Лично я считаю, что освоение Луны при продолжении полетов в космос неизбежно. И похоже, амеры пришли к тому же выводу, судя по их намерениям.
И в этом плане я хотел бы задать вопрос всем форумчанам: как на ваш взгляд, каким самым подходящим выбором будет тяжелая РН для программы освоения Луны, альтернативной американской? Это, конечно, когда Россия и остальной мир наконец "допрут", что США на Соглашение по Луне и другим неб.телам плевать с той же башни, что и на Договор по ПРО_1972.
На разных ветках этот вопрос уже поднимался не раз, но как-то конкретного вывода нигде не было, поэтому предлагаю собрать здесь все варианты вместе. :)
Предыдущие обсуждения - давайте ссылки.
Как я понимаю, есть следующие варианты:
1) РН "Союз-У", "Союз-2" и "Протон", многопусковые схемы - то, что сейчас уже летает.
2) то же, но + "Союз-2-3", "Союз-3" и "Ангара-5" - см. доклад Севастьянова на http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=1156&postdays=0&postorder=asc&start=3375
3) Гипотетическая РН на 40 т ПН на НОО - пожелания "Энергии" (кстати, какой можно делать такую РН? и на базе чего?)
4) Восстановление "Энергии" или "Энергии-М" на остатках советского задела.
5) Новая инкарнация РН "Гроза" из семейства "Энергии" - 2 боковых ускорителя на РД-170, ЦБ с двумя РД-0120, верхнее расположение ПГ и новый водородный РБ, скажем, на предлагаемой в "Союз-3" водородной ДУ. Имхо, этот носитель считаю наиболее удачным - причём не только в плане решения сугубо транспортной задачи "для Луны".
8)
ЦитироватьКак я понимаю, есть следующие варианты:
1) РН "Союз-У", "Союз-2" и "Протон", многопусковые схемы - то, что сейчас уже летает.
2) то же, но + "Союз-2-3", "Союз-3" и "Ангара-5" - см. доклад Севастьянова на http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=1156&postdays=0&postorder=asc&start=3375
3) Гипотетическая РН на 40 т ПН на НОО - пожелания "Энергии" (кстати, какой можно делать такую РН? и на базе чего?)
4) Восстановление "Энергии" или "Энергии-М" на остатках советского задела.
5) Новая инкарнация РН "Гроза" из семейства "Энергии" - 2 боковых ускорителя на РД-170, ЦБ с двумя РД-0120, верхнее расположение ПГ и новый водородный РБ, скажем, на предлагаемой в "Союз-3" водородной ДУ. Имхо, этот носитель считаю наиболее удачным - причём не только в плане решения сугубо транспортной задачи "для Луны".
1, 2 - ну, если баллистики и проектанты сумеют оптимально реализовать многопусковую схему с "правильным" функционально-массовым членением ПН в соответствии с грузоподъемностью уазанных РН - ИМХО, наиболее оптимальный вариант
3)Гипотетический 40-тонник от РКК "Энергия" - это как раз слегка апгрейденная "Энергия-М" (у нее ПН 34 т была). Технические прблемы с ветровыми нагрузками (наследство Грозы)
4)ИМХО, лучший вариант возрождения сверхтяжелой РН - упрощенный вариант 11к25 (см. "Технические аспекты возрождения "Энергии").
5)"Гроза" - не пройдет по техническим проблемам (см. п.3). Изначально проектировалась под стандартный блок Ц с 4*11д12. Вариант с 2*11д122 - да, около 55 т на НОО.
ЦитироватьКак я понимаю, есть следующие варианты:
1) РН "Союз-У", "Союз-2" и "Протон", многопусковые схемы - то, что сейчас уже летает.
2) то же, но + "Союз-2-3", "Союз-3" и "Ангара-5" - см. доклад Севастьянова на http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=1156&postdays=0&postorder=asc&start=3375
3) Гипотетическая РН на 40 т ПН на НОО - пожелания "Энергии" (кстати, какой можно делать такую РН? и на базе чего?)
4) Восстановление "Энергии" или "Энергии-М" на остатках советского задела.
5) Новая инкарнация РН "Гроза" из семейства "Энергии" - 2 боковых ускорителя на РД-170, ЦБ с двумя РД-0120, верхнее расположение ПГ и новый водородный РБ, скажем, на предлагаемой в "Союз-3" водородной ДУ. Имхо, этот носитель считаю наиболее удачным - причём не только в плане решения сугубо транспортной задачи "для Луны".
1, 2 - ну, если баллистики и проектанты сумеют оптимально реализовать многопусковую схему с "правильным" функционально-массовым членением ПН в соответствии с грузоподъемностью уазанных РН - ИМХО, наиболее оптимальный вариант по стоимости.
3)Гипотетический 40-тонник от РКК "Энергия" - это как раз слегка апгрейденная "Энергия-М" (у нее ПН 34 т была). Технические прблемы с ветровыми нагрузками (наследство Грозы)
4)ИМХО, лучший вариант возрождения сверхтяжелой РН - упрощенный вариант 11к25 (см. "Технические аспекты возрождения "Энергии").
5)"Гроза" - не пройдет по техническим проблемам (см. п.3). Изначально проектировалась под стандартный блок Ц с 4*11д12. Вариант с 2*11д122 - да, около 55 т на НОО.
Самой удачной ракетой был бы многоразовый космоплан с ЯРД и ПН 100 на ЛЕО. :) Но такого сейчас нет, все остальное полумеры. :twisted:
Достаточно обычного Союза-2 ну на крайней случай для больших крупногабаритных грузов Ангара-5, Американцам хватило бы СЕV "за глаза и за уши".
Плюс дозоправка на орбите на топливной заправке, куда доставляется топливо специальными ракетами заправщиками по максимально низкой себестоиммости. Типа 2-1,5 тысяч долларов за кг. топливного хранилища на 1000 тонн вполне хватит для освоения Луны.
При наличии дозоправки на орбите Земли а также заправки на орбите Луны, большие ракеты-носитель просто теряют смысл. Транспортировка грузов становиться дешёвой и надёжной. Вероятность катастрофы типа Аполон-13 резко уменьшается, себестоиммость доставки грузов снижается.
Цитировать5) Новая инкарнация РН "Гроза" из семейства "Энергии" - 2 боковых ускорителя на РД-170, ЦБ с двумя РД-0120, верхнее расположение ПГ и новый водородный РБ, скажем, на предлагаемой в "Союз-3" водородной ДУ. Имхо, этот носитель считаю наиболее удачным - причём не только в плане решения сугубо транспортной задачи "для Луны".
Снизить ПН до 40 тонн, поставить более мощные двигатели, оптимизировать "под сегодняшние технологии"
Чистый керосин, моноблок, без никаких "боковух"
Да, наверное, вот такой вот вариант
С апгрейдами: водород на второй ступени, ускорители
Но стоимостной оптимум - на 40 тоннах
ЦитироватьЦитировать5) Новая инкарнация РН "Гроза" из семейства "Энергии" - 2 боковых ускорителя на РД-170, ЦБ с двумя РД-0120, верхнее расположение ПГ и новый водородный РБ, скажем, на предлагаемой в "Союз-3" водородной ДУ. Имхо, этот носитель считаю наиболее удачным - причём не только в плане решения сугубо транспортной задачи "для Луны".
Снизить ПН до 40 тонн, поставить более мощные двигатели, оптимизировать "под сегодняшние технологии"
Чистый керосин, моноблок, без никаких "боковух"
Да, наверное, вот такой вот вариант
С апгрейдами: водород на второй ступени, ускорители
Но стоимостной оптимум - на 40 тоннах
Ну и зачем повторять то, что было?
Столь велико желание получить в лоб не деревянными граблями, а титановыми?
Ответьте мне Зомби, как философ - философу.
P.S. Зомби, вопрос именно к Вам, и именно, как к философу.
Самая удачная ракета для освоения Луны - Сатурн-5. У неё, кстати, самая низкая в истории космонавтики цена за килограмм на орбите.
Кстати, была тут дискуссия про неустойчивость горения, сомнения Глушко, что можно создать мощную керосинку. И что замкнутая схема эту проблему ослабляет. Но кто-то сказал, что 250 т. на камеру в РД 170 это предел. Тогда вопрос: а как Ф-1 работал? Сколько у него тонн на камеру?
ЦитироватьКстати, была тут дискуссия про неустойчивость горения, сомнения Глушко, что можно создать мощную керосинку. И что замкнутая схема эту проблему ослабляет. Но кто-то сказал, что 250 т. на камеру в РД 170 это предел. Тогда вопрос: а как Ф-1 работал? Сколько у него тонн на камеру?
У него 670 чтоли тонн. А предела никакого нет.
И как они при таком устойчивость обеспечили? И почему сейчас разучились?
690 т на земле/790 т в вакууме.
ЦитироватьИ как они при таком устойчивость обеспечили? И почему сейчас разучились?
Антипульсационными перегородками.
Никто не разучился, ВЧ-колебания давно уже не составляют никакой проблемы.
Но для того чтоб додуматься до антипульсационных перегородок надо быть Рокитдайном а не Глушко.
Кстати, у фирмы Рокитдайн и конкретно у F-1 есть генеральный конструктор?
Насколько я в курсе крайний раз проблема с ВЧ-колебаниями возникла во втором пуске Арианы в 80-м г. Французы тоже должны были наступить на те же грабли по которым лидеры прошлись за 20 лет до этого...
А что они из себя представляют технически?
(антипульсационные перегородки)
ЦитироватьА что они из себя представляют технически?
(антипульсационные перегородки)
Часть форсунок выступают из форсуночной головки образуя перегородки и разделяя переднюю часть камеры на части. У Ф-1 ажно на 13 частей.
ЦитироватьЦитироватьЦитировать5) Новая инкарнация РН "Гроза" из семейства "Энергии" - 2 боковых ускорителя на РД-170, ЦБ с двумя РД-0120, верхнее расположение ПГ и новый водородный РБ, скажем, на предлагаемой в "Союз-3" водородной ДУ. Имхо, этот носитель считаю наиболее удачным - причём не только в плане решения сугубо транспортной задачи "для Луны".
Снизить ПН до 40 тонн, поставить более мощные двигатели, оптимизировать "под сегодняшние технологии"
Чистый керосин, моноблок, без никаких "боковух"
Да, наверное, вот такой вот вариант
С апгрейдами: водород на второй ступени, ускорители
Но стоимостной оптимум - на 40 тоннах
Ну и зачем повторять то, что было?
Столь велико желание получить в лоб не деревянными граблями, а титановыми?
Ответьте мне Зомби, как философ - философу.
P.S. Зомби, вопрос именно к Вам, и именно, как к философу.
Что повторять?
Как философ - философу? :mrgreen:
Какие грабли, что не так?
Неполучится серийный 40-тонник?
Доброго времени суток! У меня с инетом сча сложновато, поэтому отвечаю только сейчас.
Почему я предложил использовать уже существующий старт "Энергии"? Потому что львиная доля стоимости создания нового носителя приходится на стартовые сооружения и инфраструктуру - и многие к сожалению любят это забывать :(
Почему я предложил использовать водородную ступень - потому что несмотря на все проблемы, водород благодаря удельному импульсу (плюс опять же его экологическая чистота) остаётся самым лучшим топливом из освоенных, и необходимость в нем оспаривается только ярыми сторонниками минималистского подхода. Любая страна, развивающая космонавтику, неизбежно приходит к использованию водородных блоков: США, Франция-ЕКА, Япония, Китай, Индия - они все тупые, а мы умнее? ;) А ведь водородный ЦБ был уже успешно освоен для "Энергии", и большую часть наработок можно использовать... пока ещё можно. Когда от поколения инженеров, ещё помнящих водородную специфику, останутся только полки с толстенными томами документации, вот тогда и придёт время бояться работы с водородом так, как некоторые начали уже сейчас - но я всё же надеюсь, что до этого не дойдёт.
Единственный выход космонавтики, чтобы оставаться на плаву - разработка передовых технологий. А основные передовые сейчас технологии в космическом ракетостроении - это водород и чуть позднее - многоразовое использование ступеней (имхо, конечно). Весь мировой опыт подтверждает - через какое-то время всё это с лихвой окупится (пусть даже не прямо, а косвенно). И я считаю что такой выбор был бы наилучшим по совокупности факторов - эффективность, перспективность, стоимость, надежность и т.п.
Иначе тоже предложил бы не водородный, а керосиновый ЦБ с баками "Энергии-М" и РД-170...
Поэтому, по тем же вариантам поясняю своё мнение:
1) - самый консервативный (читай: регрессивный) подход. Ни одного нового носителя не будет, "никогда, и никаких шансов" ;) - с таким подходом на Луне вообще делать нечего.
2) - новые РН есть, но только прописанные в рамках ФКП. Самый вероятный (в том числе и на мой взгляд ) вариант. Можно чего-то добиться, конкретно ужимаясь по массам, задачам и возможностям, и перемежая это постоянным использованием многопусковой схемы. Имхо, весьма чревата задержками и превращением освоения луны в затяжной космический "долгострой".Напомню ещё про повторяющиеся затраты - не так уж и дёшево обойдутся все эти многопусковые перипетии... А если ещё и неготовность на орбите одного из двух-трёх ПГ многопусковой сборки после выведения... :( А чем крупнее носитель, тем меньше затраты на единицу ПГ. Поэтому,
3) - более разумный и близкий к оптимальному (с нынешними реалиями) подход. Вот только... ГДЕ взять этот носитель, если не на базе «Энергии»? (т.е. на базе каких двигателей и ступеней составлять?) И, что думаю ещё важнее, ОТКУДА взлетать? Так кардинально переделать "семёрочный" старт? Не верю... Делать новый "с нуля"? Не верю тем более. :mrgreen:
4) - Уже существующий старт, относительно сохранившаяся основа инфраструктуры комплекса, пока ещё неплохая база в РККЭ (специалисты и наработки), но обе эти ракеты - результат компромиссного решения на основе тех возможностей и тех требований, и разумнее оставить их советскому прошлому, но использовать их задел для создания новой "Энергии" - оптимальной под существующие возможности и задачи. Имхо, РН со 100-тонным ПГ - пока ноша для экономики непосильная (ну, или - неразумная ;) ) Нужен носитель раза в 2 меньше, но достаточно крупный, чтобы свести к минимуму кол-во многопусковых операций. Поэтому я и предложил 5) вариант. Но здесь можно, думаю, использовать и обновленную "Энергию-М", только "квант веса" у нее поменьше, и... честно говоря. мне немного не нравится её компоновка (субьективен, признаю ;) ) - короткий ЦБ, перетяжеленный "подкалиберный" ГО с прицепленными к нему на длинных тягах узлами крепления боковушек... Кто-то из авиаконструкторов сказал: "Некрасивый самолёт - не полетит!" :)
А что касается моего варианта(5) - это тоже не "чистая" "Гроза", а новая инкарнация с похожей компоновкой (и верхним размещением ПГ и ГО). На существующей базе и современных технологиях, но значительная экономия за счет использования стартового комплекса "Энергии", ее технических решений, диаметра ЦБ, РД-0120, боковых блоков...
Ну, на последнем настаивать не буду - можно сделать их и на базе предлагавшихся блоков "Ангары-100" или "Виктории-К", к примеру.
Конечно, можно предложить ещё кучу других вариантов - к примеру, 6) - симметричный амерскому, и делать РН под 100 т ПГ: новую "Энергию", "Ангару-100", "Викторию-К" или - чем чёрт не шутит - Н-1М :D Даже Вариант-7) "многоразовый космоплан с ЯРД" или Кинзазолёт на счетверённой гравицапе с турбонаддувом ожижаемым воздухом (шутить я тоже умею :D , но сейчас предлагаю порассуждать взвешенно) - только это удаление из области аналитики в область околонаучной фантастики и технического стёба... Ах, да, есть же ещё и вариант 0) - "Никакой Луны, никогда, и никаких шансов" :D:D:D
В общем, каждый сам выбирает, какое будущее для него более вероятно и правдоподобно :)
И ещё - при взвешенном размышлении мне кажется, что отечественных ионных буксиров мы не дождёмся ещё долго, поэтому пока стоит ориентироваться на разгонники с ЖРД (и, соответственно. "кванты" более крупного размера чем на "Союзе-2" и "Протоне"), а позже (после начальных этапов) будет больше знаний и возможностей для верного выбора.
А что касается конструктивной критики...
to Дмитрий В. : по п. 3) - не убедило пока... какие были
ЦитироватьТехнические прблемы с ветровыми нагрузками (наследство Грозы)
? и почему эти прблемы до сих пор считать непреодолимыми?
to Зомби : Не исключено, думаю что керосиновый моноблок диаметром 7,75 на старт "Энергии" станет... но какая у него длина получится... Двигатели-1 какие - НК-33? РД-180? или? (ЖРД второй ступени, вероятно, РД-0120 - или всё же поголовный керосин?) И ещё: почему
стоимостной оптимум на 40 тоннах? Где это было определено?
to Старый : Признаю, Сатурн-5 была для Луны удачной... единственной :mrgreen: Только вопрос был не таким - жаль что вы не затруднили себя его пониманием... :( ( ;) )
ЦитироватьМожет те, кто делал "Н-1" были недалеки от истины, когда её делали?
Да, конечно недалеки... вот только истина с тех пор далеко ушла :).
Н-1, как и многие другие технические решения, результат компромиссов возможностей и требований
того времени, а кроме того, ещё результат неукрощенного воображения Великого С.П.
Ну, я ещё понимаю - 30 двигателей-1, поголовный керосин, моноблок... Но зачем было составлять РН из набора разнокалиберных сфер? Ни одной пары шпангоутов одинакового диаметра :( Где здесь технологичность, унификация, экономическая целесообразность? Почему отказ от уже проверенной схемы несущих цилиндрических баков ? (если я пропустил, поделитесь пожалста ссылкой) А этот "египетский труд" огромной армии сварщиков-сборщиков на малоприспособленном Байконуре... Или, туда же - для чего на Р-7 так много разных конических поверхностей в ущерб цилиндрам? Королев мог многое себе позволить - он был Королев и умел добиться результата... пока страна была в состоянии его финансировать.
Не, счас бы я быстрее согласился воссоздать на Байконуре Сатурн-5, чем Н-1 - и это при всём уважении и к делам Королева, и к труду инженеров, воплотивших Н-1 в крылатом металле.
Цитата: "Старый"Но для того чтоб додуматься до антипульсационных перегородок надо быть Рокитдайном а не Глушко. quote]
Гм... :? ЕМНИП, показывали нам такие пергородки ещё на ФГ ЗУРа от НПОЛ... годов 50х кажется.
ЦитироватьНасколько я в курсе крайний раз проблема с ВЧ-колебаниями возникла во втором пуске Арианы в 80-м г. Французы тоже должны были наступить на те же грабли по которым лидеры прошлись за 20 лет до этого...
А разве там были не средне- и низкочастотные? Помойму, почти все ВЧ- проявляются ещё на стенде... и на прожигах ступени в сборе.
Ангара-А7: ~35 тонн на ЛЕО на керосине (~40 тонн на водороде).
Не нужно бояться стыковок. Стыковки давно отработаны.
Нельзя делать больших ракет, опыт истории учит, пытаясь создать большую ракету мы не слетали на Луну уже два раза. Вначале с Н-1, а потом и с Энергией. Вот теперь даже летавшая ракета есть - Энергия, а на Луну с её помощью до сих пор слетать не можем!
А сейчас так и серийный 40 тонник нельзя делать - сейчас можем и его не поднять.
Только Ангара-А7 и стыковки! Тогда дешевая ракета всегда будет под рукой, что бы не случилось. Пока в России будут производиться ракеты всегда можно будет собрать Ангару-А7.
Почему Ангара-А7 читайте в топике "Создание ракет из УРМ":
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=3549
8)
to SpaceR
Ну, по поводу «Грозы» и «Энергии-М».
1) «Гроза», как известно, стала развитием проекта РЛА-125 (1975-1977г.), и в окончательном виде (согласно ЭП в 1985-1988гг) являла собой РН с 2-мя блоками А и стандартным блоком Ц (с 4*11д122). ПН массой около 60 т размещалась в боковом грузовом транспортном контейнере (массой около 25т.). Главнейшей проблемой проекта была ветровая устойчивость при старте и ветровое нагружение при нахождении на СК. Проблема эта была обусловлена тем обстоятельством, что при одинаковой с 11к25 площади боковой поверхности, «Гроза» имела стартовую массу тонн на 800 меньше (соответственно боковые ускорения от ветрового воздействия пропорционально возрастали). В отличие от 11к25, «Гроза» опиралась на блок Я всего двумя блоками А (вместо 4), с сокращением опорной базы до менее 3,9 м. Что, собственно, существенно увеличивало нагрузки на блоки А из-за изгибающего момента, вызванного ветровой нагрузкой (а момент этот был сопоставим с моментом для «Энергии»). Выходом было либо ограничение эксплуатации по скорости ветра, либо введение в СК 2-х имитаторов блоков А, что вообще говоря сильно СК усложняло. В 1988-1989гг выпускается дополнение к ЭП по «Грозе», в соответствии с которым сначала появляется вариант с 2-мя 11д122 на ЦБ (как раз на ПН 50-55 т), а затем, осенью 1989г., проект трансформируется (согласно «Основным положениям...») в РН «Нейтрон» (с сильно «кастрированным» ЦБ с 1*11д122 , переименованную в 1990 г. в «Энергию-М»). В принципе, эта история описана у Губанова и в выдержках из книги «РКК Энергия» (оба источника частично опубликованы на www.buran.ru).
