, компрессор, эл. генератор, система смазки подшипников ...

Димитър:

Цитироватьсистема смазки подшипников ...

Никаких подшипников на смазке. Только бесконтактные опоры.

Цитировать

Цитироватьсистема смазки подшипников ...

Никаких подшипников на смазке. Только бесконтактные опоры.

Электростатические :?:

Магнитные, воздушные... любые!

ЦитироватьДимитър:

Цитироватьсистема смазки подшипников ...

Никаких подшипников на смазке. Только бесконтактные опоры.

Почему? У вас нет примеров многолетней необслуживаемой работы подшипников?

Дело в том, что нужна гарантированная многолетняя работа. Безконтактное соединение даёт гарантию само по себе. Конечно, в некоторых случаях сойдёт и обычный подшипник, но это же прошлый век и Земля.
Но это всё к тому, чтобы вопрос о работоспособности узлов трения не являлся препятствием для использования машинных преобразователей энергии.

ЦитироватьДело в том, что нужна гарантированная многолетняя работа. Безконтактное соединение даёт гарантию само по себе. Конечно, в некоторых случаях сойдёт и обычный подшипник, но это же прошлый век и Земля.
Но это всё к тому, чтобы вопрос о работоспособности узлов трения не являлся препятствием для машинных преобразователей энергии.

А велика ли в невесомости нагрузка на подшипник. Про то, что не круто я понял.

Только в случае ненагруженных подшипников. И то - смазка является обязательным условием.
Нагрузка на подшипники зависит от прежде всего от мощностей (соответственно появляются крутящие и изгибающие моменты). Чем больше мощность на валу, тем сильнее нагрузка. Гравитация играет в этом последнюю скрипку. Не воду из арыка черпаем.

foogoo:

ЦитироватьА велика ли в невесомости нагрузка на подшипник. Про то, что не круто я понял.

В идеале - нулевая. На турбине нагрузки можно скомпенсировать. Но контактный подшипник это не спасает.

Объясните, пожалуйста, каким образом Вы избежите нагрузки на подшипники? Объясните дураку.
Ну не понимаю я, как можно этого избежать, особенно в невесомости. Да и в "весомости" тоже - с трудом.

"Скомпенсировать". Тридцать раз - "ХА!". Принципиально невозможно по условиям работы турбины. Подушка из газа сделает конструкцию турбины чрезвычайно сложной, и не применимой в космосе. Электромагнитное подвешивание сожрёт энергии больше чем будет получать генератор! Электростатического подшипника не существует в природе.

ЦитироватьОбъясните, пожалуйста, каким образом Вы избежите нагрузки на подшипники? Объясните дураку.
Ну не понимаю я, как можно этого избежать, особенно в невесомости. Да и в "весомости" тоже - с трудом.

"Скомпенсировать". Тридцать раз - "ХА!". Принципиально невозможно по условиям работы турбины. Подушка из газа сделает конструкцию турбины чрезвычайно сложной, и не применимой в космосе. Электромагнитное подвешивание сожрёт энергии больше чем будет получать генератор! Электростатического подшипника не существует в природе.

Если турбина вырабатывает электроэнергию, то прямо от генератора и запитать.

http://cat.inist.fr/?aModele=afficheN&cpsidt=3243015

ЦитироватьMagnetic bearings have relatively low power consumption compared to fluid film and rolling element bearings. They are now candidates for supporting gas turbines and aeropropulsion engines. This paper describes the design and construction of permanent magnet biased, actively controlled magnetic bearings for a flexible rotor. The rotor was originally supported in fluid film bearings consuming as much as 3000 watts of power. For the magnetic bearing, both permanent magnets and electromagnets are used in a configuration which effectively provides the necessary fluxes in the appropriate air gaps to support the rotor. The theoretical development related to the bearing design is presented along with some experimental performance results. The results include measurements of power consumption, load capacity, bearing linearized coefficients, and the dynamic response of the rotor. The measured total power consumption, excluding shaft losses, was 210 watts in the permanent magnet biased bearing.

В этом источнике говорится, что потери на магнитном подшипнике в 14 раз меньше, чем на жидкостно-пленочных.

Одного не пойму, зачем искать какие-то левые ссылки на какую-то иностранную лабуду, ко всему экспериментально-теоретическую?
Есть отечественные разработки, причём "в металле", серийные:
http://www.vniiem.ru/page/pdsh_rotor.htm
Правда данные по грузоподъёмности выглядят невероятно.
И весовые соотношения не приведены.

P.S. Зачем выдумывать эксцентриковую гайку с трёхвитковой левой резьбой, если можно то же сделать стандартной?

ЦитироватьЕсть отечественные разработки, причём "в металле", серийные:
http://www.vniiem.ru/page/pdsh_rotor.htm

" НПП ВНИИЭМ реализовал идею магнитного подвеса в уникальных электромеханических комплексах для космической техники, в ряде электромеханических устройств, в том числе мощностью 12-16 МВт, с частотой вращения 3000 - 6800 об/мин и массой ротора до 1200 кг. "

Товарищи из ФЭИ предполагают использовать в замкнутой газотурбинной установке газодинамические или электромагнитные опоры.

Совместить турбину с генератором :)

В этом топике я уже размещал табличку для необходимых масс привозного топлива  - при условии добычи кислорода на Луне - для разных топливных пар (водород с большим отрывом).

А теперь появились новости еще и получше.

Вот здесь:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=8814&start=105

Тов. ssb посчитал оценочно УИ кислород-водородного ЖРД для разных соотношений кислород:водород до 20:1 включительно.

"Керосиновый" УИ достигается примерно при соотношении 16:1, что соответствует k=0,046 , т.е. компонентный УИ почти вдвое лучше, чем у "просто водорода" - что означает, например, что у 5-тонного лэндера (сухая масса) на взлёт и посадку уйдёт не 1 тонна привозного с Земли водорода, а всего лишь 500 кг.

Интересно так же было бы для полноты при случае "проиграть" в большем диапазоне и соотношения кислород:керосин, кислород:метан.

Единственно несколько смущает то, что многоразовому ЖРД придётся иметь дело с о-очень кислой горячей средой...
Остаётся лишь надеяться, что эту проблему можно забороть :)

Отбой тревоги! Избыток кислорода не смертелен, и проблемы если и были, уже забороты :)

Проработки кислород-водородного ЖРД с переменным отношением компонент от КБХА:
http://www.kbkha.ru/?p=8&cat=12&prod=64

ЦитироватьПринципиальной особенностью двигателя является изменение соотношения компонентов топлива в несколько раз (до Кm=15) во время работы камеры сгорания. Это обеспечивает меньший расход водорода; значительно уменьшаются габариты и масса баков.
Перевод двигателя на номинальный режим (Кm=6) осуществляется после набора высоты, что обеспечивает высокий удельный импульс тяги. Огневые испытания модельной кислородно-водородной камеры подтвердили возможность создания и эффективность работы такого ЖРД.

Соотношение компонентов топлива, Кm 6–15

Прям как на заказ делали - ЖК:ЖВ аж до 15:1 :)