2) С Вашей оценкой «Энергии-М» согласен. Сам ее всегда считал ее «ублюдочной ракетой». В 1989-1991 гг., занимаясь изысканиями по альтернативным вариантам, я в т.ч. рассматривал и вариант, близкий к предложенному Вами. Это была РН с 2 ББ (подварианты: ББ диаметром 4,1 м с 4*НК-33 на каждом и диаметром 3,9 м с 1*11д520). При стартовой массе примерно 1050-1100 т получалась ПН 52-55 т. Однако, ни в одном из этих вариантов, включая и 217ГК («Энергия-М») проблема ветровых нагрузок и ветровой устойчивости окончательно не решалась. Помниться, по «Энергии-М» ломали голову, как эту проблему решить. В ходе «ломания голов» рождались такие варианты, как установка щитовых ограждений вокруг СК (!), возврат к имитаторам блоков А и т.п. Я лично придумал не менее бредовый способ: расставить по периметру мобильные платформы с вертикально установленными ДТРД Д-30 (выработавшими ресурс). По замыслу, выхлопные струи должны были служить преградой ветру. Самое прикольное, что инженеры из отдела аэродинамики подтвердили такую возможность!
3) Сейчас прикинул такой вариант с 2-мя блоками А (конечная масса 49т, РЗТ 310 т) и ЦБ с 2-мя 11д122 (конечная масса 43,7 т, РЗТ 381,4 т). При Мст=1209т (с ГО массой 7т) ПН около 59 т. (если ratman не врет!). Но, проблема та же – см. выше.
4) Честно скажу, я не силен в вопросах идеологии освоения космоса. В частности, мне не совсем ясно (да, и не интересно, меня интересуют ракеты и все, что с ними связано), зачем лететь на Луну? Ну, Марс, понятно – возможность будущей колонизации и т.п. Предположим, что на Луну лететь все-таки надо. Минималистские проекты (типа «флаговтыкательских миссий»), решаемые исключительно существующими техническими средствами, смысла не имеют. Использование модифицированных носителей, возможно и позволит (многопусковыми экспедициями) создать некую инфраструктуру (ЛОС, заправки на орбите и на Луне, лунные поселения и т.п.), необходимую для практического освоения лунных ресурсов. Но, имхо, это может оказаться дороже, чем использование новых РН большой грузоподъемности. Мое видение в данном вопросе примерно соответствует подходу NASA: двухпусковые пилотируемые экспедиции (тяжелая РН с ПН около 100т для беспилотного компонента и РН средней грузоподъемности для пилотируемого КК – например, модификация Союза-2-3). Этот подход не исключает использования уже существующих РН для выполнения разнообразных вспомогательных задач. Тяжелый носитель с ПН в районе 100 т, и тут я с Вами согласен, может быть создан на базе элементов комплекса 11к25 (подробнее – в топике «Технические аспекты возрождения «Энергии»), но только не с 2, а с 4 блоками А (возможно, существенно модифицированными, а возможно и на базе диаметра 4,1 м) и с блоком Ц с 2*11д122.
С уважением, Дмитрий В.
ЦитироватьЧто повторять?
инкарнация
ЦитироватьКак философ - философу? :mrgreen:
Вас, в одной из тем, "примазали" к философии :P
А сама фраза из серии: как хирург - хирургу, как инженер - инженеру и т.п.
ЦитироватьКакие грабли, что не так?
Длинная палка - ручка, на другом конце "попендикулярная" гребенка.
А что не так, Дмитрий В. отлично описал выше.
ЦитироватьНеполучится серийный 40-тонник?
Получится, но не как инкарнация.
ЦитироватьЦитироватьНеполучится серийный 40-тонник?
Получится, но не как инкарнация.
Аааааааааа!
Понял-понял
Да, конечно, я так и имел в виду, что... :roll:
Собственно, от Н-1 берется "керосин" и "моноблок"
И здесь можно даже уступить, ну пусть "несовсем моноблок"
Но и не 7 урмов, тоже вроде "край"
А пара так, в основном (35-40 тонн) варианте
PS.
ЦитироватьВас, в одной из тем, "примазали" к философии :P
(Глядя одним глазом в зеркало :roll: ) - а что, не похож? :wink: :mrgreen:
Ну не совсем философ... но метафизик, да
Есть некие основания... уж там какие ни есть... но есть, да :P :wink: :mrgreen:
Цитироватьto Зомби : Не исключено, думаю что керосиновый моноблок диаметром 7,75 на старт "Энергии" станет... но какая у него длина получится... Двигатели-1 какие - НК-33? РД-180? или? (ЖРД второй ступени, вероятно, РД-0120 - или всё же поголовный керосин?) И ещё: почему стоимостной оптимум на 40 тоннах? Где это было определено?
Ну, насчет конкретики, так это я сейчас не буду, и многого из меня все равно не выжмешь, дальше формулы Циолковского :mrgreen:
А насчет оптимума - это надо к этому стремится, чтобы наиболее дешев был 40-тонный вариант, если "ракета" имеет всяческие апгрейды и модификации
Почему?
Под лунную программу "интенсивностью в один ЛОС"
Если мы ставим "в центр программы" ЛОС (а это проще/дешевле чем сразу база на поверхности, да и вообще, если "нам" что-то и доступно, то только это в ближней перспективе во всяком случае), то массовой ракетой должен быть 40-тонник
Это ключевой элемент, "основная несущая балка" системы, на нем все будет держаться
При переходе к лунной базе нужен либо "типа 140 тонник" даже, не 100-тонник, тоже серийный, либо МНОГОРАЗОВЫЙ межорбитальный транспорт с хорошими параметрами
Цитировать1. Любая страна, развивающая космонавтику, неизбежно приходит к использованию водородных блоков: США, Франция-ЕКА, Япония, Китай, Индия - они все тупые, а мы умнее? ;) А ведь водородный ЦБ был уже успешно освоен для "Энергии", и большую часть наработок можно использовать... пока ещё можно.
2. Единственный выход космонавтики, чтобы оставаться на плаву - разработка передовых технологий. А основные передовые сейчас технологии в космическом ракетостроении - это водород и чуть позднее - многоразовое использование ступеней (имхо, конечно). Весь мировой опыт подтверждает - через какое-то время всё это с лихвой окупится (пусть даже не прямо, а косвенно).
1. Золотые слова! Я даже специяльную тему открыл про водород, но что-то неинтересно нашим друзьям из форума :( :
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=3463
2. Так Вам нужен носитель ДЛЯ ОСВОЕНИЯ Луны, или просто для нескольких полетов?
Если про второе - да, можно говорить про ракеты - Гроза, Энергия, Ангара и т.д.
Если нужно ОСВОЕНИЕ - ето серьезно! Первый вопрос - КАКОЙ ГРУЗОПОТОК БУДЕТ? Во всех случаях - немалый! А ето уже делает обоснованным создание многоразового носителя.
Я повторю еще раз мое предложение о 2-х ступенчатом АКС на ЖРД - Н2 / О2. Ничего нового не надо изобретать!
Старт вертикальный. Первая ступень разгоняет АКС примерно до 4 км/с и приземляется на аеродром по-самолетному. Вторая ступень выходит на ЛЕО, разгружается и тоже приземляется на аеродром по-самолетному. Форма ступеней - несущий корпус (говорят - ето позволяет достичь лучшее массовое совершенство).
Соотношение масс - ПН / 2 ст. / 1 ст. примерно 1 / 4 / 20. На 1 тонн ПН получается 25 тонн стартовой массы.
На 30 т ПН – 750 т стартовой массы. 5 двигателя РД-0120.
2 ст + ПН = 150 т – один РД – 0120.
Можно использовать не только для полетов к Луны.
Уважаемый Дмитрий В. !
Спасибо за подробный и обстоятельный ответ. Конечно. я тоже не дока во многих вопросах (думаю, это заметно), и с вопросом ветровых нагрузок так тесно нигде не встречался - однако заметил, что и у "Шаттла", и у Ариан-5, да и у многих других РН о серьёзных проблемах в этом плане не упоминалось. Я не знаю, почему отклонили возможность дополнительной поддерживающей опоры с захватами вверху (как на ТУА "Циклонов" и "Зенитов"). В крайнем случае, возможно, что можно обойтись и меньшим ограничением по скорости ветра - благо срочных грузов и военных требований вроде как не предвидится, а прогнозы погоды сейчас гораздо точнее.
Но я все же считаю, что без ракеты с ПГ 100т можно попытаться обойтись, если наладить грузопоток между околоземной и окололунной орбитами на буксирах с ЭРДУ, поскольку имхо РН грузоподъёмностью 100 т имеет гораздо больше риска оказаться недовостребованной :(
ЦитироватьЦБ с 2-мя 11д122 (конечная масса 43,7 т, РЗТ 381,4 т).
- не слишком ли лёгкий? для такой массы
водородного топлива? Интересно бы узнать, какой была конечная масса ЦБ у "Энергии-М"...
ЦитироватьЧестно скажу, я не силен в вопросах идеологии освоения космоса. В частности, мне не совсем ясно (да, и не интересно, меня интересуют ракеты и все, что с ними связано), зачем лететь на Луну? Ну, Марс, понятно – возможность будущей колонизации и т.п.
...
Что же касается вопросов идеологии освоения космоса, то я считаю что на начальных этапах Марс для этих целей, возможно, не самый лучший объект. (лучшим, имхо, будет металлосодержащий астероид размером 1-100 км, но все они довольно далеко от Земли). Построив себе (по произведениям известных фантастов) наиболее вероятную модель будущего земной цивилизации, я пытаюсь предугадать возможный путь ее построения (задача, приносящая немало интеллектуального удовольствия), особенно его первые этапы, и в этом плане для развития нужны прежде всего материалы, которые придётся или поднимать с Земли, или делать в космосе. И конечно, сперва поближе, на околоземных орбитах. А где у нас есть хоть что-нибудь поближе? ;) Имхо,
реальную конкуренцию Луне сможет составить только дешевый (на один кг груза, естесно) безракетный транспорт - Косм.лифт, ОТС А.Юницкого (экваториальное кольцо-супермаховик) или их вариации.
Луна удобна ещё и тем, что там довольно легко организовать защиту жилых помещений от космических излучений, а жить в замкнутом пространстве люди и на Земле уже привыкли. И зачем в таком случае Марс? Что там такого сейчас есть? Вот если ему добавить атмосферы, прогреть парниковым эффектом, запустить бактерий для создания кислорода и почвы - тогда другое дело... :roll: Но для этого туда надо уже столько раз слетать, что... Хотя, я что-то увлёкся. ;)
ЦитироватьНе нужно бояться стыковок. Стыковки давно отработаны.
- Что, уже отработаны стыковки на больших диаметрах и 40-тонных массах? Или будем стыковать, как умеем, на стандартный диаметрсоюзовского люка? а как тогда с нагрузками от работающего ЖРД ? (и не забудьте еще о снижении массы ПГ и удорожании из-за элементов обеспечения стыковки).
Впрочем, я стыковок тоже не боюсь, без них не обойтись думаю и ракете с 55т ПГ. Правда, подстыковываемая масса тут поменьше, если конечно не задаваться целью "прямой" экспедиции. Я - за ЛОС (этим, кстати, есть ощутимый шанс получить взаимовыгодное сотрудничество с амерами, если оно будет устраивать обе стороны). И я против перелива топлива на орбите - технически сложно и потери массы ПГ (или возня с обеспечением постоянной перегрузки на время перекачки топлива). Время перелива наступит одновременно с выведением на орбиту ОС-заправщика, но это нужно уже после создания ЛОС и лунной базы.
ЦитироватьТолько Ангара-А7 и стыковки!
- Ангара-А7 ? А откуда? Мы же все видели стартовый стол на "Звездочке" - что, разве на него возможно поставить 7-блочную Ангару??
ЦитироватьНельзя делать больших ракет, опыт истории учит...
- так опыт истории просто показывает, выводы мы делаем сами... Да, в Н-1 была большая доля новизны, спорные тех.решения и большая масштабность, но если бы Королев не ушел или если бы программа испытаний была лучше продумана... или раньше начата, то Н-1
летала бы (а Байконур стал бы городом сварщиков :D ). На "Энергию" вообще неча пенять, удачное и успешно реализованное решение, но -
для СССР. С его развалом исчезли и возможности прокормить этого великолепного, мощного, красивого, но дорогого динозавра, а тем более задачи, для которых и создавалась эта МТКС. :(
Главное препятствие для тяжелой ракеты сейчас - это, как было уже сказано на форуме, "недостаток умения распоряжаться крупными суммами денег"(~чтото в этом роде) российского бюджета, точнее - мизерность его космической составляющей. Космонавтика может стать для России тем, чем стала микроэлектроника для Японии и Тайваня - конечно, если ее грамотно спланировать. И в этом случае БУДЕТ НУЖНА и достаточно загружена и тяжелая ракета, и ее разработчики, и многие другие отрасли, вовлеченные в этот процесс.
При всем при этом все же ясно, что затраты средств на лунную программу не окупятся ни явно, ни косвенно еще лет 20-25... :( Это работа НА БУДУЩЕЕ, бремя, которое способны нести только
великие державы. Остается ли таковой Россия? Хочется верить...
А
истинная окупаемость лунной программы начнется имхо тогда, когда выросшие на лунных задачах инженеры и руководители начнут применять свой опыт и способности в других областях, а молодежь начнет больше интересоваться наукой и техникой.
Далее ясно - использование космических наработок в международном бизнесе, лицензирование и продажа РКТ, предоставление космических услуг, развитие внеземной инфраструктуры...
И как предварительный итог (для человечества) - строительство внеземных производств и
ВЫНЕСЕНИЕ С ЗЕМЛИ НАФИГ ВСЕЙ ВОНЮЧЕЙ И ОПАСНОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ! :D
Именно такого будущего я бы и хотел. Потому и поделился с вами.
Уважаемый Владислав! Вы ведь сами признаёте, что насчёт Сатурна-5 это шутка (кста, я никого и не просил поддержать эту идею), так зачем было приплетать сюда политику, НАТО и прочие страшилки? думаете я горячо одобряю эти выбрыки наших политиканов? Или это в вас заговорила традиционная для постсоветской России нелюбовь к "хохлам"? ;)
Что же касаемо Н-1М - так если действительно найдётся мизантроп, согласный оплатить ее создание, я это только приветствовать буду :) Но я стараюсь рассуждать с более-менее реалистичных позиций, а в этом плане я от инженерных решений по Н-1 действительно не в восторге... это пришло со временем, как и понимание сути советской системы - когда-то и я смотрел на Н-1 с огромным восхищением... (насчет Н-1М ничего не могу сказать - она мне на форуме пока не попадалась).
Касательно же вашего "Россия переполнена валютой и в ней найдётся место и "Н-1М" - это по-моему больше похоже на шутку. Кстати, я вовсе не предлагаю восстанавливать "Энергию" до болтика по томам "пыльной документации", а использовать наиболее эффективно существующий задел, дабы сэкономить на разработке - но не в ущерб эффективности, конечно.
И я считаю, что в новой тяжелой ракете (как и в Сатурне-5) должны быть: а) цилиндрические баки, причем перевозимые с завода целиком; б) водородные ступени (кстати, вовсе не являющиеся уникальной особенностью только "Сатурна"). И если они будут в Н-1М, или в Н-1МММ, то я - ЗА такую ракету.
P.S. A насчет "скорого членства" - это мы ещё посмотрим... :twisted:
Вероятно, имелся в виду филантроп :D
ЦитироватьВероятно, имелся в виду филантроп :D
- ТОЧНО!
проглючило меня чёто :mrgreen:
8)
Интересно, а что такое тяжёлое нужно на Луну забрасывать, что обычные носители сделать не в силах?
Просто интересно.
ЦитироватьЧто же касается вопросов идеологии освоения космоса, то я считаю что на начальных этапах Марс для этих целей, возможно, не самый лучший объект.
Это почему же? Самая близкая к Земле по условиям жизни планета. Гравитация близка к Земной, температура практически нормальная.
ЦитироватьПостроив себе (по произведениям известных фантастов) наиболее вероятную модель будущего земной цивилизации, я пытаюсь предугадать возможный путь ее построения
Многое упирается в момент выбора первоначального старта - или зацепиться за астероид, или за Луну, или за Марс. Соответственно от этого будет выбираться остальные цели развития. Скажем астероид - преимущество получат свободнолетающие поселения типа О"Нейла, Марс - скорее всего поселения на Луне не появятся никогда, только заводы и лаборатории. Луна - появление поселений на Марсе появятся спустя несколько поколений.
ЦитироватьЦитироватьТолько Ангара-А7 и стыковки!
- Ангара-А7 ? А откуда? Мы же все видели стартовый стол на "Звездочке" - что, разве на него возможно поставить 7-блочную Ангару??
Тот стартовый стол на 5 УРМ-ов.
В этом, конечно ошибка, нужно было сразу Ангару делать на 7 УРМ-ов и стол соответсвенно.
Но довести Ангару до Анагры-7 и сделать новый стартовый стол взамен старого на том же стартовом комплексе несравнимо меньшие затраты по сравнению с созданием новой ракеты и ещё двух к ней новых стартовых комплексов. Посколько затраты намного меньшие то они и на столько же более вероятно выполнимые. Соответственно вероятность "продать" этот проект правительству намного возрастает! Реально посмотрите на то какими темпами развивается космонавтика в России! Большой ракеты боялись даже во времена СССР, а что говорить про сейчас. Сейчас даже чистый 40 тонник побоятся делать (который не является частью семейства ракет).
Альтернативы нет, только Анагры-7 или что то подобное от ЦСКБ Прогресс.
Анагры-7 - самая удачная ракета для освоения Луны![/size]
Более подробно почему Ангара-7 читайте в топике "Создание ракет из УРМ":
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=3549
ЦитироватьУважаемый Дмитрий В. !
ЦитироватьЦБ с 2-мя 11д122 (конечная масса 43,7 т, РЗТ 381,4 т).
- не слишком ли лёгкий? для такой массы водородного топлива? Интересно бы узнать, какой была конечная масса ЦБ у "Энергии-М"...
Да, в самый раз! :) Массовое совершенство на уровне блока Ц. Конечная масса ЦБ "Энергии-М" - около 29т.
Цитироватьнасчет Н-1М ничего не могу сказать - она мне на форуме пока не попадалась
В мае 1969 года в ЦКБЭМ был выпущен аванпроект по теме Н 1М, который рассмотрел многие проблемы по исследованию космоса, в том числе широкомасштабное изучение Луны, полет на Марс, постоянная орбитальная станция. Для выполнения поставленных задач была предложена новая ракета-носитель Н 1М со стартовым весом 4250 тонн и массой выводимой полезной нагрузки 150 тонн. Причем эта ракета коренным образом отличалась от того варианта, который предлагал еще в 1965 году С.П. Королев. На первой ступени устанавливалось 36 двигателей НК-15 тягой по 154 тонны каждый. В качестве разгонного блока использовались кислородно-водородные блоки С и Р. Водород использовался и на третьей ступени – блок М. Блок С был предназначен для разгона к Луне, а блок Р – для торможения и выхода на орбиту Луны. Лунный орбитальный корабль с экипажем из трех человек был внешне похож на ЛОК программы Н1 Л3, но масса его возросла до 14,5 тонн, а стыковочный узел был оборудован внутренним переходом подобно «Союзу». Лунный посадочный корабль ЛКМ Э обеспечивал посадку на Луну и пребывание на ней двух или даже всех трех космонавтов. Перед стартом к Земле бытовой отсек ЛОК не отстреливался.
Несмотря на индекс Н 1М ракета представляла собой фактически новую разработку, а уровень затрат на ее создание был сопоставим с расходами по теме Н1 Л3. Естественно, что в условиях жиденького финансирования Н 1 на новые траты никто не пошел. К тому же, главный конструктор ЦКБЭМ В.П. Мишин предлагал начать создание ракеты Н 1М параллельно с отработкой Н 1. Поэтому для создания лунного комплекса стали рассматриваться варианты со сборкой на орбите Земли или Луны с помощью двух-трех запусков уже разработанной Н 1. Но для их реализации требовалось сначала отработать саму Н 1. А с этим, как известно, возникали сложности.
Так Вам нужен носитель ДЛЯ ОСВОЕНИЯ Луны, или просто для нескольких полетов?
Если про второе - да, можно говорить про ракеты - Гроза, Энергия, Ангара и т.д.
Если нужно ОСВОЕНИЕ - ето серьезно! Первый вопрос - КАКОЙ ГРУЗОПОТОК БУДЕТ? Во всех случаях - немалый! А ето уже делает обоснованным создание многоразового носителя.
Я повторю еще раз мое предложение о 2-х ступенчатом АКС на ЖРД - Н2 / О2. Ничего нового не надо изобретать!
Старт вертикальный. Первая ступень разгоняет АКС примерно до 4 км/с и приземляется на аеродром по-самолетному. Вторая ступень выходит на ЛЕО, разгружается и тоже приземляется на аеродром по-самолетному. Форма ступеней - несущий корпус (говорят - ето позволяет достичь лучшее массовое совершенство).
Соотношение масс - ПН / 2 ст. / 1 ст. примерно 1 / 4 / 20. На 1 тонн ПН получается 25 тонн стартовой массы.
На 30 т ПН – 750 т стартовой массы. 5 двигателя РД-0120.
2 ст + ПН = 150 т – один РД – 0120.
Можно использовать не только для полетов к Луны.
Цитировать...А с реалистичных позиций звоните в "Авиакосмические системы" и требуйте "инфу" о сроках запуска ракетостата годного не только для Луны.
Владислав, я как-то не понял из вышесказанного вами, зачем мне требовать инфу про ракетостат, причём "годный не только для Луны", и какая тут привязка к реалистичным позициям? Это что-то из предыдущих форумских обсуждений?
ЦитироватьА морковку "Н-1М" можно будет потом собрать для самоудовлетворения, что такая ракета, как "Н-1" - она же в асимптотическом приближении есть "Н-1М" - вполне могла летать. Кроме того, есть же любители старых мотоциклов, автомобилей, самолётов, а почему не будет таких же любителей старых носителей?
Я, я любитель старых носителей! :) Владислав, где есть недорого в продаже Н-1? Куплю и в комнате поставлю любоваться :roll: (я на полном серьёзе)
А касательно вашей версии будущего, в котором коллекционеры держат в гаражах 110-метровые РН и время от времени летают на них из ностальгии - я восхищаюсь возможностями вашего воображения, но (эх, жаль... :( ) себе я не могу такого позволить...
Два условия, выполнения любого из которых не хватило Н-1 для успешных рейсов до Луны, я упоминал выше.
ЦитироватьТак Вам нужен носитель ДЛЯ ОСВОЕНИЯ Луны, или просто для нескольких полетов?
Конечно освоение, вбухать огромные деньги в Лунную программу ради нескольких полетов я считаю убийством для всей программы освоения космоса...
"КАКОЙ ГРУЗОПОТОК БУДЕТ?" - этого вам сейчас даже американцы точно не скажут, только прогнозы... Но очевидно, что поначалу грузопоток будет относительно небольшим и будет непрерывно рости с неизвестной пока скоростью...
В конце концов он станет немалым, и - полностью согласен с вами - "ето уже делает обоснованным создание многоразового носителя." Но
только тогда, вряд ли раньше, станет целесообразным вкладывать деньги в программу разработки крупного многоразового носителя специально для лунного грузопотока.
Ваше предложение о 2-х ступенчатом АКС на ЖРД - Н2/О2 я вполне принимаю, но имхо в ближайшие 5 лет стоимость его разработки и ввода в эксплуатацию сравнима (если не больше) со стоимостью первого этапа лунной программы. И - как это так "Ничего нового не надо изобретать!" ?? разве у нас уже эксплуатируются экономически разумные системы спасения ступеней? Что, уже создана и опробована лёгкая, надежная, долговечная, относительно недорогая в производстве и обслуживании теплозащита для крупных криогенных баков?
Далее. Как, интересно, несущий корпус обеспечит лучшее массовое совершенство? Лучшее массовое совершенство для крупных емкостей, нагруженных внутренним давлением, являются сфера и цилиндр, в некоторых случаях конус - но для обеспечения приемлемых тепловых нагрузок при входе несомненно нужна подъемная сила, и скорее всего ее даст то же самое крыло, которое обеспечивает самолетную посадку. Имхо, чем меньше будет в такой ступени объем полостей ВНЕ топливных баков, тем легче она окажется. Так что я бы отказался от карманов, придающих цилиндрической ступени форму несущего корпуса. А кроме того, хочу обратить внимание, что вес всех прибамбасов, обеспечивающих спасение верхней ступени, НАПРЯМУЮ (т.е. 1:1) вычитается из массы ПГ, а условия прохождения атмосферы для нее более тяжелые. Поэтому я полностью поддерживаю выводы, сделанные не так давно в статьях НК - на первом этапе (а возможно, что и вообще, точнее для двухступенчатых химических РН) верхнюю ступень разумнее делать одноразовой.
Теперь. Вертикальный старт крупной многоразовой РН на водородном топливе. Я бы не стал этого делать. Разработка и испытания крупных водородных ЖРД для первой ступени сама по себе весьма дорога, а с учетом обеспечения их многоразовости, их больших масс и габаритов (кажется, вдвое-втрое больше чем керосиновые ЖРД той же тяги), да еще вдобавок большого объема бака с жидким водородом, который, напоминаю, нужно весь укутать надежной теплозащитой, не боящейся намерзающего инея (либо надежно теплоизолированной от бака), то рискну заявить что такая ступень будет вряд ли эффективнее и уж никак не дешевле аналогичной ступени на кислород-керосине (ну, или на метане). Для керосиновой ступени к тому же уже существуют двигатели, называющие себя многоразовыми - это семейство РД 170-180-190 и НК-33.
И наконец - "На 1 тонн ПН получается 25 тонн стартовой массы." - боюсь, что такую великолепную массовую эффективность ваш носитель выдаст только в
одноразовом варианте, системы спасения и увеличенные запасы прочности уменьшат ее раза в 3, минимум.
С учетом всех вышесказанных проблем я весьма сомневаюсь что описанный вами многоразовый носитель, если он все же будет построен, окажется при эксплуатации дешевле, чем выпускаемые серийно одноразовые РН...
ОДНАКО - это вовсе не значит что я "ставлю крест" на многоразовых системах, в том числе и для лунных рейсов. Предлагаемая мною РН (да и Ангара тоже) в перспективе вполне может быть доработана под спасение и многократное использование блоков первой ступени - как только увеличение грузопотока сделает такую доработку экономически обоснованной.
8)
ЦитироватьТот стартовый стол на 5 УРМ-ов.
В этом, конечно ошибка, нужно было сразу Ангару делать на 7 УРМ-ов и стол соответсвенно.
Но довести Ангару до Анагры-7 и сделать новый стартовый стол взамен старого на том же стартовом комплексе несравнимо меньшие затраты по сравнению с созданием новой ракеты и ещё двух к ней новых стартовых комплексов.
Минуточку... Какие-такие два стартовых комплекса ?? Речь идёт как раз о том, что не нужно НИ ОДНОГО нового стартового комплекса - Что для моей "пол-Энергии", что для "моноблока" имени Простого Форумского Зомби ( :D ) используется
только стартовый комплекс "Энергия-Буран"! ЦитироватьПосколько затраты намного меньшие то они и на столько же более вероятно выполнимые. Соответственно вероятность "продать" этот проект правительству намного возрастает!
А зачем надо правительству снова долбить отбойниками и выковуривать из железобетона только что сданный стартовый комплекс? И что при этом скажут военные, ожидавшие его столько лет и не успевшие даже начать его эксплуатацию? И потом, это всё же будет другая ракета - ЦБ запускается не у земли, а наверху, возможно даже придётся переделывать ЖРД, в том числе и под установку "высотного" сопла. Возрастут нагрузки на ЦБ (+дополнит-е крепления), возможно на ББ тоже, по новому придется решать проблему разделения пакета УРМов... но новых тезнологий такая ракета не создаёт и не развивает, к тому же еще больше увеличивает загрузку ЦиХ в ущерб другим предприятиям отрасли, тихо деградирующими без заказов... А тут есть возможность создать более мощный носитель, к тому же обладающий след. преимуществами:
1) Сохранение и развитие наследия программы "Энергия", ее стартово-технического комплекса и разработанных в ее рамках водородных и других перспективных технологий;
2) Широкие возможности дальнейшего роста грузоподъемности;
3) Возможность в перспективе создания и эксплуатации технологии и непосредственно системы спасения ракетных блоков 1 ступени
ЦитироватьРеально посмотрите на то какими темпами развивается космонавтика в России!
Вы лучше посмотрите, какими темпами развивается создание КРК "Ангара" в целом и его старта в Плесецке в частности... :(
ЦитироватьБольшой ракеты боялись даже во времена СССР...
- Глаза боятся, а руки делают... ;)"Энергия", на мой взгляд, проект удачный как концептуально, так и практически, но - для СССР... Сейчас не те потребности.
ЦитироватьАльтернативы нет, только Анагры-7 или что то подобное от ЦСКБ Прогресс.
Ну, если вы в упор НЕ ХОТИТЕ ее замечать, то это не значит что её нет...
[/quote]
ЦитироватьЦитироватьУважаемый Дмитрий В. !
ЦитироватьЦБ с 2-мя 11д122 (конечная масса 43,7 т, РЗТ 381,4 т).
- не слишком ли лёгкий? для такой массы водородного топлива? Интересно бы узнать, какой была конечная масса ЦБ у "Энергии-М"...
Да, в самый раз! :) Массовое совершенство на уровне блока Ц. Конечная масса ЦБ "Энергии-М" - около 29т.
В этот раз, Дмитрий, уже я предлагаю Вам увеличить массу ;) Имхо на нашем уровне расчетов и прикидок массовое совершенство стоит взять как раз посредине между оными у "Энергии" и "Энергии-М".
ЦитироватьИнтересно, а что такое тяжёлое нужно на Луну забрасывать, что обычные носители сделать не в силах?
Просто интересно.
Да всё то же самое... Модули ЛОС, Элементы Лунной базы, Лунные корабли - А чем крупнее масса, тем как правило меньше стоимость ее доставки на орбиту, кроме того некоторые вещи плохо поддаются дроблению, например Лунный корабль. Имхо с позиций надежности схема спуска с окололунной орбиты на поверхность и назад более удачной была все же у "Аполлонов"-ЛК, а для этого нужно доставить на ОЛО массу порядка 14-15 т "одним куском", для чего, соответственно, необходимо сперва вывести ее на околоземную орбиту с соответствующим РБ... Рассуждения по поводу минимального "кванта веса", выводимого на ОЗО, уже приводились в форуме на нескольких ветках.
ЦитироватьЦитироватьЧто же касается вопросов идеологии освоения космоса, то я считаю что на начальных этапах Марс для этих целей, возможно, не самый лучший объект.
Это почему же? Самая близкая к Земле по условиям жизни планета. Гравитация близка к Земной, температура практически нормальная.
Потому, что я считаю, что
на первом этапе первое внеземное поселение за пределами низких околоземных орбит должно иметь:
1) источник материальных внеземных ресурсов (грубо: грунт небесного тела), ну и солнечную энергию конечно тоже;
2) относительно невысокую характеристическую скорость его доставки на околоземные (прежде всего) орбиты;
3) хоть немного, но ощутимую гравитацию - чтобы брошенная на землю вещь не уплыла, а пыль не оседала часами;
4) достаточно небольшое время для доставки с Земли срочных посылок - к примеру, для срочного ремонта вышедшего из строя элемента системы жизнеобеспечения (вспомните "Аполлон-13"!)
А температуру, да и гравитацию при желании тоже ;) в жилых помещениях несложно обеспечить, хотя нагреть конечно легче чем охладить.
ЦитироватьЦитироватьПостроив себе (по произведениям известных фантастов) наиболее вероятную модель будущего земной цивилизации, я пытаюсь предугадать возможный путь ее построения
Многое упирается в момент выбора первоначального старта - или зацепиться за астероид, или за Луну, или за Марс. Соответственно от этого будет выбираться остальные цели развития. Скажем астероид - преимущество получат свободнолетающие поселения типа О"Нейла, Марс - скорее всего поселения на Луне не появятся никогда, только заводы и лаборатории. Луна - появление поселений на Марсе появятся спустя несколько поколений.
Исходя из вышеназванных 4-х пунктов, астероид удобнее всех по п.2, но менее удобен по п.3 и 4, Марс "выпадает" по п.2 и 4, Луна подходит по всем.
Правда, я не упомянул еще необходимость защиты от микрометеоритов на поверхности, но такая угроза имхо не очень велика, а для жилых помещений защита обеспечивается тем же средством, что и от космических излучений.
Цитировать
Да, в самый раз! :) Массовое совершенство на уровне блока Ц. Конечная масса ЦБ "Энергии-М" - около 29т.[/quote]
В этот раз, Дмитрий, уже я предлагаю Вам увеличить массу ;) Имхо на нашем уровне расчетов и прикидок массовое совершенство стоит взять как раз посредине между оными у "Энергии" и "Энергии-М".[/quote]
Не думаю, что это сильно уточнит расчеты - массовое совершенство водородных ЦБ было примерно одинаковым для Энергии, Энергии-М и Вулкана (грубо говоря коенструктивная характеристика = 9,5-10,0).
Цитироватьна первом этапе первое внеземное поселение за пределами низких околоземных орбит должно иметь:
1) источник материальных внеземных ресурсов (грубо: грунт небесного тела), ну и солнечную энергию конечно тоже;
2) относительно невысокую характеристическую скорость его доставки на околоземные (прежде всего) орбиты;
3) хоть немного, но ощутимую гравитацию - чтобы брошенная на землю вещь не уплыла, а пыль не оседала часами;
4) достаточно небольшое время для доставки с Земли срочных посылок - к примеру, для срочного ремонта вышедшего из строя элемента системы жизнеобеспечения (вспомните "Аполлон-13"!)
1 и 2 - астероид
3 - астероид не из самых мелких. А ето так важно? Работают же на ОС в полной невесомости.
4 - астероид, пригнанный на орбиту вокруг Земли (проектов - сколько угодно)
ЦитироватьЦитироватьна первом этапе первое внеземное поселение за пределами низких околоземных орбит должно иметь:
1) источник материальных внеземных ресурсов (грубо: грунт небесного тела), ну и солнечную энергию конечно тоже;
2) относительно невысокую характеристическую скорость его доставки на околоземные (прежде всего) орбиты;
3) хоть немного, но ощутимую гравитацию - чтобы брошенная на землю вещь не уплыла, а пыль не оседала часами;
4) достаточно небольшое время для доставки с Земли срочных посылок - к примеру, для срочного ремонта вышедшего из строя элемента системы жизнеобеспечения (вспомните "Аполлон-13"!)
1 и 2 - астероид
3 - астероид не из самых мелких. А ето так важно? Работают же на ОС в полной невесомости.
4 - астероид, пригнанный на орбиту вокруг Земли (проектов - сколько угодно)
К сожалению, астероиды летают или далеко, или как попало...
И тащить его на земную орбиту - задача явно не "первого этапа
Цитироватьмассовое совершенство водородных ЦБ было примерно одинаковым для Энергии, Энергии-М и Вулкана (грубо говоря коенструктивная характеристика = 9,5-10,0).
То, что у "Энергии-М" и нормальной большой "Энергии" одинаковое массовое совершенство ЦБ при разнице масс топлива в 4 раза, но
одном и том же диаметре - звучит по меньшей мере странно...
ЦитироватьЦитироватьна первом этапе первое внеземное поселение за пределами низких околоземных орбит должно иметь:
1) источник материальных внеземных ресурсов (грубо: грунт небесного тела), ну и солнечную энергию конечно тоже;
2) относительно невысокую характеристическую скорость его доставки на околоземные (прежде всего) орбиты;
3) хоть немного, но ощутимую гравитацию - чтобы брошенная на землю вещь не уплыла, а пыль не оседала часами;
4) достаточно небольшое время для доставки с Земли срочных посылок - к примеру, для срочного ремонта вышедшего из строя элемента системы жизнеобеспечения (вспомните "Аполлон-13"!)
1 и 2 - астероид
3 - астероид не из самых мелких. А ето так важно? Работают же на ОС в полной невесомости.
4 - астероид, пригнанный на орбиту вокруг Земли (проектов - сколько угодно)
Да, проектов сколько угодно - а сколько пригнанных астероидов? ;)
Конечно, если задаться целью, выбить финансирование, загрузить НИИ, КБ и заводы, то можно надеяться через энное количество лет сделать и запустить астробуксир, провести испытания (и возможно доработок), потом отправить к подходящему планетоиду рой астеробуксиров, подождать пока они пригонят его на околоземную орбиту, и все эти годы выходя вечером на улицу упорно не замечать висящий над головой большой астероид, находящийся на околоземной орбите уже сотни миллионов лет! :D :D :D А также сообщения в СМИ о других нациях, уже вовсю развивающих на нем внеземные поселения...
Ну а если конструктивно - сколько вы, подумав, можете назвать существенных недостатков использования Луны вместо пригнанного астероида?
ЦитироватьУважаемый SpaceR!
Кстати, Димитър невольно заставил меня обратить внимание на название этой темы: Если Вам нужен носитель "для освоения Луны", то ракетостат будет лучше, если же Вам нужна именно ракета, то, Вы уже знаете, я за "морковку" "Н-1М".
О ракетостате, альтернативе ракетам-носителям, речь зашла из-за желательности снижения стоимости понимаемых/спускаемых масс.
Раз зашла - ссылку в студию :)
Цитировать...после ракетостата обычные носители резко упадут в цене - за фактической ненадобностью для задач освоения космоса.
Да ну? Восхищаюсь вашей уверенностью! :D
За что ж вы его так хвалите? Изучу внимательно...
Цитироватьнужно ли зацикливаться именно на ракетах? Попробуйте расширить своё мышление - вдруг Вы придумаете что-нибудь более удачное даже по сравнению с ракетостатом?
Дак а я и не зацикливаюсь - я уже вспоминал про космолифт и ОТС Юницкого, но это - в несколько отдаленном будущем... А пока ни одной
достойной (т.е. конкурентоспособной) альтернативы ракетам-носителям я не нашёл (ЗЫ: многоразовые - они тоже ракеты).
ЦитироватьЦитироватьмассовое совершенство водородных ЦБ было примерно одинаковым для Энергии, Энергии-М и Вулкана (грубо говоря коенструктивная характеристика = 9,5-10,0).
То, что у "Энергии-М" и нормальной большой "Энергии" одинаковое массовое совершенство ЦБ при разнице масс топлива в 4 раза, но одном и том же диаметре - звучит по меньшей мере странно...
Тем не менее, это, практически факт. Разброс массового свепршенства, конечно, есть, но очень небольшой. Учтите также, что доля массы ДУ в ЦБ Энергии-М значительно меньше, чем в блоке Ц 11к25. Ну, и по массе топлива - разница не в 4, а в 3 раза примерно.
8)
Уважаемый Владислав! Спасибо за ссылки, но .. . . . .
При всем уважении к Вам - Вы что, и правда поверили во все те околотехнические бредни, которые описаны на сайте круизёров? :lol:
Степень серьёзности проскакивает уже с самого стиля подааемой информации... Особенно обилие вскл-ов и характерная фраза "И это абсолютная реальность!" :lol:
Но это было бы неважно если бы было хоть на чуть действительно толковых идей... А там сборище известных фактов вкупе с непроверенными идеями и концептами второго (по уровню продуманности и физической вероятности) в красивой упаковке...
Ракетостат как раз из таких идей. Расчетами подтвердить не могу, но благодаря обсуждению на форуме (спасибо ДмитрийК!) всё стало ясно: эта штука ДО ОРБИТЫ НЕ ДОЛЕТИТ. Необходимое массовое совершенство гигантской жесткой оболочки с весьма разреженным (15-20 км и выше) водородом достичь имхо не удастся ни счас, ни через 20 лет. Да и не факт, что сумма гравитационных и аэродинамических потерь в схеме выведения ракетостата будет меньше, чем у классических РН... Так что - ракеты и только ракеты! :D
А касательно
Цитироватькак-нибудь скрестить такой супервертолёт-платформу и стартующий с него носитель
, то это ещё веселее чем ежа с ужом... :lol: Учитывая их предыдущее поведение, тот факт, что всё "так секретно" - явный признак того, что это скорее всего такой же блеф... да и не вижу я здесь никакой новизны, просто разновидность воздушного старта, уменьшение потерь на аэродинамику и гравитацию...
:cry:
Курим учебник аэродинамики. Сверх и гиперзвуковой полет НИКОГДА, НИ ПРИ КАКИХ УСЛОВИЯХ не может происходить с 'плавным', то бишь ламинарным обтеканием. НИКОГДА.
Поэтому ракетостат возможен только в варианте гиперзвукового глайдера, который летит на максимальной высоте, которую можно иметь исходя из его скорости полета. И то эффективность использования в этом случае именно аэростата очень сомнительна. В лучшем случае, удастся сократить гравитациооные потери раза в три. Аэродинамические при этом вырастут... ну, если оптимистично - то в те же три раза. Если пессимистично - то в десятки раз, что ВООБЩЕ не позволит выйти на орбиту в принципе.
И вообще - ракетостаты обсуждаем в теме про ракетостаты.
:lol:
Предлагаю обратить внимание вот на что. Для полётов на Луну лучше не ракета, а система средств.
Приближённо:
Ангара 5-УКВБ. Боковые блоки - многоразовые (типа "Байкал" или другие) с кратностью применения до 100 и стоимостью в 10 раз бОльшей, чем одноразовый УРМ. Есть перелив или нет - не так важно, главное - 25 т ПГ на ОС. Двигатели с каждого спасаемого блока после 4-х полётов переставляются на ЦБ. На УКВБ - 4 КВД-1.
Итого:
- расход двигателей на миссию - 1;
- средний полётный ресурс двигателя - 150 с;
- расход керосиновых блоков на миссию с тягой 200 тс - 1,1;
- расход водородных двигателей на миссию с тягой 8,7 тс - 4;
- расход водородных блоков на миссию - 1;
- расход на миссию:
- рабочего ресурса керосинового двигателя - 750 с
при мощности двигателя - 200 тс;
- рабочего ресурса водородных двигателей до 1440 с
при общей мощности двигателей - 35 тс.
После выведения лунный комплекс вместе с УКВБ подводится к ОС и заправляется.
Т. о. УКВБ используется дважды.
Чтобы слетать на Луну, нужно 60 т топлива. Их доставляет специальный аппарат, имеющий многоразовые элементы. По крайней мере, спасаются ДУ и система управления, а доля многоразовых элементов зависит от планируемой частоты использования.
Старт - воздушный (предположительно), масса ПГ - 3 т. 20 пусков на миссию. Но, так как заправка будет работать и для других целей, то можно рассчитывать на 30 пусков на миссию. Такое же, 30-тикратное использование.
Итого:
- расход двигателей на миссию - 0,667;
- средний полётный ресурс двигателя - 600 с;
- общий полётный ресурс двигателя - 18000 с;
- расход на миссию:
- рабочего ресурса керосинового двигателя - 12000 с
при мощности двигателя - 100 тс.
И ещё на миссию 20 вылетов самолёта типа АН-124.
Могут быть возражения, что восстановление двигателя может быть дороже производства, но это вопрос умения.
И последнее. Крайне некорректно относить схему полёта с дозаправкой к многопусковой схеме. В-частности, они несопоставимы по надёжности и взаимозависимости пусков.
Ну, раз это по вашему лучший носитель для Луны, добавлю ещё несколько замечаний...
Цитироватьмногие участники форума понимают, что технические решения той фирмы могут быть уже на грани фола, но не за её пределами.
Да, потому что анализируя эмпирически то, что на этой самой грани, определить, где прошел предел, чаще всего невозможно. Как по мне, то ракетостат всё-таки
глубоко за пределами.
Ну пусть при заметном уменьшении гравитационных потерь аэродинамические возрастут в неизвестное количество раз (допустим, баш на баш), но повторю напоминание ДмитрияК, о ракетостате: "Все равно ПН нужно разогнать до орбитальной скорости." При этом:
Цитироватьподогрев водорода может только компенсировать часть аэродинамических потерь, и то не полностью, так как нет процесса с к.п.д. 100 %. Думаю, прямо выбрасывать водород очень нерационально – лучше подавать эго в камеру водород-кислородного РД. Все равно этот РД должен обеспечить ХС порядка 8.5 - 9 км/сек. При скоростью истечения 4.6 км/сек масса топлива – 84 - 86 % общей массы, а на все остальное – 14 – 16 % .
Дальше - водород-кислородные РД требуют запас кислорода на борту! Для стехиометрического горения – 8 кг кислорода на 1 кг водорода! Но для водородников даже лучше, если водород будет больше. Оптимальное соотношение не помню, но «на глаз» можно уменьшить количество кислорода наполовину. Хранить его можно тоже в газообразном виде в отдельном балоне внутри ракетостата. Подемная сила при этом уменьшится, но ненамного.
ОСНОВНОЙ ВОПРОС – Ракетостат должен иметь жесткую и достаточно прочную конструкцию. Сможет ли она вписаться в 14 % от стартовой массы?
Согласен с вышесказанным, и могу высказать свое имхо -
НЕ СМОЖЕТ А кроме того, стоимость разработки и изготовления такого аппарата (если в далеком будущем всё же удастся обеспечить вышесказанное) будет такая, что никакой конкуренции ракетам-носителям он не составит, даже если они остановятся в развитии.
Поэтому дальнейшие ваши возражения, думаю, лучше все-таки обсудить в теме про ракетостат.
Уважаемый Гость!
Абсолютно с вами согласен, нужна именно система средств, и в моем понимании она была очень близка к той которую вы подробно описали. Я тоже предполагал сокращение затрат за счет многоразового использования блоков 1й ступени, однако считаю, что создание достаточно надежной и безопасной системы дозаправки и перекачки топлива на орбите (которой к тому же потребуется еще один перспективный МТКС для восполнения запасов топлива, расходуемых, кроме прочего, на обеспечение сохранения орбитальной заправке необходимой высоты орбиты и температуры криогенных компонентов) по стоимости будет явно дороже, чем устранение этой мороки с помощью изначального выбора носителя достаточной грузоподъёмности.
К сожалению, не имею времении возможности просчитать подробно экономику предлагаемой вами системы - в ней очень много неизвестных величин, причём даже не упомянутых вами (я имею в виду разработку, запуск, испытание и поддержание эксплуатации орбитальной заправки и т.п.). Всё же имхо общий объём работ по созданию орбитальной заправки сможет использоваться только через немалое количество лет и миллиардов у.е. К тому моменту (используя, при необходимости, и многопусковую схему) уже можно будет построить и Лунную базу, и ЛОС, и малотяговые многоразовые буксиры "Земля-Луна".
Итого получается эквивалент расхода двигателей на миссию - 300 тс тяги. Сравните с остальными вариантами. Расходуется 1 керосиновый и 1 водородный ракетные блоки, 20 комплектов одноразовых элементов средства доставки топлива, горючее, окислитель. Амортизация самолёта с ресурсом не менее 1000 вылетов, затраты на эксплуатацию ОС. Последние будут раскладываться на общую деятельность ОС, а её снабжение будет дешевле из-за наличия дешёвого топлива.
Затраты.
1. Создание АКС с ракетным блоком около 70 т.
2. Развёртывание заправочной ОС.
3. Доведение до ума Ангары и других носителей под заправку на ОС.
Отсутствие больших вложений в стартовые комплексы. В случае прекращения полётов на Луну система может использоваться для других целей. Отдельные составляющие системы могут быть и законсервированы, в этом случае потери будут сравнительно невелики.
Если это не окончательное решение, то искать нужно в этом направлении.
По всем этим направлениям в нашей стране есть немалый задел.
ЦитироватьНо для того чтоб додуматься до антипульсационных перегородок надо быть Рокитдайном а не Глушко.
А для того, чтобы додуматься до того, что заслуга по части идеи упомянутых перегородок принадлежит Рокетдайну, надо быть Старым :)
На самом деле ап-перегородки у нас начали применять, начиная с 1950, по предложению А.М. Исаева.
ЦитироватьАнтипульсационными перегородками.
Никто не разучился, ВЧ-колебания давно уже не составляют никакой проблемы.
Есть мнение, что вы, как это часто бывает, сильно погорячились.
АП-перегородки не являлись ни для кого тайной еще с начала 50-х. И от Глушко, надо думать, в том числе. :) Просто проблема гораздо сложнее, чем вы попытались ее изобразить, и одними АП-перегородками она не решается. Перегородки - это сама собой разумеещаяся вещь, некий минимально необходимый базис. Однако нужен комплекс дополнительных мер. Например таких, как вынос колебательного процесса из камеры путем нахлобучивания специальных насадок на форсунки (так было сделано в кузнецовских НК-15).
Вообще, судя по материалам, которые мне попадались на глаза, насчет ВЧ-колебаний тиши да глади не наблюдается до сих пор. По крайней мере пишут, что надежной, до конца разработанной теории по возникновению этих колебаний вроде как нет. Стало быть выходит, что эмпирический путь все еще во многом рулит. Т.е. на уже отработанных и обкатанных движках с ВЧ-колебаниями, действительно, никаких проблем нет, тут вы правы, а вот при разработке новых - тут еще как сказать.
Гостевое сообщение - мое.
Теперь насчет РД-170 и F-1. Судя по всему, дело вовсе не в том, что энергомашевцы так уж испугались больших камер. По крайней мере перегородки, о которых упоминал СТарый, на РД-170 предусматривались с самого начала:
Внедрение еще при автономной отработке антипульсационных перегородок на смесительной головке в сочетании с другими традиционными мерами позволили избежать на этом двигателе наиболее опасной и сложной эпопеи борьбы с высокочастотной неустойчивостью рабочего процесса.
Скорее всего, Глушко задался целью создать единую универсальную камеру, которую можно будет пользовать на разных движках. Благодаря этому появилась возможность создания ряда движков различной тяги путем ополовинивания и четвертования РД-170, при этом отработанная и отлаженная КС оставалась в неизменном виде. И это большой плюс.
В случае с F-1 такой трюк не прошел бы, пришлось бы городить новую камеру.
Хотя, конечно, сыграло свою роль и то, что 200т было близко к ~150т камер освоенных на то время движков. Но разве это плохо?
И потом, имхо при создании 690т-камеры для F-1 проблем могло быть меньше по причине его относительно (по сравнению с РД170) низких удельных характеристик.
----
не совсем понятно, почему я оказался Гостем - вроде зарегился... Наверное, сработал какой-нибудь таймаут на создание сообщения. Если такой таймаут есть, то лучше бы его увеличить, а то и вовсе упразднить :roll:
Есть такая книжка - History of Liquid Propellant Rocket Engines, by George P. Sutton. 2006 год издания. Довольно известный автор, в Рокетдайне долго работал. В книжке довольно много мнений, отличных от таковых Старого :) на счёт сравнительных результатов СССР и США.
ЦитироватьИтого получается эквивалент расхода двигателей на миссию - 300 тс тяги. Сравните с остальными вариантами. Расходуется 1 керосиновый и 1 водородный ракетные блоки, 20 комплектов одноразовых элементов средства доставки топлива, горючее, окислитель. Амортизация самолёта с ресурсом не менее 1000 вылетов, затраты на эксплуатацию ОС. Последние будут раскладываться на общую деятельность ОС, а её снабжение будет дешевле из-за наличия дешёвого топлива.
Затраты.
1. Создание АКС с ракетным блоком около 70 т.
2. Развёртывание заправочной ОС.
3. Доведение до ума Ангары и других носителей под заправку на ОС.
Отсутствие больших вложений в стартовые комплексы. В случае прекращения полётов на Луну система может использоваться для других целей. Отдельные составляющие системы могут быть и законсервированы, в этом случае потери будут сравнительно невелики.
Если это не окончательное решение, то искать нужно в этом направлении.
По всем этим направлениям в нашей стране есть немалый задел.
С большинством вышесказанного вполне согласен, но...
А) Сравнивать схемы по "эквиваленту расхода двигателей на миссию" 1 тс смысла не вижу - стоимость ЖРД вовсе не линейно зависима с их тягой.
Б) Зачем приплетать сюда еще и амортизацию самолетов? Во-первых, вы не указали, для чего они, собственно, в вашей системе используются :). Во вторых, кроме них существует ещё и АААГРОМНЕЙШАЯ куча статей расходов, к примеру послеполетное восстановление многоразовых элементов и стоимость их систем мягкой посадки, стоимость содержания орбитальной заправки и т.п. Хотя, если это не попытка аналитической оценки, а вариант задачи по бизнес-планированию (просто попрактиковаться ;)), то я больше цепляться не буду.
В) При создании орбитальной заправки целесообразнее на начальном этапе обойтись без "1. Создание АКС с ракетным блоком около 70 т."
- по причине высокой сложности данной системы сейчас и сложности спрогнозировать стоимость ее эксплуатации, а следовательно и эффективность.
Г) Я бы поостерегся совмещать резервуары с криогенными жидкими компонентами с многофункциональной ОКС. Мало ли что... мусора много летает, прогрев тубопроводов неравномерный (вдруг или пузырь, или лед), накопление мусора в клапанах...
Д) Задел по этим направлениям я бы "немалым" не назвал. Пока мне известно только о умении управляться с ОКС и о перекачке
высококипящего топлива в ее баки из специальных емкостей ТГК (специальных, потому что исключается смешивание компонентов с газом наддува. Схема отработана хорошо, но - только для высококипящих и формы баков, близкой к сфере). Всё же остальное - отрабатывать, прорабатывать, исследовать...
А орбитальным заправкам несомненно БЫТЬ. Но начинать надо с малого.
Применительно же к доставке в окрестности Луны - многопусковая схема и стыковки обещают решение задачи за меньшее время, с меньшим техническим риском, и следовательно, за меньшие деньги - поскольку начальные вложения в орбитальную заправку окупятся весьма нескоро... ИМХО, конечно.
Есть 3 варианта полёта на Луну:
1. Многопусковая схема - ракетные поезда, сборка на орбите и т. д. Так действительно можно раз-другой слетать на Луну с высоким риском для выполнения задачи, но осваивать Луну таким способом невозможно.
2. Создание достаточно большой РН для однопусковой (или двухпусковой с применением второй РН поменьше из существующих). Действительно можно летать на Луну, но этот путь требует крупных единовременных затрат, а пока ракета не начнёт летать, отдачи не будет.
3. То же, что способ 2, но с дозаправкой на ОС. Можно использовать носители имеющейся размерности.
Здесь нужно смотреть так. Освоение Луны - это не коммерческое мероприятие, а освоение новой области, некое капстроительство, отдача от которого не очевидна. Поэтому нужно сопоставлять затраты+потери и приобретения. Если делать большую РН, то на этой теме придётся сосредоточиться. Возможно, закрыть направление орбитальных станций - это потери (!желательно знать, что об этом думают те, кто занимается этим направлением). Другие упушенные возможности - тоже потери.
Третий способ более органичен. Он позволяет развиваться постепенно, быстро достигать другие цели, расширяет область деятельности и пространство возможностей. Хотя бы потенциально он более экономичен для Луны, а что тогда делать с большой РН?
Да, криогенная техника и заправка на орбите - вещи новые и стоят денег, но заправочная ОС будет значительно дешевле в создании и эксплуатации любой минимальной лунной базы. А если развивать базу на Луне (или в других местах), то там всё это появится - и криогенная техника, и заправка топливом.
Нельзя сравнивать АКС для доставки топлива с "квалифицированными" АКС общего назначения, особенно теми, которые предусматривают пилотируемый вариант. Здесь другой уровень требуемой надёжности, отсюда изначально следует предусмотреть меньшие затраты на создание, меньший объём испытаний, отказ от излишнего дублирования, сокращение объёма межполётного обслуживания, применение технологий, недопустимых в квалифицированных системах. Да и конструкция должна быть проще и дешевле. К АКС я сам отношусь с осторожностью - сдерживает безопасность самолёта-носителя. Могут быть и другие варианты, но они не проработаны.
Например, интересную идею узнал от Московской группы любительского ракетостроения - дешёвый вертикальный ракетный ускоритель. Правда, они заломили непомерную высоту подъёма - около 500 км. Но, если умерить аппетит, можно ограничиться и 40 км, и значительно меньше. Но, чтобы такой ускоритель был дешёвым, можно... отказаться от системы управления на нём, применив стабилизацию вращением!? Тут, конечно, есть над чем подумать, но создание системы доставки топлива с присущими ей требованиями не выглядит очень затратным делом.
Есть 3 варианта полёта на Луну:
1. Многопусковая схема - ракетные поезда, сборка на орбите и т. д. Так действительно можно раз-другой слетать на Луну с высоким риском для выполнения задачи, но осваивать Луну таким способом невозможно.
2. Создание достаточно большой РН для однопусковой (или двухпусковой с применением второй РН поменьше из существующих). Действительно можно летать на Луну, но этот путь требует крупных единовременных затрат, а пока ракета не начнёт летать, отдачи не будет.
3. То же, что способ 2, но с дозаправкой на ОС. Можно использовать носители имеющейся размерности.
Здесь нужно смотреть так. Освоение Луны - это не коммерческое мероприятие, а освоение новой области, некое капстроительство, отдача от которого не очевидна. Поэтому нужно сопоставлять затраты+потери и приобретения. Если делать большую РН, то на этой теме придётся сосредоточиться. Возможно, закрыть направление орбитальных станций - это потери (!желательно знать, что об этом думают те, кто занимается этим направлением). Другие упушенные возможности - тоже потери.
Третий способ более органичен. Он позволяет развиваться постепенно, быстро достигать другие цели, расширяет область деятельности и пространство возможностей. Хотя бы потенциально он более экономичен для Луны, а что тогда делать с большой РН?
Да, криогенная техника и заправка на орбите - вещи новые и стоят денег, но заправочная ОС будет значительно дешевле в создании и эксплуатации любой минимальной лунной базы. А если развивать базу на Луне (или в других местах), то там всё это появится - и криогенная техника, и заправка топливом.
Нельзя сравнивать АКС для доставки топлива с "квалифицированными" АКС общего назначения, особенно теми, которые предусматривают пилотируемый вариант. Здесь другой уровень требуемой надёжности, отсюда изначально следует предусмотреть меньшие затраты на создание, меньший объём испытаний, отказ от излишнего дублирования, сокращение объёма межполётного обслуживания, применение технологий, недопустимых в квалифицированных системах. Да и конструкция должна быть проще и дешевле. К АКС я сам отношусь с осторожностью - сдерживает безопасность самолёта-носителя. Могут быть и другие варианты, но они не проработаны.
Например, интересную идею узнал от Московской группы любительского ракетостроения - дешёвый вертикальный ракетный ускоритель. Правда, они заломили непомерную высоту подъёма - около 500 км. Но, если умерить аппетит, можно ограничиться и 40 км, и значительно меньше. Но, чтобы такой ускоритель был дешёвым, можно... отказаться от системы управления на нём, применив стабилизацию вращением!? Тут, конечно, есть над чем подумать, но создание системы доставки топлива с присущими ей требованиями не выглядит очень затратным делом.
Михальчук
Цитироватьблагодаря обсуждению на форуме (спасибо ДмитрийК!) всё стало ясно: эта штука ДО ОРБИТЫ НЕ ДОЛЕТИТ. Необходимое массовое совершенство гигантской жесткой оболочки с весьма разреженным (15-20 км и выше) водородом достичь имхо не удастся ни счас, ни через 20 лет.
Последний пост в дисскусии про ракетостат мой!
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=3072&postdays=0&postorder=asc&highlight=%F0%E0%EA%E5%F2%EE%F1%F2%E0%F2&start=15
Там я указал почему ракетостат не может выти на орбиту - и потом молчание... Все сражены наповал? :D
ЦитироватьА. Есть 3 варианта полёта на Луну:
1. Многопусковая схема - ракетные поезда, сборка на орбите и т. д. Так действительно можно раз-другой слетать на Луну с высоким риском для выполнения задачи, но осваивать Луну таким способом невозможно.
2. Создание достаточно большой РН для однопусковой (или двухпусковой с применением второй РН поменьше из существующих). Действительно можно летать на Луну, но этот путь требует крупных единовременных затрат, а пока ракета не начнёт летать, отдачи не будет.
3. То же, что способ 2, но с дозаправкой на ОС. Можно использовать носители имеющейся размерности.
Б. Нельзя сравнивать АКС для доставки топлива с "квалифицированными" АКС общего назначения, особенно теми, которые предусматривают пилотируемый вариант. Здесь другой уровень требуемой надёжности, отсюда изначально следует предусмотреть меньшие затраты на создание, меньший объём испытаний, отказ от излишнего дублирования, сокращение объёма межполётного обслуживания, применение технологий, недопустимых в квалифицированных системах. Да и конструкция должна быть проще и дешевле.
Михальчук
А. "2. Создание достаточно большой РН для однопусковой, или двухпусковой с применением второй РН поменьше." - Вот это оптимальный вариант ИМХО, и поэтому и американцы так делают.
Третий способ - практически вариант первого - много стартов и стыковок. А о судбюе БОЛЬШОЙ РН не бесспокойтесь - потребуются много стартов для освоения Луны, да и к Марсу некоторые собираются лететь. Хотя многоразовый АКС лучше. Обратите внимание - в программе Буша сказано, что СЕВ - ВРЕМЕННОЕ решение, пока не разберутся с проблемами многоразовых носителей!
Б. И на этом спасибо! Значит, делаем грузовой АКС! :wink:
1.Ага, теперь кажется понял: Ан-124 - первая ступень предлагаемой АКС. Однако опять же неясно: зачем делать ещё один беспилотный воздушный старт только для доставки топлива? Если уж делать новое средство выведения, то оно должно быть универсальным, но беспилотным, и цена его разработки будет почти такой же как и у топливовоза. А такой воздушный старт уже делается! :)
2. Дешевый ракетный ускоритель? Это новая идея? непонял... А что тогда такое ОБЫЧНАЯ первая ступень любой ракеты? :lol: :D :D
Может я чего не понимаю, так объясните пожалуйста поточнее. И кстати - на 1й ступени и так нет СУ - она ставится на последней (чаще всего) и управляет всеми сразу.
Р.S. Димитър, последний пост действительно был ваш, он довольно хорошо обобщил и подвел итог дискуссии (хоть вы и поставили в конце знак :?:), но первым ракетостат "поставила на место" (а дискуссию в верное русло) все же фраза ДмитрияК о формуле Циолковского.
ЦитироватьЕсть 3 варианта полёта на Луну:
1. Многопусковая схема - ракетные поезда, сборка на орбите и т. д. Так действительно можно раз-другой слетать на Луну с высоким риском для выполнения задачи, но осваивать Луну таким способом невозможно.
2. Создание достаточно большой РН для однопусковой (или двухпусковой с применением второй РН поменьше из существующих). Действительно можно летать на Луну, но этот путь требует крупных единовременных затрат, а пока ракета не начнёт летать, отдачи не будет.
3. То же, что способ 2, но с дозаправкой на ОС. Можно использовать носители имеющейся размерности.
Здесь нужно смотреть так. Освоение Луны - это не коммерческое мероприятие, а освоение новой области, некое капстроительство, отдача от которого не очевидна. Поэтому нужно сопоставлять затраты+потери и приобретения. Если делать большую РН, то на этой теме придётся сосредоточиться. Возможно, закрыть направление орбитальных станций - это потери (!желательно знать, что об этом думают те, кто занимается этим направлением). Другие упушенные возможности - тоже потери.
. . . .
Михальчук
Только не надо сгущать краски. На мой взгляд, Луна - это прежде всего очередная опорная точка на пути дальше в космос, причем вторая после околоземной ОКС. Развивать освоение Луны, закрыв околоземные станции, имхо было бы глупостью. На это никто не пойдет и идти не предлагает.
"
Другие упушенные возможности - тоже потери." - само собой, развитие одной возможности в рамках бюджетных ограничений неизбежно ограничит развитие других. Так было всегда, это неизбежно и вполне естественно. Вопрос только в том, какие возможности развивать, какие направления считать приоритетными.
Конечно, стоит принимать в расчет и возможности развития сопутствующих направлений, но они существуют практически для ЛЮБОГО из предлагаемых путей.
Если же рассуждать откровенно, а не только в пользу "своего" варианта, то на мой взгляд все три сценария неплохи и вполне сравнимы, у каждого свои выгоды и недостатки. А при желании этот список можно дополнить немалым числом других сценариев и разновидностей.
Впрочем, несмотря на обилие вариантов основной выбор будет делаться между двумя (условно говоря) возможностями - синицей в руке и журавлем в небе, и здесь важно не ошибиться с птичкой: аналитические оценки должны быть весомее наших размышлений на форуме - иначе погоня за журавлем может окончиться для космонавтики уткой под кроватью...
Откровенно признаюсь, я отношусь настороженно к новым системам, связанным с существенным техническим риском, то есть возможностью "не вписаться" в требования техзадания по характеристикам, надежности, стоимости или срокам.
Но разрабатывать и эксплуатировать новые технологии (и использующие их средства) космонавтике жизненно необходимо, это одна из ее основных задач. Главное только обеспечить таким средствам разумный запас надежности, ограничив степень их новизны до 30-40%, что существенно сокращает длительность их отработки.
Так вот, по тексту:
1. Возможно. Но сложно и малонадежно. Зато это самый быстрый путь из трех и на начальном этапе самый дешевый. Если будет выбран всё же этот путь - ну что ж... и то лучше чем ничего. Можно попутно освоить технологии сборки крупных массивных объектов на орбите.
В перспективе возможно увеличение масс ПГ благодаря малотяговым буксирам.
"
Третий способ более органичен. Он позволяет развиваться постепенно, быстро достигать другие цели..." Органичен - в плане постепенен? пожалуй... Но о каких "быстрых целях" речь? Если только о дозаправке других КА - так они используют долгохранимое топливо... да и развивается это направление уже давно и независимо.
Хотя в будущем создание ОКС-орбитальной криозаправки и может дать снижение стоимости доставки грузов к Луне, но я считаю что начинать разрабатывать ее, не имея опыта эксплуатации в космосе ни водородных РБ, ни дозаправляемых автономных КА, явно преждевременно. А по длительности этот путь будет наверняка дольшим, чем оба других, да и неизвестно, дешевле ли. Высокий технический риск...
Да, и зачем на лунной базе заправка, тем более криогенная? Со временем она может и понадобится, а на первом этапе пригодится только заправка на ЛОС взлетной части лунного модуля - а эта технология уже успешно используется начиная с "Салютов" и "Мира".
Время же для разработки технологии стыковок в космосе крупных ступеней имхо уже пришло. Это даст возможность обойтись парком существующих и разрабатываемых РН, но существенно увеличит количество пусков и риск выполнения задачи при использовании более 2 пусков для формирования на НОО "ракетного поезда" для полета к ЛОС. По оценке, масса доставляемого на окололунную орбиту полезного груза составляет ~25% от стартовой массы на НОО (при использовании водородного РБ). Таким образом, 2 пуска Ангары-5 обеспечат на НОО сборку массой 50-55 т (для схемы с довыведением) и массу 12-14 т на ОЛО.
А использование тяжелой РН в пол-Энергии с массой ПГ на НОО до 55-60т для схемы с довыведением позволит для беспилотных грузов массой до 15 т (модуль ЛОС, лунный посадочный корабль в пилотируемом и грузовом вариантах) вообще обойтись без стыковок - конечно, при использовании ЛОС. Пилотируемый же корабль (Клипер :)) можно стыковать к подобной ступени, как и к МКС, уже имеющимися средствами и приемами. При этом ступень для обратного пути Клипера к Земле (~8-10 т) установлена на месте "беспилотного"(см. выше) груза.
Конечно, стоимость пуска такой РН дороже, чем Ангары-5 (но дешевле
"Энергии"), однако за счет меньшего количества пусков общие затраты будут существенно ниже. Через определенное число пусков это окупит и разработку, и производство новой РН. И, естественно, обладая ракетой более крупной размерности будет проще собирать в будущем на орбите новые ОКС, солнечные КЭС или марсианские корабли.
И кроме прочего, у крупной ракеты заметно больше перспективы расширения грузопотока, поскольку уже к ней, как к начальному "кванту веса" можно будет применить и многопусковую схему, и орбитальные дозаправки, и доставку "медленных" грузов малотяговыми буксирами.
А я кажется догадался :idea: :)
"Минимальный квант веса" в 40 т ПГ от РККЭ - это как раз масса РБ, достаточного чтобы зафигачить шестиместный "Клипер" на траекторию полета к Луне :D :D :D
Или это на форуме уже обсуждалось?
40 тонн - а причем тут РККЭ?
Это необходимая ПН для обеспечения полета лунно-орбитального Союза - выход на низкую окололунную орбиту и возвращение
"Квантовая теория":
практика паказывает, что оптимально-минимальный "жилой модуль" целесообразно делать массой около 20 тонн
Поэтому для вывода модулей ЛОС в один пуск нужна "80-тонка"
(Ну, условно, как и 40-тонка может быть в действительности, скажем, как 35-, так и 42-х-тонкой)
Для прямой доставки модулей лунной базы нужно что-то от 130 до 160 тонн на ЛЕО, в зависимости от "прогрессивности" носителя, видимо
--------------
Поэтому оптимальной ракетой для Луны "через ЛОС" представляется 40-тонный носитель примерно следующей конфигурации:
два ускорителя + ЦБ + вторая ступень - все на керосине
Тогда, с одной стороны, снимая ускорители и уменьшая вторую ступень получим чистый карандаш "тонн на 25" - это вместо Ангары-5
С другой, довешивая ускорителей до полного комплекта в 6 штук и применяя водород на второй ступени, весьма возможно получить ПН порядка 80 тонн
Тогда получается, что на ЛОС каждую "единицу груза" мы доставляем в один пуск, и имеем возможность в два тяжелых пуска забросить на Луну жилой модуль для базы
При этом 40-тонная конфигурация близка к оптимуму по "стоимости-трудоемкости", а крупнотоннажные пуски "эксклюзивны"
То есть, получается, что искомая "база" - это чисто керосиновый "зенитоподобный Протон"
И к нему УРМ'ы - от двух до шести
"Как бы Ангара" :roll:
:mrgreen:
... но так действительно "получается"
Вычисляется из принятой концепции такой носитель, сам собой
Формальными, так сказать, операциями
:roll: :mrgreen:
Цитировать40 тонн - а причем тут РККЭ?
Это необходимая ПН для обеспечения полета лунно-орбитального Союза - выход на низкую окололунную орбиту и возвращение
А РККЭ при том, что всю новую
Лунную программу продвигают сейчас именно РККЭ, в лице Севастьянова сотоварищи.
Цитировать"Квантовая теория":
практика паказывает, что оптимально-минимальный "жилой модуль" целесообразно делать массой около 20 тонн
Это показывает не практика, а принятая еще со времен СССР технология, основанная на принципе "Самый крупный блок ОКС должен иметь массу, близкую к максимальной грузоподъемности эксплуатируемых РН" - то есть "Протона". Выбор сейчас массы модуля ЛОС в 20 тонн можно объяснить стремлением сэкономить, используя наработанные на "Мире" и МКС технологии, но не более. В конечном итоге массу модулей ЛОС имхо можно подбирать в пределах 12-22 тонн исходя из возможностей РН, которые диктуются массами элементов, совершающих посадку на поверхность.
ЦитироватьДля прямой доставки модулей лунной базы нужно что-то от 130 до 160 тонн на ЛЕО, в зависимости от "прогрессивности" носителя, видимо
А откуда были получены эти массы, исходя из каких принципов?
Как по мне, для строительства лунной базы можно использовать ЛЮБУЮ массу, доставленную на поверхность, хоть от 500 кг (используя надувные конструкции и засыпание реголитом), но поначалу экономнее обойтись пусками "лунного прогресса" - варианта посадочного аппарата, у которого взлетный модуль с кабиной экипажа заменены на "базовый блок" лунного жилища.
Цитировать...два ускорителя + ЦБ + вторая ступень - все на керосине
- То есть по вашему разумнее запускать на орбиту в полтора раза большие массы чем требуется, только бы избежать использования водородных ступеней, применяемых всеми передовыми космическими державами? (к которым вот-вот присоединится и КНР). Причем эти технологии уже были успешно использованы в СССР, а
восстанавливать и создавать "с нуля" - это две большие разницы.
ЦитироватьС другой, довешивая ускорителей до полного комплекта в 6 штук...
А под какой стартовый комплекс это всё планируется?
Цитировать... но так действительно "получается"
Вычисляется из принятой концепции такой носитель, сам собой
Формальными, так сказать, операциями
:roll: :mrgreen:
Ну да, конечно - из принятой лично вами концепции в рамках той ограниченной "зоны", в которой вы позволяете себе размышлять.
И много ли у вас единомышленников, готовых признать это "формальными операциями"? :wink:
ЦитироватьНа мой взгляд, Луна - это прежде всего очередная опорная точка на пути дальше в космос, причем вторая после околоземной ОКС.
Извиняюсь за оффтоп. Но, на мой взгляд, утверждение, что "Луна - это очередная опорная точка на пути дальше в космос", мягко говоря, очень спорно.
Луна imho была хорошей точкой для флаговтыка 35-40 лет назад, возможно она будет неплохой точкой в качестве "нежилого служебного помещения" в дальнейшем, но только не в качестве "опоры" на пути к тому, чтобы цивилизация homo sapiens стала космической.
Хотя этот вопрос не для этой темы. Еще раз, извиняюсь за оффтоп.
ЦитироватьЦитировать40 тонн - а причем тут РККЭ?
Это необходимая ПН для обеспечения полета лунно-орбитального Союза - выход на низкую окололунную орбиту и возвращение
А РККЭ при том, что всю новую Лунную программу продвигают сейчас именно РККЭ, в лице Севастьянова сотоварищи.
Какая Лунная программа? :shock: Какие 5 рубля? :shock:
ЦитироватьЦитировать"Квантовая теория":
практика паказывает, что оптимально-минимальный "жилой модуль" целесообразно делать массой около 20 тонн
Это показывает не практика, а принятая еще со времен СССР технология, основанная на принципе "Самый крупный блок ОКС должен иметь массу, близкую к максимальной грузоподъемности эксплуатируемых РН" - то есть "Протона".
Во! А когда полетела Энергия, сразу заговорили про 100-тонные модули! Забыли?
ЦитироватьЦитироватьДля прямой доставки модулей лунной базы нужно что-то от 130 до 160 тонн на ЛЕО, в зависимости от "прогрессивности" носителя, видимо
А откуда были получены эти массы, исходя из каких принципов?
В США так считают. И наверняка какой-то анализ делали. Жаль, что у меня плохо с английском. :(
ЦитироватьЦитировать40 тонн - а причем тут РККЭ?
Это необходимая ПН для обеспечения полета лунно-орбитального Союза - выход на низкую окололунную орбиту и возвращение
А РККЭ при том, что всю новую Лунную программу продвигают сейчас именно РККЭ, в лице Севастьянова сотоварищи.
А 40 тонн-то где?
ЦитироватьЦитировать"Квантовая теория":
практика паказывает, что оптимально-минимальный "жилой модуль" целесообразно делать массой около 20 тонн
Это показывает не практика, а принятая еще со времен СССР технология, основанная на принципе "Самый крупный блок ОКС должен иметь массу, близкую к максимальной грузоподъемности эксплуатируемых РН" - то есть "Протона". Выбор сейчас массы модуля ЛОС в 20 тонн можно объяснить стремлением сэкономить, используя наработанные на "Мире" и МКС технологии, но не более. В конечном итоге массу модулей ЛОС имхо можно подбирать в пределах 12-22 тонн исходя из возможностей РН, которые диктуются массами элементов, совершающих посадку на поверхность.
12 - явно мало
"Где-то от 16-ти и более"
Мелко иначе, к тому же Луна - "радиационный фактор"
К тому же - "вообще грузы"
Чем мельче "квант", тем больше "пусков" и нереальнее "вся конструкция"
Оптимум "по практике" все равно 20 тонн, минимум - ну, может, 15
На меньшее не согласен :mrgreen:
Но это так, "на пальцах"
ЦитироватьЦитироватьДля прямой доставки модулей лунной базы нужно что-то от 130 до 160 тонн на ЛЕО, в зависимости от "прогрессивности" носителя, видимо
А откуда были получены эти массы, исходя из каких принципов?
Из параметров Сатурна-5 и строимого нового носителя
Почему "до 160"?
Да, в случае не использования водорода "до самой Лунной поверхности"
Цитата: "SpaceR"Как по мне, для строительства лунной базы можно использовать Цитировать ЛЮБУЮ массу, доставленную на поверхность, хоть от 500 кг (используя надувные конструкции и засыпание реголитом)...
Не надо нас надувать :wink: :mrgreen:
Ерунда
Помимо "общей ненадежности" (типа, прокол какой :roll: :mrgreen: ), там, в "надувном", еще и мЁбель какая должна бы быть... аппаратура... всё самим таскать-расставлять?
Неееееееееее... непойдеть!
Цитировать..., но поначалу экономнее обойтись пусками "лунного прогресса" - варианта посадочного аппарата, у которого взлетный модуль с кабиной экипажа заменены на "базовый блок" лунного жилища.
Не только поначалу
Вообще основной вариант
Модуль ("съёмный" или "неотъемлемый") доставляется на некой "универсальной платформе" готовеньким
Самая сложная строительная операция - снятие, перемещение и состыковывание
ЦитироватьЦитировать...два ускорителя + ЦБ + вторая ступень - все на керосине
- То есть по вашему разумнее запускать на орбиту в полтора раза большие массы чем требуется, только бы избежать использования водородных ступеней, применяемых всеми передовыми космическими державами? (к которым вот-вот присоединится и КНР). Причем эти технологии уже были успешно использованы в СССР, а восстанавливать и создавать "с нуля" - это две большие разницы.
Ну, насчет водорода - это сложный вопрос
На мой взгляд, базовый "карандаш" (тот, который на ~25 тонн на ЛЕО) должен быть чисто керосиновый тандем
А водородный апгрейд не только может быть, но, возможнодаже и необходим для достижения ПН порядка 75-80 тонн
ЦитироватьЦитироватьС другой, довешивая ускорителей до полного комплекта в 6 штук...
А под какой стартовый комплекс это всё планируется?
Под абстрактно-метафизический :roll:
Мы строим "теоретическую модель" - вроде "абсолютно чёрного тела" :roll: :roll: :roll:
:wink: :mrgreen:
ЦитироватьЦитироватьЦитировать"Квантовая теория":
практика паказывает, что оптимально-минимальный "жилой модуль" целесообразно делать массой около 20 тонн
Это показывает не практика, а принятая еще со времен СССР технология, основанная на принципе "Самый крупный блок ОКС должен иметь массу, близкую к максимальной грузоподъемности эксплуатируемых РН" - то есть "Протона".
Во! А когда полетела Энергия, сразу заговорили про 100-тонные модули! Забыли?
Большие модули - это хорошо :mrgreen:
Речь идет о некоем "минимально-оптимальном" размере
Ясно, что БО Союза непригоден для длительного проживания
Предлагаю для Зомби бескомпромиссный керосиновик. Стартовая масса 784 т, на первой ступени- на выбор 3*РД-180 или 6*РД-191М, на 2-й ступени - один РД-191М в высотной модификации (УИ=352 с - вполне возможно), например с раздвижным соплом + какой-нибудь махонький рулевик для управления по крену. ПН не менее 29 т на ЛЕО. Если на 2-й ступени использовать обычный РД-191М, то ПН снизится, наверное до тех же 25 т (пока не прикинул точно).
Забыл сказать - диаметр 5, 5м, а общая длина порядка 55 м.
Тут вот какая штука. Водород, это барьер. Его надо преодолевать, а неохота. Качество работы надо повышать, а для нашего народа качество ...
Вот и занимаемся самообманом, мол сделаем идеальный дешевый керосиновик, испытаем, запустим в серию и потом, в спокойной обстановке, неторопясь, в качестве приза, поставим водородную ступень и получим ... А что можно получить с идеальной ракеты путем замены ее элементов, кроме неприятностей??? Как гласит закон Мерфи:"никогда не делай лучше, чем хорошо, это всегда кончается плохо".(Любой практик подтвердит):D
Водородную ракету надо делать, и надо делать сразу водородную. Надо сразу разрабатывать идеальный водородник и вкладывать в него все основные средства. Тогда он будет надежным и, в процессе регулярного использования, дешевым.
А пока так, на потом, то Старый тут трижды прав - авантюра сие есть.
:D :D
ЦитироватьПредлагаю для Зомби бескомпромиссный керосиновик. Стартовая масса 784 т, на первой ступени- на выбор 3*РД-180 или 6*РД-191М, на 2-й ступени - один РД-191М в высотной модификации (УИ=352 с - вполне возможно), например с раздвижным соплом + какой-нибудь махонький рулевик для управления по крену. ПН не менее 29 т на ЛЕО. Если на 2-й ступени использовать обычный РД-191М, то ПН снизится, наверное до тех же 25 т (пока не прикинул точно).
Не
"Что-то не то" :roll: :roll: :roll:
Велика ПН
"Ни то, ни сё" - ни "уже 40", ни "еще ..." (...что-то :mrgreen: )
Надо бы понизить
Смысл такой:
--1. Получить "в базе" "практичную" ракету нормальной размерности
Типа "керосиновый Протон"
--2. Для этого перераспределяем вклад для достижения ПН=40 центрального блока с парой боковых урмов,
--3. Но так, чтобы "полный комплект" урмов (скажем, 6 штук) составил ракету с ПН~70-80 тонн
--4. И чтобы сами урмы были попроще-попрактичнее
Тоесть, по прикиду что-то вроде:
ЦБ ~ "полуторазенит"
УРМ ~ "полузенит"
PS.
А если взять НК-33 для всех агрегатов как единый тип двигателя?
Примерно 5 штук - ЦБ, 2 на УРМ'е?
Што получится?
В конце-концов, 40 тонн не мировая константа, допуск достаточно большой...
ЦитироватьТут вот какая штука. Водород, это барьер. Его надо преодолевать, а неохота...
Дык первая ступень на керосине все равно если уж и не "лучше", то и "не хуже" водородной
А работать с ней так и так легче
Так что это - просто "последовательность действий" и "широкий спектр масс ПН", при наличии как керосинового, так и водородного варианта второй ступени
ЦитироватьПредлагаю для Зомби бескомпромиссный керосиновик. Стартовая масса 784 т, на первой ступени- на выбор 3*РД-180 или 6*РД-191М, на 2-й ступени - один РД-191М в высотной модификации (УИ=352 с - вполне возможно), например с раздвижным соплом + какой-нибудь махонький рулевик для управления по крену. ПН не менее 29 т на ЛЕО. Если на 2-й ступени использовать обычный РД-191М, то ПН снизится, наверное до тех же 25 т (пока не прикинул точно).
По прикиду выходит масса ~700 тонн, ПН ~21 тонн, габариты 70 * 4,6 метров
Это "без оптимизации", масштабированием Зенит-2
УРМы (с двухкамерным двигателем) дадут "по масштабу" 38 тонн для пары, 55 для 4-х, >70 для 6-ти, опять-таки без учета фактора ступенчатости и пр. оптимизаций
Сколько еще может добавить водород?
PS.
Ну так что, керосиновый Протон - это уже такая "суперракета", что уже всё... экономика обломится... кризис начнется... революция...
Ах да, "старт"...
Но шестигоршковый "полуторазенит", возможно, сможет стартовать с Ангарского старта...?
И вообще, старт - это "ну никак"...
"Не, начальник, я такую яму копать не буду" :roll:
"Объем земляных и чугунолитейных работ" - жуть просто
Низачто!
PPS.
И вот осталось понять, почему же выбирается "Ангара" и "Клипер", вместо того, чтобы
то же самое делать более перспективным и оптимальным путем?
"Дураки", думаете?
Неееееееееее.... "это вряд ли"
ЦитироватьЗабыл сказать - диаметр 5, 5м, а общая длина порядка 55 м.
70 * 4,6
ЦитироватьPPS.
И вот осталось понять, почему же выбирается "Ангара" и "Клипер", вместо того, чтобы то же самое делать более перспективным и оптимальным путем?
Тем более, что "класс ПН Ангары-3" (15 тонн) заполняется "Онегой"/Русью/Союзом-2,3
Так что "Самая удачная ракета для освоения Луны" - полуторазенит с полузенитными УРМ'ами
Для варианта "ЛОС", естественно
А если нужны более дробные подразделения по ПН, можно заделать еще и "четвертьзенитный УРМ", под один горшок РД-191
to Зомби. Просто Зомби.
Мне понятно Ваше (да, и не только Ваше) стремление получить дешевый и эффективный ряд носителей на основе некоего ограниченного набора ракетных блоков (т.н. УРМов). Сам «страдал» такой идеей в юности. Реальность, однако, такова, что идея эта крайне трудно реализуема, а на поверку, как правило, оказывается еще и экономически ущербной (писал я об этом не раз).
Давайте-ка по порядку.
1.Почему нам нужен 40-тонник?
Даже без учета потребностей полетов к Луне (на Луну) 40-тонник, имхо, нам необходим для решения следующих задач:
А) сохранение позиций на рынке тяжелых ИСЗ на ГСО, с учетом несовершенства отечественной элементной базы, а также возможность выведения при одном пуске 2-х и более ИСЗ на ГСО.
Б) создание тяжелым многоцелевых ИСЗ с большим сроком активного существования (разведка, ДЗЗ и т.п.) для низких орбит.
В) расширение возможностей по беспилотным межпланетным миссиям.
Г) создание обитаемых орбитальных модулей.
Ну, и для Луны такая РН сгодится. В качестве первого этапа, возможно создание 30-тонника с постепенным «апгрейдом» до 40 тонн (ну, или наоборот, создаем 40-тонник и при неполной заправке выводим им 30-тонные грузы. В качестве искомого 40-тонника, к примеру, может быть рассмотрен керосиново-водородный «Протон». Разумеется, это будет совершенно новая РН (от «Протона» берем СК, оснастку и общую компоновку блока 1-й ступени).
2. Зачем и как нам лететь на Луну?
Лично я - за освоение Марса (и Луна, имхо, в качестве промежуточного этапа здесь не нужна). Для чего нам на Луну? Если «флаг воткнуть», то практического значения такая миссия уже не имеет. К тому же, такая задача сравнительно легко решатся модификацией существующих РН (Протон, Зенит, Союз, ну, и паче чаяния, Ангара). Если получать практическую пользу (доступ к ресурсам), то нужны носители приличной грузоподъемности. Для освоения лунных ресурсов (если они там есть) нужно создание носителей значительной грузоподъемности. Какой? Здесь, как водится, мнения учатников форума расходятся. Одни предлагают «половинку Энергии» (Спейсер), другие (уважаемый Зомби) – целое семейство РН на базе УРМ (как я понимаю, с ПН от 16-20 до 70-80т). Я лично склонен считать оптимальным следующий вариант. На базе сохранившейся инфраструктуры и производственных мощностей от «Энергии» создаем РН с ПН= 95-98 на ЛЕО (в полностью одноразовом исполнении). Этот носитель (беспилотный) выводит на ЛЕО беспилотный компонент лунной системы (КРБ + «лэндер»), где стыкуется с компонентом пилотируемым. А вот для вывода пилотируемого компонента может быть использован модифицированный «Зенит-2», либо РН на базе «Союз-3». Кстати, сомнения по поводу «Зенита» (типа, Украина будет в НАТО), имхо, беспочвенны. Членство в НАТО Франции и других членов ЕКА, не препятствует нашему космическому, да и просто военно-техническому сотрудничеству. И если Украина заинтересована в сохранении «Зенита», то никаких препятствий по его использованию чинить не будет (РД-171 производится в России). Таким образом, нужно всего 2 носителя, оба – модификации уже созданных и летающих (летавших) РН. Повторяясь, отмечу, что для всех предложенных мной вариантов есть СК.
3. Почему можно и нужно обойтись без УРМ?
При кажущейся привлекательности, идея «модульного проектирования» имеет ряд крупных недостатков:
А) Весовые издержки. При использовании УРМ, только один (как правило, исходный) вариант имеет оптимальные проектные параметры. Остальные варианты – неоптимальны. В конструкции УРМ присутствует совершенно излишний (для данного конкретного варианта РН) «довесок» массы, обусловленный учетом нагрузок, действующих на другие варианты. Грубо говоря, в массе топливного отсека самой «маленькой» РН присутствует масса, необходимая для обеспечения прочности УРМ в составе самой тяжелой РН. Это приводит к снижению весовой отдачи всех РН проектируемого ряда, повышению стоимости разработки и производства как УРМ, так и РН в целом.
Б) Увеличение сроков разработки. При проектирования УРМ необходимо также параллельно спроектировать все возможные варианты РН, которые будут собираться из УРМ. Даже при более дешевой стоимости экспериментальной отработки единичного УРМа, все варианты РН, созданные на его основе, также должны пройти комплекс наземных и летных испытаний. Соответственно, растут сроки и стоимость разработки.
В) Проблема стартового комплекса. Не факт, что для всех РН, созданных на основе УРМ, получится создать единый СК. Но, предположим, получилось. Разумеется, этот СК должен быть рассчитан на самую большую РН. Даже для отработки УРМа в составе самой «маленькой» ракеты (пусть с ПН= 10-15т), придется дожидаться постройки СК, рассчитанного на старт РН с ПН=70-80 т (очевидно, что сроки и стоимость СК прямо пропорциональны массе самой большой РН ряда). В ходе проектирования (как например, с «Грозой» из ряда «Гроза»-«Энергия»- «Вулкан») могут «всплыть» технические трудности, например, с обеспечением ветровой устойчивости. Что может потребовать введение в СК элементов, необходимых исключительно для нормального функционирования только одного варианта РН! И вот из-за этого варианта (одного из пяти-десяти) придется дорабатывать СК, а это тоже деньги и сроки. Более того, поскольку ряд РН рассчитан на широкий диапазон ПН, то один (заметим, «грандиозный») СК вряд ли обеспечит пуски всех РН (после пуска тяжелых вариантов РН, на СК надо проводить длительный комплекс ремонтно-восстановительных работ). Кроме того, необходимо обеспечить «горячий резерв СК. Отсюда следует, что «грандиозный» СК надо тиражировать, т.е. строить таких комплексов 2-3-4!
Это только небольшая часть проблем «урмовского» подхода к проектированию. Очевидно, из-за указанных сложностей в практике мирового ракетостроения нет ни одного удачного примера реализации создания рядов на основе этого принципа. Единственное исключение – Дельта 4 Хэви. И еще надо посмотреть, окажется это исключение удачным или нет! Хотя попытки были. Наиболее близкой к успеху была попытка создания семейства боевых ракет на базе РТ-2. Дело в том, что, во-первых, все варианты этого семейства компоновались по тандемной схеме (т.е. все модули работали примерно в одинаковых условиях нагружения). А во-вторых, в семействе использовались РДТТ, в силу высокого внутреннего давления относительно малочувствительные к сжимающим (и распределенным и сосредоточенным) нагрузкам в составе разных вариантов. Но и здесь дело кончилось практически ничем. На вооружении состояла только РТ-2/2П, ну да еще дивизион РТ-15. Причем в разных вариантах разработчиками РДТТ выступали разные фирмы (были разные варианты 2-й и 3-й ступени). Подтверждением моего имхо может служить и история «Зенита» с «Энергией». Из-за необходимости взаимоувязки 2-х проектов, проектирование «Зенита» растянулось на 20 лет (проектные проработки начались в 1969г, а более-менее законченный проект, ЕМНИП, появился в 1975-1977гг.). В частности, «Зенит» «дожидался» унифицированного РД-170/171, хотя уже в конце 70-х мог летать с НК-33. Так вот, блок А был унифицирован с 1-й ступенью «Зенита» только по геометрии топливного отсека. Толщина баков, хвостовой отсек – все было разное. Даже двигатели не были взаимозаменяемыми. Ну, и к слову, при цене «Зеита-2» около 6 млн. руб. (1990г), один блок А стоил около 18! Ну, а в проекте «Вулкан» от «Зенитовского» блока только диаметр, да радиусы днищ сохранились! Вот Вам и универсализация. Так что нужна разумная унификация (двигатели, часть оснастки, технические решения), и не более того!
С уважением, Дмитрий В.
ЦитироватьДавайте-ка по порядку.
"Это хорошо!"
Цитировать1.Почему нам нужен 40-тонник?
Даже без учета потребностей полетов к Луне (на Луну) 40-тонник, имхо, нам необходим для решения следующих задач:
А) сохранение позиций на рынке тяжелых ИСЗ на ГСО, с учетом несовершенства отечественной элементной базы, а также возможность выведения при одном пуске 2-х и более ИСЗ на ГСО.
Б) создание тяжелым многоцелевых ИСЗ с большим сроком активного существования (разведка, ДЗЗ и т.п.) для низких орбит.
В) расширение возможностей по беспилотным межпланетным миссиям.
Г) создание обитаемых орбитальных модулей.
Прекрасно!
Я всегда полагал, что 40-тонник - еще и "практическая" ракета
Так что ПН найдется, может даже будет себя частично окупать, "по коммерции"
"Ну, и для Луны такая РН сгодится." (С) Дмитрий В.
ЦитироватьВ качестве первого этапа, возможно создание 30-тонника с постепенным «апгрейдом» до 40 тонн
Не нравится эта мысль
Это сильно затормозит "Луну" и потому противоречит "концепции развития", как мы ее понимаем
Цитировать(ну, или наоборот, создаем 40-тонник и при неполной заправке выводим им 30-тонные грузы. В качестве искомого 40-тонника, к примеру, может быть рассмотрен керосиново-водородный «Протон». Разумеется, это будет совершенно новая РН (от «Протона» берем СК, оснастку и общую компоновку блока 1-й ступени).
Ну... это та задача, которую "надо решить"
Какая РН, какой старт, какая последовательность
Мы предлагаем исходить из некоего "общего взгляда на весь процесс в целом", а не из одной только сиюминутной надобности
Цитировать2. Зачем и как нам лететь на Луну?
Лично я - за освоение Марса (и Луна, имхо, в качестве промежуточного этапа здесь не нужна). Для чего нам на Луну? Если «флаг воткнуть», то практического значения такая миссия уже не имеет. К тому же, такая задача сравнительно легко решатся модификацией существующих РН (Протон, Зенит, Союз, ну, и паче чаяния, Ангара). Если получать практическую пользу (доступ к ресурсам), то нужны носители приличной грузоподъемности. Для освоения лунных ресурсов (если они там есть) нужно создание носителей значительной грузоподъемности. Какой? Здесь, как водится, мнения учатников форума расходятся...
Бррррррр...
"Уж ты бы лучше бы молчала бы!
Накрылась премия в квартал..." (С) Высоцкий :wink: :mrgreen:
Ну, здесь "в топе" подразумевается, что "на Луну мы летим"
Можно конечно, еще раз перетряхнуть концепцию, но может в другом месте и в другое время?
ЦитироватьОдни предлагают «половинку Энергии» (Спейсер), другие (уважаемый Зомби) – целое семейство РН на базе УРМ (как я понимаю, с ПН от 16-20 до 70-80т). Я лично склонен считать оптимальным следующий вариант. На базе сохранившейся инфраструктуры и производственных мощностей от «Энергии» создаем РН с ПН= 95-98 на ЛЕО (в полностью одноразовом исполнении). Этот носитель (беспилотный) выводит на ЛЕО беспилотный компонент лунной системы (КРБ + «лэндер»), где стыкуется с компонентом пилотируемым. А вот для вывода пилотируемого компонента может быть использован модифицированный «Зенит-2», либо РН на базе «Союз-3». Кстати, сомнения по поводу «Зенита» (типа, Украина будет в НАТО), имхо, беспочвенны. Членство в НАТО Франции и других членов ЕКА, не препятствует нашему космическому, да и просто военно-техническому сотрудничеству. И если Украина заинтересована в сохранении «Зенита», то никаких препятствий по его использованию чинить не будет (РД-171 производится в России). Таким образом, нужно всего 2 носителя, оба – модификации уже созданных и летающих (летавших) РН. Повторяясь, отмечу, что для всех предложенных мной вариантов есть СК.
Нет
Так не пойдет
Это целая "система взглядов"
Надо с ней работать подробно
Если "по верхам"
1) Восстановление Энергии невозможно, а в существовавшем виде и не нужно, так думают не только "многие", но, видимо, и те, "от кого это зависит"
2) "Энергиевский шок" вообще сильно и надолго затормозил развитие "больших ракет", это факт, это надо "просто принять"
Если мы "ставим на Энергию", то это равнозначно откладыванию любых "действий по луне" на не менее как пару-тройку десятилетий, скорее больше
3) "Беспилотные КРБ", лэндеры и пр.. - отдельная песня
Разумеется, нужен "целостный концепт"
4) Зенит производит
недружественная страна, это тоже факт
Сотрудничество возможно, но любая, самая малая
зависимость ДОЛЖНА преодолеваться как фактор сильно отрицательный
Цитировать3. Почему можно и нужно обойтись без УРМ?...
Здесь вам как специалисту "много виднее"
(Критика Ангары - блеск!
Где Старый? :mrgreen: )
Концептуально:
Я, может, не прав в отношении использования слова "УРМ"
Давайте смотреть на "это" именно как на ряд различных ракет, связанных лишь "разумной унификацией (двигатели, часть оснастки, технические решения), и не более того!" (С) Ваше
Тогда получим последовательность их разработок, идентичную работе по Ангаре:
Ракета на "паре горшков" (РД-180) ~ 7 тонн
Ракета на 4-х "горшках" - Зенит ~ 14
-------- на 6-ти - "полутора зенит" ~ 21
- это моноблоки
Ну, раз есть "универсальный мотор", почему бы и...?
(Кстати, вопрос, нужна ли нагрузка на 3,5 тонн и почему бы и не заменить устаревшие "космосы" на единый "голимый керосин" (С) Старый...?)
Вот и все, все вопросы "по габаритам и масштабам" можно было бы уложить в этот ряд
А далее выпускать "монстров", образованных "составлением пакетов"
При этом 40-тонный "монстр" получится "вполне приемлемым" по стоимости/трудоемкости, в этом весь мой "тезис" и состоит
Но и в дополнении возможен еще и 70-80 тонный "эксклюзивный монстр", которых плох по стоимости/трудоемкости, но дешев в разработке и пока потребность в нем невелика, вполне мог бы...
... ... ...
А "концепция" базируется на том, что разработку такого 40-тонного "монстра" мы ставим как главную задачу, и на нем получаем "парадигму" подхода к обеспечению средствами выведения на ближайшее полстолетия-столетие :roll:
:wink: :mrgreen:
1.На 7 т - есть 11А511У
2.На 14т - будет Союз-3 (2/3), ну, или, не к обеду будь помянута, Ангара-3 (надеюсь, все-таки не будет, ну, в том виде, как нам показывют, по крайней мере).
3.На 21 т - уже есть Протон-М (ну-ка, покажите мне хоть одного умершего от гептила?!).
4.40т - куча вариантов (водородный Протон, половинка Энергии, моноблок с РД-171 на 1-й ступени и РД-0120 - на 2-й, а, да, чуть не забыл, - апгрейд Водородной Ангары - см. соответствующий топик).
Кстати, вариант с 1 РД-180 проектировался в КБЮ и Омске - 11к55 в конце 80-х, тонн эдак на 4-5-7, не помню точно.
5.Супербустер на 85-95 т - чуть уменьшенная Энергия.
Цитировать...
4.40т - куча вариантов (водородный Протон, половинка Энергии, моноблок с РД-171 на 1-й ступени и РД-0120 - на 2-й, а, да, чуть не забыл, - апгрейд Водородной Ангары - см. соответствующий топик).
Ну вот и еще один, до кучи
История вопроса:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=136699#136699
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитировать5) Новая инкарнация РН "Гроза" из семейства "Энергии" - 2 боковых ускорителя на РД-170, ЦБ с двумя РД-0120, верхнее расположение ПГ и новый водородный РБ, скажем, на предлагаемой в "Союз-3" водородной ДУ. Имхо, этот носитель считаю наиболее удачным - причём не только в плане решения сугубо транспортной задачи "для Луны".
Снизить ПН до 40 тонн, поставить более мощные двигатели, оптимизировать "под сегодняшние технологии"
Чистый керосин, моноблок, без никаких "боковух"
Да, наверное, вот такой вот вариант
С апгрейдами: водород на второй ступени, ускорители
Но стоимостной оптимум - на 40 тоннах
Ну и зачем повторять то, что было?
Столь велико желание получить в лоб не деревянными граблями, а титановыми?
Ответьте мне Зомби, как философ - философу.
P.S. Зомби, вопрос именно к Вам, и именно, как к философу.
Что повторять?
Как философ - философу? :mrgreen:
Какие грабли, что не так?
Неполучится серийный 40-тонник?
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=136836#136836
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьНеполучится серийный 40-тонник?
Получится, но не как инкарнация.
Аааааааааа!
...
Собственно, от Н-1 берется "керосин" и "моноблок"
И здесь можно даже уступить, ну пусть "несовсем моноблок"
Но и не 7 урмов, тоже вроде "край"
А пара так, в основном (35-40 тонн) варианте
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=136841#136841
ЦитироватьЦитироватьto Зомби : Не исключено, думаю что керосиновый моноблок диаметром 7,75 на старт "Энергии" станет... но какая у него длина получится... Двигатели-1 какие - НК-33? РД-180? или? (ЖРД второй ступени, вероятно, РД-0120 - или всё же поголовный керосин?) И ещё: почему стоимостной оптимум на 40 тоннах? Где это было определено?
Ну, насчет конкретики, так это я сейчас не буду, и многого из меня все равно не выжмешь, дальше формулы Циолковского :mrgreen:
А насчет оптимума - это надо к этому стремится, чтобы наиболее дешев был 40-тонный вариант, если "ракета" имеет всяческие апгрейды и модификации
Почему?
Под лунную программу "интенсивностью в один ЛОС"
Если мы ставим "в центр программы" ЛОС (а это проще/дешевле чем сразу база на поверхности, да и вообще, если "нам" что-то и доступно, то только это в ближней перспективе во всяком случае), то массовой ракетой должен быть 40-тонник
Это ключевой элемент, "основная несущая балка" системы, на нем все будет держаться
При переходе к лунной базе нужен либо "типа 140 тонник" даже, не 100-тонник, тоже серийный, либо МНОГОРАЗОВЫЙ межорбитальный транспорт с хорошими параметрами
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=138566#138566
ЦитироватьПоэтому оптимальной ракетой для Луны "через ЛОС" представляется 40-тонный носитель примерно следующей конфигурации:
два ускорителя + ЦБ + вторая ступень - все на керосине
Тогда, с одной стороны, снимая ускорители и уменьшая вторую ступень получим чистый карандаш "тонн на 25" - это вместо Ангары-5
С другой, довешивая ускорителей до полного комплекта в 6 штук и применяя водород на второй ступени, весьма возможно получить ПН порядка 80 тонн
Тогда получается, что на ЛОС каждую "единицу груза" мы доставляем в один пуск, и имеем возможность в два тяжелых пуска забросить на Луну жилой модуль для базы
При этом 40-тонная конфигурация близка к оптимуму по "стоимости-трудоемкости", а крупнотоннажные пуски "эксклюзивны"
Куча-кучей, достаточно вообще-то одного, только что-то "на самом деле" ни в планах, ни в проектах... :roll:
Повторю еще раз,
"тезис" здесь состоит в том, что "блоков мало, и ни один из них не 'монструозный'", 70 * 4.6 метров, в основе всего лишь "керосиновый Протон"
То есть, это как бы "ответ критикам развития пилотируемой (лунной в данном случае) космонавтики, что мол "эти ваши Энергии - это современные 'египетские пирамиды'"
Вот пожалуйста, можно делать так, что используется "практическая" и к тому же "прецедентная" ракета (керосиновый Протон и 40-тонник как база), его модификация добавлением всего двух умеренных вполне "боковух"
Однако этого нет и не снится
Марс нам ближе?
Не потому ли, что Марс - это чистая абстракция, виртуальная реальность, на которой можно всласть разводить лохов, а там - либо шах, либо осел, либо Насреддин...
как было замечено - под мелкие веса ракеты уже есть.
Новую конечно сделать можно - но делать её специально скорей окажеться экономически неоправданным.
Единственное - заменить Протон, и то это не очень актуально.
Для полёта на Луну - обитаемый модуль должен быть порядка 5-7т, итого на ЛЕО 20-30т
Т.е. "минимальный УРМ" должен выводить 15-20т. И уже из них компоновать более тяжёлые носители.
Кроме того - нужно унифицировать стартовые комплексы. Глупо строить для разнотипных, но аналогичных ракет по нескольку комплектов СК.
Бетонному столу с дыркой всё равно, какого КБ на нём ракета стоит - важна лишь выдаваемая ей тяга.
А всё заправочно-мачтовое хозяйство надо сделать сменным, на подвижной платформе.
ЦитироватьДля полёта на Луну - обитаемый модуль должен быть порядка 5-7т, итого на ЛЕО 20-30т
Лунный Союз - это уже 10 тонн на ЛЛОТо есть, однопусковая схема полета однозначно требует начальной ПН на ЛЕО ~35-40 тонн
Минимальный модуль ЛОС ~20 тонн, не понимаю, почему должно быть иначе, чем с первыми Салютами, откуда такое может быть?
Космонавтов-карликов чтоли уже вывели?
ДмитрийР:
ЦитироватьСоздание достаточно большой РН для однопусковой, или двухпусковой с применением второй РН поменьше." - Вот это оптимальный вариант ИМХО, и поэтому и американцы так делают.
А вот как нету оптимального варианта вообще!? Уважаемый ДмитрийР! А Вы не подумали, что система средств выведения может иметь национальный характер? Хорошо ли для нас то, что хорошо американцам? И представьте, во что им обойдётся заправочная станция. Вообще, по моим наблюдениям, американцы работать не любят, точнее не любят всякой "возни". Им нужно что-нибудь попроще и побольше, чтобы в этом было задействовано поменьше людей и т. д. Тут дело не в характере, а в особенностях экономики (стоимость квалифицированной рабочей силы и пр.). Да и задел по Шаттлу бросать не хочется. А у нас свой задел, свои возможности.
SpaceR:
Цитировать1.Ага, теперь кажется понял: Ан-124 - первая ступень предлагаемой АКС. Однако опять же неясно: зачем делать ещё один беспилотный воздушный старт только для доставки топлива? Если уж делать новое средство выведения, то оно должно быть универсальным, но беспилотным, и цена его разработки будет почти такой же как и у топливовоза. А такой воздушный старт уже делается!
Такой воздушный старт, который уже делается, для заправщика не подойдёт. Нужен старт со спины самолёта, а ещё лучше - с брюха в режиме кабрирования. Правдя здесь АН-124 не проходит.
Цитировать2. Дешевый ракетный ускоритель? Это новая идея? непонял... А что тогда такое ОБЫЧНАЯ первая ступень любой ракеты?
Может я чего не понимаю, так объясните пожалуйста поточнее. И кстати - на 1й ступени и так нет СУ - она ставится на последней (чаще всего) и управляет всеми сразу.
На первой ступени есть рулевые органы системы управления или какой-то их эквивалент. Чтовы ими управлять с последней ступени, необходимо проложить электрические кабели, иметь на борту электрические батареи, некоторые системы контроля и т. д. Всё это стоит денег.
... а боковые блоки можно вообще взять первоначально одногоршковые
Тогда в качестве оптимальной лунной ракеты можно "окончательно" предложить это:
ЦБ = "керосиновый Протон", он же "полуторазенит", на 6-ти РД-191 или эквивалентном числе двух-четырехкамерных версий
Четыре боковых блока с РД-191
Диаметр ЦБ ~4.6 м
Длина ~70 метров
Стартовая масса выйдет несколько побольше тыщщи тонн
ПН ~35-40 тонн
--------------------------
Потенциал развития - переход к боковым блокам с двухкамерным РД соответственно бОльшей размерности (тоже 4 штуки), применение довыведения разгонным блоком (3-тья, "космическая" ступень) и водорода на второй ступени - "Heavy"-версия
Потенциал "применения технологий" - использование соответсвенно модернизированного ЦБ вместо Протона и Ангары-5
Цитировать... а боковые блоки можно вообще взять первоначально одногоршковые
Тогда в качестве оптимальной лунной ракеты можно "окончательно" предложить это:
ЦБ = "керосиновый Протон", он же "полуторазенит", на 6-ти РД-191 или эквивалентном числе двух-четырехкамерных версий
Четыре боковых блока с РД-191
Диаметр ЦБ ~4.6 м
Длина ~70 метров
Стартовая масса выйдет несколько побольше тыщщи тонн
ПН ~35-40 тонн
--------------------------
Потенциал развития - переход к боковым блокам с двухкамерным РД соответственно бОльшей размерности (тоже 4 штуки), применение довыведения разгонным блоком (3-тья, "космическая" ступень) и водорода на второй ступени - "Heavy"-версия
Потенциал "применения технологий" - использование соответсвенно модернизированного ЦБ вместо Протона и Ангары-5
А почему диаметр 4,6 м? Все равно уже ни в ж/д вагон, ни в Ан-124 не лезет! Покороче надо! Диаметр 6 м - самое то!
Аэродинамика и технологичность
Мне конечно судить трудно, но 4.1 от 4.6 по-моему по производству разницы почти никакой не должно быть
Перевозка - да, "уже не влезает", но возили же "Энергию"
PS.
А что - короче?
Это же вся ракета, а сколько там первая ступень?
Почти как у Зенита
Что, Зенит в Ан-124 не входит?
ЦитироватьАэродинамика и технологичность
Мне конечно судить трудно, но 4.1 от 4.6 по-моему по производству разницы почти никакой не должно быть
Перевозка - да, "уже не влезает", но возили же "Энергию"
PS.
А что - короче?
Это же вся ракета, а сколько там первая ступень?
Почти как у Зенита
Что, Зенит в Ан-124 не входит?
В данном случае для технологичности без разницы 4,6 или 5,5 или 6м - ни один диаметр не освоен. А чрезмерно большое удлинение создает проблемы с прочностью и динамикой. В Ан-124 грузы диаметром более 4,4 вообще не лезут, а с учетом того, что этот груз должен быть на какой-то платформе/тележке, то вряд ли более 4,2 м в Руслан поместится...
Придётся сверху таскать...
Кстати, а какое удлиннение у пятого сатурна было?
ЦитироватьВ данном случае для технологичности без разницы 4,6 или 5,5 или 6м - ни один диаметр не освоен.
Хм...
Ну... во всяком случае, "противникам" нечего будет возразить на то, что это "практически Протоновский диаметр, и, следовательно, принципиальных или существенно-стоимостных препятствий ожидать не приходится..."
Ссылка на прецедент, однако :roll:
ЦитироватьА чрезмерно большое удлинение создает проблемы с прочностью и динамикой.
Опять-таки непонятно: мы берем пропорции Зенита и масштабируем на "корень третьей степени из полтора" :roll:
Почему никто не "разносит" Зенит за "чрезмерно большое удлинение"?
Типичные, по-моему, "ракетные пропорции"...
ЦитироватьВ Ан-124 грузы диаметром более 4,4 вообще не лезут, а с учетом того, что этот груз должен быть на какой-то платформе/тележке, то вряд ли более 4,2 м в Руслан поместится...
Транспортировка - это да
Это немаловажно
Одна из первых проблем "второй категории"
Ну можно что-нть придумать-применить, ну канал, в конце концов, прорыть, от Волги до Байконура... :roll:
:mrgreen: :lol: :mrgreen:
ЦитироватьОпять-таки непонятно: мы берем пропорции Зенита и масштабируем на "корень третьей степени из полтора" :roll:
объясните неучу - почему именно на корень третьей степени из полтора, а не единицы например? не прикалываюсь, серьезно спрашиваю :?:
Стартовая мощность/Объем/Стартовая масса ~ куб линейных размеров
Хотим "полуторазенит" (число стартовых двигателей в полтора раза больше)
Разумеется, это достаточно грубая прикидка, но ПН, если отвлекаться от разных тонкостей, "аддитивно зависит от стартовой массы"
...и стоило бы это чЮдо при налаженном производстве как примерно полтора Протона за один запуск...
ЦитироватьЛунный Союз - это уже 10 тонн на ЛЛО
Я имел в виду чистый транспортник, который "там" стыкуется со станцией/лендером. А потом летит назад и садится. Он в пять тонн (с учётом, что часть топлива он уже израсходовал) вписывается.
ЦитироватьЦБ = "керосиновый Протон", он же "полуторазенит", на 6-ти РД-191 или эквивалентном числе двух-четырехкамерных версий
Четыре боковых блока с РД-191
Диаметр ЦБ ~4.6 м
Длина ~70 метров
Стартовая масса выйдет несколько побольше тыщщи тонн
ПН ~35-40 тонн
А шесть "горшков" в 4.6м впишутся? У "Протона" внешний диаметр задницы 7.4 м...
ЦитироватьЦитироватьЛунный Союз - это уже 10 тонн на ЛЛО
Я имел в виду чистый транспортник, который "там" стыкуется со станцией/лендером. А потом летит назад и садится. Он в пять тонн (с учётом, что часть топлива он уже израсходовал) вписывается.
Или я чего недопонимаю, или трое суток в "позе эмбриона"?
Втроём?
И никакого "груза" с собой, скафандры летят отдельным транспортом за дополнительную валюту?
А на старт с ЛЛО к Земле горючего-то останется?
ЦитироватьЦитироватьЦБ = "керосиновый Протон", он же "полуторазенит", на 6-ти РД-191 или эквивалентном числе двух-четырехкамерных версий
Четыре боковых блока с РД-191
Диаметр ЦБ ~4.6 м
Длина ~70 метров
Стартовая масса выйдет несколько побольше тыщщи тонн
ПН ~35-40 тонн
А шесть "горшков" в 4.6м впишутся? У "Протона" внешний диаметр задницы 7.4 м...
Возможно это проблема, но вряд ли неразрешимая
Не удержался и прикинул семейство ракет по идеологии, предложенной уважаемым Зомби. Просто Зомби (по крайней мере, как я эту идеологию понял). В семейство входит 5 2-хступенчатых (ЖК+керосин) РН с различной грузоподъемностью. Космические головные блоки могут оснащаться различными КРБ.
1)Идеология проекта.
Вначале проектируется исходный (базовый вариант), в качестве которого принят 2-хступенчатый тандем. На 1-й ступени установлен 1*РД-171М с тягой у Земли 784 тс (УИ=337с). При выбранной тяговооруженности 1-й ступени 1,5 стартовая масса равна 522,6 т. Тяговооруженность 2-й ступени задана 1,1. В результате оптимизации по критерию «максимум мю ПН» получена ПН=18,5 т. На переходной орбите 0*180 км с наклонением 51,6 град, масса рабочего запаса топлива: на 1-й ступени 372 т, на 2-й – 83,2т (т.е. 2-я ступень получилась в размерности 2-й ступени Зенита). При этом тяга ЖРД 2-й ступени (УИ=352 с) составляет 120 тс. Очевидно, что двигатель 2-й ступени для исходного варианта придется разрабатывать заново. При диаметре блоков 4,1 м общая длина РН получится (при той же плотности компоновки, что и у Зенита) около 61-62 м (с ГО той же длины, что и у Зенита).
Для вариантов большей грузоподъемности приняты следующие исходные данные:
А) Блочная схема с 2, 3, 4 и 6 боковыми блоками, каждый с заправкой, как у исходного тандема, т.е. 372 т. Геометрия топливного отсека ББ совпадает с таковой для блока 1-й ступени исходного тандема.
Б)Центральный блок также имеет заправку 372 т и оснащен 2*РД-191 (или 1 РД-180) в высотной модификации с общей тягой в пустоте 440 тс (УИ=350с). ДУ ЦБ запускается в полете непосредственно перед отсечкой ДУ 1-й ступени. При этом для всех вариантов обеспечиваются приемлемые значения тяговооруженности 2-х ступеней (от 0,879 до 1,00). Для каждого варианта РН, в зависимости от количества ББ, ЦБ соответствующим образом модифицируется (узлы связи, электроразъемы, сечения силовых элементов и т.п.). ГО для каждой модификации – свой.
Принятые решения обеспечивают: возможность изготовления топливных отсеков всех боков на единой оснастке, одинаковую длину ракетной части, независимо от стартовой массы РН, выведение всех заправочных устройств, электроразъемов и других коммуникаций на торцевые части блоков, что упрощает конструкцию СК и обеспечивает возможность запуска всех РН с одного типа стартового комплекса.
2)Результаты по предварительному проектировочному расчету:
- РН с 2-мя ББ: Мст=1266,6 т, ПН= 37,9 т.
- РН с 3-мя ББ: Мст=1698 т, ПН= 56,2 т.
- РН с 4-мя ББ: Мст=2126,6 т, ПН= 71,3 т.
- РН с 6-ю ББ: Мст=2980,4 т, ПН= 98,64 т.
С уважением, Дмитрий В.
Я наверно что то недопонимаю, неужели где то кто то открыл реальное финансирование на новые ракеты?...
А какой смысл обсуждать новые проекты, если нет ни малейших возможностей для финансирования?!
ЦитироватьНе удержался и прикинул семейство ракет по идеологии, предложенной уважаемым Зомби. Просто Зомби (по крайней мере, как я эту идеологию понял). В семейство входит 5 2-хступенчатых (ЖК+керосин) РН с различной грузоподъемностью. Космические головные блоки могут оснащаться различными КРБ.
Не совсем так (хотя говорить о готовой идеологии может слишком... э... преждевременно :wink: :mrgreen: )
Последний вариант такой
Идеология:
нам нужен "опимальный" (по-возможности) "40-тонник"И только он
"Семейство" получается как "бонус" принимаемых решений и плата за компромиссы
В идеальность, в частности, входит отсутствие "особо крупногабаритных" элементов
Поэтому, хотя "строго говоря", наилучшим был бы, скорее всего, простой тандем-моноблок, мы "идем на уступки"
Поэтому в основу мы кладем "отмасштабированный в 1,5 раза Зенит"
Добирая то, что нам нужно боковыми блоками
(Здесь всё так же, как вы поняли)
Но
В последнем варианте вместо ДВУХ "двухкамерных" ББ мы берем ЧЕТЫРЕ однокамерных (РД-191 к примеру)
У Вас, Дмитрий, получается какой-то "тризенит"
А у нас "в архетипе" ( :mrgreen: ) - семёрка
Никак не может быть, чтобы топливная зарядка "боковух" была бы такая же, как у ЦБ (или вы имеете в виду какой-то "перелив"?)
Не
Боковухи работают как у семерки, а камер у них в 6 раз меньше, чем у ЦБ, да и отделяются они до того, как ЦБ выработается
Так что - скромные такие боковухи
Зато целых четыре
И это - наша "основная версия"
МЫ НАДЕЕМСЯ, что она может вывести ~35 тонн
(чисто из масштабных соображений)
Возможных дополнительных вариантов - куча, но интересны, по-сути, только два
1) "Нулевой вариант" (ЦБ как самостоятельный носитель, без боковых ускорителей вообще) интересен тем, что это как бы "керосиновый Протон"
За счет масштабирования Зенита и увеличения числа камер с 4-х до 5-6 хотим добиться >20 тонн ПН
2) "Тяжелый" вариант интересен величиной ПН
Если она будет от 70 тонн и выше, то это очень даже неплохо для лунной программы
Здесь мы берем более мощные ББ, двухкамерные
Соответсвенно с бОльшим запасом топлива
И, возможно, применяем водород на второй ступени
Вот такие бы варианты обсчитать?... :wink: :mrgreen: :lol:
Все равно, спасибо за проявленный интерес
Цитировать...Так что "Самая удачная ракета для освоения Луны" - полуторазенит с полузенитными УРМ'ами
...можно заделать еще и "четвертьзенитный УРМ"
Интересно формулируете... :) Хоть монографию пиши: "Зенит как квант ракетного проектирования" :mrgreen:
Цитировать4) Зенит производит недружественная страна, это тоже факт
Ну, недружественности Украины к России по фактам не больше чем в обратном направлении, да и взялась эта недружественность совсем недавно и больше надуманно... Честно говоря, мне очень досадно, занимаясь ракетной техникой, всё это пытаться как-то учитывать, но приходится, раз в этом мире всё так завязано...
Имхо, сбить спесь с политиков наших стран и научить их разумно решать совместные вопросы было бы неплохо и взаимовыгодно (хоть меня это и не должно касаться).
Однамхо тут явно вмешивается какойто фактор...
И если бы было можно, я бы непосредственно взял етот фахтор за полу сатую ж... и доходчиво объяснил "политику партии" и дружбу народов... А дальше можно хоть на Луну, хоть на Марс - надо осваивать НОВЫЕ территории, а не устраивать новый дележ того, что уже давно поделено.
Извините за оффтоп.
Цитировать3) "Беспилотные КРБ", лэндеры и пр.. - отдельная песня
Разумеется, нужен "целостный концепт"
Ну тогда вот Вам, пожалуйста -
ЦЕЛОСТНЫЙ КОНЦЕПТ :)
Мои постулаты следующие:
1. Грузоподъёмность требуемого носителя определяется прежде всего его основной задачей (ессно, все это и так понимают).
2. Основная транспортная задача при освоении Луны - доставка на ее поверхность посадочных модулей, пилотируемых и грузовых. При этом грузовой делается из пилотируемого заменой взлетного модуля на жилой (для установки на поверхности) или грузовой.
3. Масса посадочного модуля (иначе: Лунного корабля) должна быть близкой к минимально возможной (в разумных пределах, конечно) - для экономии общих затрат на программу. При этом оптимальным обликом модуля считаю либо американский (т.е. двухместный, отдельно посадочная и взлетная ступени), либо вариант советского, но имеющего на посадочной платформе дополнительные баки для
полного торможения и посадки с окололунной орбиты (имхо, включение ЖРД Лунного корабля перед посадкой при скорости
существенно меньшей орбитальной считаю одним из наибольших недостатков советской схемы посадки).
Массу вышеописанного Лунного корабля-модуля я оцениваю в 14-15 т на окололунной орбите (у ЛОС).
4. Доставку такого модуля к ЛОС считаю целесообразным проводить по ОДНОПУСКОВОЙ схеме - из соображений как экономических, так и технических (проще, быстрее и надежнее).
5. Разработку водородных ступеней и РБ считаю важной как в плане выгодности из-за снижения начальной массы, так и в плане перспектив использования водородных технологий в других местах, где они понадобятся. Кроме прочего, в данное время ещё не поздно воспользоваться наработками по водороду для "Энергии" и 12КРБ, что снизит технологический риск и стоимость разработки.
-
=ВЫВОД=: ОПТИМАЛЬНОЙ ракетой ДЛЯ ОСВОЕНИЯ ЛУНЫ считаю РН грузоподъёмностью 55т (или 60 т с довыведением) - она при использовании верхней ступени на жидком водороде и дополнительного корректирующе-тормозного РБ на высококипящих компонентах способна доставить к ЛОС как вышеописанный посадочный модуль, так и другие грузы - модули для ЛОС, дополнительные посадочные ступени и топливо (при многоразовом использовании взлетного пилотируемого модуля) и т.п.
Главное преимущество такой концепции - минимум стыковок, а следовательно, высокая надежность и оперативность единичных транспортных операций.
Кроме того: этой же РН (вкупе с РБ) можно доставить на окололунную орбиту и МПКК "Клипер", причем уже с дополнительной ступенью для возвращения к Земле (то есть классический туристический полет, не требующий даже стыковки к ЛОС, а только лишь безопасной и давно отработанной
единственной стыковки на НОО перед стартом к Луне).
Что же касается полетов к ЛОС "лунного Союза", то имхо для этого достаточно водородного РБ, запускаемого на РН "Ангара-5" и имеющего массу до 27-28 т при запуске с довыведением ("лунный Союз", массой вероятно ~11 т, запускается естественно отдельной ракетой "Союз-2-3", и дорабатывается аналогично КК "Л-3" в плане увеличения запаса топлива и проч.). (Ну а если разгон на керосине... тогда конечно, нужен 35-40тонник...)
А для доставки "Союза" на облетную траекторию с помощью РБ ДМ достаточно, как и предлагалось РККЭ, носителя грузоподъёмностью ~14 т ( "Союз-2-3" третьего этапа, "Зенит-2SLБ" или "Ангара-3").
Ну вот, в сущности почти целиком вся транспортная часть лунной программы...
(многоразовые малотяговые буксиры - отдельная песня следущих этапов)
P.S. И естественно, в данной концепции неважно, каким носителем будут доставляться на НОО эти самые 55-60тонные блоки... Но исходя из того что есть, имхо ЛУЧШИЙ вариант по стоимости, надежности и времени создания - именно предложенная мною в самом начале темы "половинка" Энергии...
Цитировать"Энергиевский шок" вообще сильно и надолго затормозил развитие "больших ракет", это факт, это надо "просто принять"
Ну, я бы не советовал никому "просто принимать" что-либо, не попытавшись до конца разобраться в вопросе. А тем более не советовал бы принимать на веру чьё-либо мнение, подаваемое как "факт".
Имхо, тормозит развитие ВСЕХ больших ракет - общая стоимость проекта и недостаток (вначале) полезных нагрузок для них.
А касаемо Энергии - лично я считаю, что здесь было налицо несколько фактов, в совокупности приведших к тому, о чем мы знаем как "Энергиевский шок".
Выведу в отдельный топик.
ЦитироватьЦитировать3) "Беспилотные КРБ", лэндеры и пр.. - отдельная песня
Разумеется, нужен "целостный концепт"
Ну тогда вот Вам, пожалуйста - ЦЕЛОСТНЫЙ КОНЦЕПТ :)
Ну и где "концепт"-то?
Что на Луну "вообще можно летать", это мы итак знаем...
"Наш" концепт состоит в том, что требуется разработать ЕДИНСТВЕННЫЙ новый по-сути элемент - "40-тонник"
И тот (см. выше) не выходит сильно за рамки того, что ЕСТЬ В РЕАЛЬНОМ ПРОИЗВОДСТВЕ
Как и орбитальные блоки и корабль "Союз" имеются в наличии в (полу)живом производстве
При чем и этот "новый" элемент - это "практическая" ракета, под нее ЕСТЬ (потенциально) и иная полезная нагрузка, хотя бы ее сейчас было и немного
Все остальные элементы проекта - сугубо целевые
В них смысл и они могут "подходить по мере надобности/готовности"
Это - телеуправляемые автоматы ("луноходы") и лэндеры
И ВСЁ!
ЦитироватьНу и где "концепт"-то?
Что на Луну "вообще можно летать", это мы итак знаем...
Поражаюсь Вашему таланту "не видеть" находящееся перед глазами :D
Цитировать"Наш" концепт состоит в том...
Ваш личный, я полагаю?
Цитироватьтребуется разработать ЕДИНСТВЕННЫЙ новый по-сути элемент - "40-тонник"
Вот как? Так он у Вас состоит из ЕДИНСТВЕННОГО ракетного блока?
ЦитироватьИ тот (см. выше) не выходит сильно за рамки того, что ЕСТЬ В РЕАЛЬНОМ ПРОИЗВОДСТВЕ
Выходит-выходит... причем явно больше, чем у предлагаемого 55-тонника, опирающегося на уже _фактически_ освоенные в производстве диаметры, элементы систем, двигатели и средства транспортировки. И к тому же на существующий стартовый комплекс. Вы, кстати, как стартовать собираетесь?
ЦитироватьКак и орбитальные блоки и корабль "Союз" имеются в наличии в (полу)живом производстве
Да ну? И о каких конкретно орбитальных блоках речь?
ЦитироватьПри чем и этот "новый" элемент - это "практическая" ракета, под нее ЕСТЬ (потенциально) и иная полезная нагрузка, хотя бы ее сейчас было и немного
"практическая" - ничем не подкрепленное слово. Потенциально есть - значит нет. "Потенциально ЕСТЬ" нагрузки и под "Энергию" , Н1 и даже "Вулкан" (марсианский корабль, к примеру...;)). А то что появится позже - одинаково подойдет под существующую РН - хоть на 40т, хоть на 55.
ЦитироватьВсе остальные элементы проекта - сугубо целевые
В них смысл и они могут "подходить по мере надобности/готовности"
Это - телеуправляемые автоматы ("луноходы") и лэндеры
То есть у Вас нет представления ни о их массах, ни о средствах доставки? А на основании чего же тогда, по Вашему, строятся концепции?
Впрочем, могу дополнить.
В предлагаемой мной концепции расписаны по массам практически все основные транспортные средства для умеренной (по затратам) программы освоения Луны начального этапа. Ну, для чистоты могу ещё дополнить: масса "высококипящего" РБ для коррекций и выхода к ЛОС 14-15т ПГ (лэндера, модуля ЛОС, возможно и крупных грузов) ~5,5т, сделать его можно без всякого труда на базе "Фрегата" или "Бриза".
Причем для Лунной программы по данной концепции требуется разработка только одной новой РН, да и то на базе отработанных и сохранивших часть производственного оборудования элементов, причем всего ТРЕХ новых крупных ракетных блока (на топливе ЖК+ЖВ) и НИ ОДНОГО нового ЖРД - нужно сделать ЦБ (410т) с 2мя РД-0120 и РБ (50т) с 2мя 10-тонными воронежскими водородниками (кажется, РД-0146) для основной РН (~1200 т, грузоподъёмность без РБ 50-55т на НОО или с РБ ~20 т на траекторию к Луне), плюс водородный РБ(~24т) для РН "Ангара-5" с одним-двумя КВД-1М (или тем же 0146) - для доставки к ЛОС 10-11тонных "Союзов-Л" (по двухпусковой схеме) или 7-тонных грузовых "посылок". Правда, для "Союза" нужен еще один небольшой РБ для торможения у Луны.
Можете просчитать это всё по баллистике - погрешности будут, но в рамках конструктивных доработок.
Это как раз У ВАС, Зомби, нет четкой концепции. У Вас - просто видение облика нового семейства РН (кстати, семейства с УРМовским подходом). КАК ИМЕННО использовать его в программе освоения Луны,, у Вас представление весьма смутное...
"Поражаюсь Вашему таланту "не видеть" находящееся перед глазами" :D (С ) SpaceR :mrgreen:
ЦитироватьЭто как раз У ВАС, Зомби, нет четкой концепции. У Вас - просто видение облика нового семейства РН (кстати, семейства с УРМовским подходом). КАК ИМЕННО использовать его в программе освоения Луны,, у Вас представление весьма смутное...
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=2285&start=0
ЦитироватьВпрочем, могу дополнить.
В предлагаемой мной концепции расписаны по массам практически все основные транспортные средства для умеренной (по затратам) программы освоения Луны начального этапа. Ну, для чистоты могу ещё дополнить: масса "высококипящего" РБ для коррекций и выхода к ЛОС 14-15т ПГ (лэндера, модуля ЛОС, возможно и крупных грузов) ~5,5т, сделать его можно без всякого труда на базе "Фрегата" или "Бриза".
Причем для Лунной программы по данной концепции требуется разработка только одной новой РН, да и то на базе отработанных и сохранивших часть производственного оборудования элементов, причем всего ТРЕХ новых крупных ракетных блока (на топливе ЖК+ЖВ) и НИ ОДНОГО нового ЖРД - нужно сделать ЦБ (410т) с 2мя РД-0120 и РБ (50т) с 2мя 10-тонными воронежскими водородниками (кажется, РД-0146) для основной РН (~1200 т, грузоподъёмность без РБ 50-55т на НОО или с РБ ~20 т на траекторию к Луне), плюс водородный РБ(~24т) для РН "Ангара-5" с одним-двумя КВД-1М (или тем же 0146) - для доставки к ЛОС 10-11тонных "Союзов-Л" (по двухпусковой схеме) или 7-тонных грузовых "посылок". Правда, для "Союза" нужен еще один небольшой РБ для торможения у Луны.
Можете просчитать это всё по баллистике - погрешности будут, но в рамках конструктивных доработок.
По моим прикидкам, ЦБ у "ополовиненной Энергии" будет иметь массу около 425-435т. Да, и как быть с ветровыми нагрузками? Я настаиваю на 4-хблочном тяжелом носителе на базе "Энергии"! :twisted:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЛунный Союз - это уже 10 тонн на ЛЛО
Я имел в виду чистый транспортник, который "там" стыкуется со станцией/лендером. А потом летит назад и садится. Он в пять тонн (с учётом, что часть топлива он уже израсходовал) вписывается.
Или я чего недопонимаю, или трое суток в "позе эмбриона"?
Втроём?
И никакого "груза" с собой, скафандры летят отдельным транспортом за дополнительную валюту?
СА - 2.5т, БО - 1т, экипаж+груз - 1т, движок+топливо на возврат 0.5т
А зачем скафандры туда-сюда возить? Они на ЛОС лежат...
Цитировать1)Идеология проекта.
Вначале проектируется исходный (базовый вариант), в качестве которого принят 2-хступенчатый тандем. На 1-й ступени установлен 1*РД-171М с тягой у Земли 784 тс (УИ=337с). При выбранной тяговооруженности 1-й ступени 1,5 стартовая масса равна 522,6 т. Тяговооруженность 2-й ступени задана 1,1. В результате оптимизации по критерию «максимум мю ПН» получена ПН=18,5 т. На переходной орбите 0*180 км с наклонением 51,6 град, масса рабочего запаса топлива: на 1-й ступени 372 т, на 2-й – 83,2т (т.е. 2-я ступень получилась в размерности 2-й ступени Зенита). При этом тяга ЖРД 2-й ступени (УИ=352 с) составляет 120 тс. Очевидно, что двигатель 2-й ступени для исходного варианта придется разрабатывать заново. При диаметре блоков 4,1 м общая длина РН получится (при той же плотности компоновки, что и у Зенита) около 61-62 м (с ГО той же длины, что и у Зенита).
Тяга 1.5 - не много? Сколько "же" под конец работы ступени получится?
ЦитироватьНу тогда вот Вам, пожалуйста - ЦЕЛОСТНЫЙ КОНЦЕПТ
3. Для систематических полётов ЛОС-Луна лендер должен быть многоразовый (бесступенчатый)
5. Использование водорода должно быть экономически оправданным.
Т.е. надо считать, что дороже - водородная последняя ступень или более массивная первая.
---------------------------------
ЗЫ: И не нужно панически бояться новых разработок и пытаться скомпоновать всё из имеющегося, как тут некоторые пытаются.
Движки - да, их дохрена уже есть и глупо не использовать. Но всё остальное - почему нет?
ЦитироватьЦитировать1)Идеология проекта.
Вначале проектируется исходный (базовый вариант), в качестве которого принят 2-хступенчатый тандем. На 1-й ступени установлен 1*РД-171М с тягой у Земли 784 тс (УИ=337с). При выбранной тяговооруженности 1-й ступени 1,5 стартовая масса равна 522,6 т. Тяговооруженность 2-й ступени задана 1,1. В результате оптимизации по критерию «максимум мю ПН» получена ПН=18,5 т. На переходной орбите 0*180 км с наклонением 51,6 град, масса рабочего запаса топлива: на 1-й ступени 372 т, на 2-й – 83,2т (т.е. 2-я ступень получилась в размерности 2-й ступени Зенита). При этом тяга ЖРД 2-й ступени (УИ=352 с) составляет 120 тс. Очевидно, что двигатель 2-й ступени для исходного варианта придется разрабатывать заново. При диаметре блоков 4,1 м общая длина РН получится (при той же плотности компоновки, что и у Зенита) около 61-62 м (с ГО той же длины, что и у Зенита).
Тяга 1.5 - не много? Сколько "же" под конец работы ступени получится?
В самый раз! Кстати, у Зенита более 1,6.
ЦитироватьСА - 2.5т, БО - 1т, экипаж+груз - 1т, движок+топливо на возврат 0.5т
Даже если у Вас масса сухого корабля - 4.5 т - на возврат надо 1.8 т горючки.
Для сравнения - "Союз" (не лунный, по Вэйду)
БО - 1.3 т
СА - 3 т
ПАО - 2 т+900 кг горючки.
Итого сухой он - ок. 6.3 т.
Дем:
ЦитироватьА зачем скафандры туда-сюда возить? Они на ЛОС лежат...
А я-то думал, зачем разрабатывают паспорта с биометрическими данными... Найдут двоих одинаковых, и в космос, на Луну! :mrgreen:
Что за фигня? На МКС лежат скафандры (и на "Мире" лежали, и на "Салютах", ЕМНИП), и обходились как-то, представьте, без биометрических паспортов!
Не, вы чё, серъёзно что ли? :roll: :mrgreen:
Уместиться в пять тонн?
И вы, Факир, туда же? :shock:
PS. А зачем тогда Союз такой тяжелый, и говорят, мало еще?
Ну дуракииииии.... :roll:
:mrgreen:
ЦитироватьЦитироватьЭто как раз У ВАС, Зомби, нет четкой концепции. У Вас - просто видение облика нового семейства РН (кстати, семейства с УРМовским подходом). КАК ИМЕННО использовать его в программе освоения Луны,, у Вас представление весьма смутное...
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=2285&start=0
Ок, спасибо, теперь вижу (жаль что не сказали раньше). Прошу извинения и свои слова назад - как Вы думаю заметили, я на форуме недавно.
Счас дочитаю Ваш концепт...
P.S. Усе мы тут "дураки" ;) Учимся постепенно...
ЦитироватьПо моим прикидкам, ЦБ у "ополовиненной Энергии" будет иметь массу около 425-435т. Да, и как быть с ветровыми нагрузками? Я настаиваю на 4-хблочном тяжелом носителе на базе "Энергии"! :twisted:
Ну, пусть будет 420 или 425, не вопрос... Я же говорил, что погрешности неизбежны, а точных данных по массовому совершенству ЦБ у нас нет и быть пока не может. К тому же здесь существенную роль могут сыграть районы падения.
А касательно ветровых нагрузок - Дмитрий, я понимаю, вы на этом "молоке" однажды обожглись, но вы точно выяснили тогда все причины этих проблем и возможные пути решения? Я пока могу противопоставить этому мировой опыт ракетостроения в лице "СпейсШаттла", Ариан-5ЕСА, Н-IIA... ну и Дельту-IV H до кучи.
Значит, проблемы решаемы?
Хотя, можно ещё поразмыслить и о дополнительных опорах на нижнем шпангоуте ЦБ...
А городить снова 4-блочную ракету - чего ради? В предложенной выше концепции освоения Луны ее энергетика будет избыточна, как и стоимость.
Да, к сути - прошу высказаться, моя идея взять за основной квант массы не "Союз" на ОЛО, а именно двухместный ЛК, верна или нет? Мы вообще Луну осваивать собрались, или окололунную орбиту? Прошу уважаемых господ из РККЭ, если они это прочтут, но не хотят "раскрывать все карты", хотя бы объяснить, что в моей концепции неверно? Лунные грузовик доставляются на поверхность напрямую, ибо беспилотные, и так явно дешевле. А для людей используется ЛК _той же конструкции и массы_, но с возвратной кабиной и на двух человек. Естественно, раз мы решили разделить "мух от котлет" и обойтись без сертификации тяжелой РН под пилотируемые пуски, для этого случая нужна ЛОС и пересадка людей в ЛК, а также стыковка Союза-Л" на НОО с РБ, зашвыривающем его к Луне. Тут, кстати, предлагаемую концепцию можно чуток улучшить, сэкономив на одном высококипящем РБ и сделать всего один такой блок сразу и для торможения у ЛОС, и для возврата к Земле - но тогда придётся "Союз-Л" утяжелить и запускать его на НОО сможет только "Союз-3", "Зенит" или "Ангара-3" (начально я предполагал, что запаса топлива доработанного "Союза" (при Мо=~11т) хватит только на маневры при стыковке к ЛОС и на разгон назад к Земле).
И ещё: доставка малых "грузовиков" с расходными материалами для ЛОС тоже возможна по однопусковой схеме "Ангарой-5": масса на НОО ~28т, к Луне до 9,5т (тот же водородный РБ), у ЛОС ~7 т. Облик будет отличаться от нынешнего "Прогресса": необходима ДУ с запасом топлива ~2,5т, а отсек компонентов дозаправки ДУ имхо можно и убрать - обходиться тяговыми ЭРД. Позднее грузовики можно будет отправлять на электрических буксирах и меньшими РН.
Хотелось бы обратить внимание на тот факт, что обсуждать РН для лунной программы крайне желательно в контекте транспортной системы Земля-Луна, а не саму по себе.
От выбора транспортной системы будет зависеть и то, какая РН окажется оптимальной.
Моё ИМХО - систему стоит затачивать под хотя бы частичное использование лунных ресурсов (а именно кислорода).
Тема обсуждалась здесь:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=3118
При этом в общем и целом я склоняюсь к "многопуску", даже для доставки экипажа на LLO. По той простой причине, что куда спокойнее (и, вероятно, в конечном итоге дешевле) запускать космонавтов на надёжнейшем "Союзе", и не морочиться с САС, отработкой надёжности и сертификацией для нового носителя. Т.е. если и делать новый носитель повышенной грузоподъёмности - то только с расчётом на беспилотные пуски, чтобы удешевить разработку, отработку и эксплуатацию.
Именно поэтому мне в чём-то нравится современная американская концепция для Луны - пилотируемый CEV выводится отдельно относительно лёгким носителем.
Дмитрий В.
Цитировать2. Зачем и как нам лететь на Луну?
Лично я - за освоение Марса (и Луна, имхо, в качестве промежуточного этапа здесь не нужна).
Все за освоение Марса, но есть всё же небольшое "но" - именно освоение Марса нам в ближайшее время просто не по силам. Ни с 40-тонником, ни с 100-тонником, да пусть и хоть с 200-тонником.
Несколько пилотируемых экспедиций в ближайшие 20-30 лет при желании сделать можно. То есть это уровень Apollo, только для Марса. О каком освоении тут говорить?
ЦитироватьДля чего нам на Луну?
Зацепиться за что-то за пределами околоземной орбиты. Всерьёз и надолго.
Крайне желательно - "зацепиться экономически". Возможно - именно за He3. Может быть, еще что-нибудь подклеится.
Будет крепкая зацепка за Луну - и с Марсом будет легче. В частности, ЭРД для марсианского корабля можно сделать на кислороде, кислород, в свою очередь, добывать на Луне. Возможно, на Луне удастся и другими способами добывать рабочее тело - например, известно, что из недр Луны выделяются газы, необходимо разобраться с составом и дебитом.
Как лететь - да, отдельный и животрепещущий вопрос.
Ответ на него сильно зависит от ответа на вопрос "зачем?", т.е. от величины грузопотока.
Зомби. Просто Зомби
ЦитироватьНе, вы чё, серъёзно что ли?
Уместиться в пять тонн?
Желательно даже - меньше, чем в пять.
ЦитироватьPS. А зачем тогда Союз такой тяжелый, и говорят, мало еще?
Ну дуракииииии....
Затем, что не для Луны.
Если для Луны - БО надо постараться вообще выкинуть. Лишняя масса для полёта длительностью несколько суток. У первоначального лунного "Союза" недаром его не было.
Вообще, ИМХО, для доставки экипажа на окололунную орбиту нужен минимальный корабль, эдакая капсула а-ля "Джемини". Всё по минимуму. Да, тесно, неудобно, но "жить захочешь - не так раскорячишься". До лунной орбиты не так уж далеко, а на "Джемини" и по две недели летали, ничего.
Кстати, та же идеология применима и к лунному взлётно-посадочному модулю. Всё по минимуму, только чтобы "приехать и уехать" (даже на шлюзе можно сэкономить), а не как у американцев, где они в модуле и жить по месяцу собираются. Взлётно-посадочная ступень (крайне желательно - многоразовая, пусть и не на первом этапе) должна служить только для доставки экипажа на лунную базу.
Кстати, благодаря "минимальности" лунной ступени сделать её многоразовой будет легче.
Бред...
Барахло...
Дереализация чистой воды...
Переселение в мир иллюзий...
Вам представляют ПРАКТИЧЕСКИЙ проект, а вы все время хотите превратить его в погоню за "болотными огнями прогресса", за "водородом на ЛОС" и "композитной капсулой для космонавтов-карликов"
Я с вами больше не вожусь, забирайте своих куколок и отдавайте наши тряпочки :? :roll:
Проект уж очень интересный и близкий к моему, но даже он потребует уж миллионы, и попробуй их собрать без ничего и на пустом уж месте, сначала надо хоть по минимальной ракрутиться, а уж тогда и все само вполне пойти и может!
Цитировать5. Использование водорода должно быть экономически оправданным.
Т.е. надо считать, что дороже - водородная последняя ступень или более массивная первая.
Я уверен, требуется разрабатывать именно
водородные ступени. Но в чём здесь видится недопустимая проблема? Амеры сделали ставку на водород еще в 1961-63гг и выиграли - требуемая надежность была обеспечена. Что, русский водород 21го века будет ненадежнее, чем американский 20го?
Есть опасение, что он окажется слишком дорогим? Признаю, здесь сомнение правомерно, и поэтому за приемлемой стоимостью технологии производства водородных РБ нужно при проектированни проследить (просчитать тоже сперва, верно) - но это с лихвой окупится сокращением количества пусков, а кроме того - существенным энергетическим выигрышем при решении других задач на околоземных и прочих орбитах. Да, на первом этапе отработка будет дороговатой - но это будет явно дешевле чем лет через 20, когда уже не останется в действии спецов, работавших с водородом на "Энергии" и способных дать хотя бы совет... а искать такой совет в многотомных книгах советских времён - это ой-ёй-ёй... Да и не повторяются проблемы один к одному, тут важна подсказка именно ПРАКТИЧЕСКОГО ума.
А в плюс водороду говорит хотя бы то, что водородные ЦБ уже есть у США, Европы и Японии, и в ближнем будущем появится и в КНР. Уверен, там тоже всё детально просчитали.
Или, может быть, планируется на высоких орбитах обходиться ещё полвека только "голимым керосином"? ;)
Цитировать3. Для систематических полётов ЛОС-Луна лендер должен быть многоразовый (бесступенчатый)
Когда-нибудь - несомненно, не буду спорить (скорее всего сразу после начала выработки топлива из лунных ресурсов). А пока ситуация такова, что для этого надо разработать кроме самогО уникального КК (имеющего запас ХС почти 4000 м/с и следовательно, высокое массовое совершенство), ещё кучу новых технологий для использования с ним, начиная от многоразового необслуживаемого ЖРД и заканчивая многоразовыми посадочными амортизаторами и специальными системами для доставки и перекачки в его баки больших объёмов топлива. Всё это потянет громадную кучу деньгов и многих лет работы НИИ и испытательных стендов. Так что даже с учетом экономии доставляемой на ЛОС массы окупится такой аппарат ой как не скоро...
А разрабатывать такой аппарат, не имея практического опыта с одноразовыми ЛК - имхо задача вообще малореальная.
И главное, что нам всё это время делать? Болтаться на ЛОС под неслабыми дозами радиации, ожидая Светлого Будущего, которое подарит нам турбо-гравицапы (в смысле новые технологии) для будущих пепелацев?
P.S. А я раньше как-то полетал на Пепелаце - так у нас в хаёвне дельтаплан УТ-шку окрестили. И должен сказать - никакого топлива ему не надо :D
ЦитироватьЗЫ: И не нужно панически бояться новых разработок и пытаться скомпоновать всё из имеющегося, как тут некоторые пытаются.
Движки - да, их дохрена уже есть и глупо не использовать. Но всё остальное - почему нет?
Я вовсе не боюсь новых разработок, уж тем более панически. Предлагаемый носитель именно НОВЫЙ, такого не было. Я пытаюсь найти оптимальный путь снижения затрат, потому что в такой программе
именно [yellow финансовый вопрос] будет определяющим (точнее, критерий "стоимость - эффективность").
Вы попробуйте сами оценить стоимость создания
НОВОГО стартового комплекса и освоения в производстве изделий
НОВОГО диаметра, да ещё приплюсуйте сюда создание НОВЫХ средств транспортировки крупногабаритных изделий...
А движков - да, много, но ракету всё равно придётся прожигать на стенде
целиком. На комплексе "Эн-Б" стенд под РН предложенной размерности уже есть.
Вы лучше другое объясните: почему многие форумчане боятся, причем похоже именно
панически (то есть не могут аргументировать причину) всего, что связано с системой "Энергия-Буран"? Разве путь её модернизации гарантированно обещает более высокие затраты по сравнению с другими вариантами? Или это опять "Энергиевский шок"?
Тут вот вспоминали про грабли... А вам не кажется, что "наступанием на грабли" в большей степени является именно подход сделать всё новое, с чистого листа? Чем, интересно, можно оправдать столь затратный и небыстрый подход? Традиции, что ли ("А Глушко первый начал!" :D:D:D)
ЦитироватьХотелось бы обратить внимание на тот факт, что обсуждать РН для лунной программы крайне желательно в контекте транспортной системы Земля-Луна, а не саму по себе.
От выбора транспортной системы будет зависеть и то, какая РН окажется оптимальной.
Моё ИМХО - систему стоит затачивать под хотя бы частичное использование лунных ресурсов (а именно кислорода).
Тема обсуждалась здесь:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=3118
При этом в общем и целом я склоняюсь к "многопуску", даже для доставки экипажа на LLO. По той простой причине, что куда спокойнее (и, вероятно, в конечном итоге дешевле) запускать космонавтов на надёжнейшем "Союзе", и не морочиться с САС, отработкой надёжности и сертификацией для нового носителя. Т.е. если и делать новый носитель повышенной грузоподъёмности - то только с расчётом на беспилотные пуски, чтобы удешевить разработку, отработку и эксплуатацию.
Именно поэтому мне в чём-то нравится современная американская концепция для Луны - пилотируемый CEV выводится отдельно относительно лёгким носителем.
Согласен, именно в этом контексте обсуждение в целом и пошло - надо же было мне обосновать свой выбор.
Выбор транспортной системы сделал самостоятельно... извините уж ;). Обсуждение не сразу на систему перешло, а Ваша тема была закопана уже глубоко в недрах... А перечитать ВЕСЬ форум - ни времени, ни трафика не хватает.
Затачивать систему под использование лунного топлива нужно, но - позже. Хотя бы когда заработает первая кислорододобывающая установка. Попытки прыгнуть сразу "в светлое будущее" обычно заканчивались или полным провалом, или созданием неэффективных (или маловостребованных) систем. Примеров тому - масса. Многоразовый Шаттл, Энергия-Буран, Х-33-VentureStar...
Я, как и вы, и американцы, склоняюсь к многопуску, НО - ТОЛЬКО для запусков экипажа на НОО. Грузы на ОЛО летят отдельно, одним пуском. Причины первого Вы указали, причины второго я приводил выше.
P.S. В Вашей теме смогу поучаствовать, как только более-менее прочту суть обсужденных там вопросов.
Тем не менее, Зо... гм. уважаемый собеседник-оппонент, акцентировав своё внимание на ЛОС, Вы оставляете поверхность на какое-то неопределённое "потом" (хотя в своей концепции и признали приоритетность добычи ресурсов), и как следствие - чёткого представления о облике и массах транспортных средств для "десантов" и доставки грузов на поверхность я у Вас в параграфах не нашёл... А нести постоянные вахты на ЛОС, фотографируя кратеры и амовскую активность - нафинг надо? что это даст для ПК принципиально нового по сравнению с околоземными ОС?
P.S. А это к чему это Вы:
ЦитироватьБред...
Барахло...
Дереализация чистой воды...
Переселение в мир иллюзий...
Вам представляют ПРАКТИЧЕСКИЙ проект, а вы все время хотите превратить его в погоню за "болотными огнями прогресса", за "водородом на ЛОС" и "композитной капсулой для космонавтов-карликов"
Я с вами больше не вожусь, забирайте своих куколок и отдавайте наши тряпочки :? :roll:
Ну вот, обиделся мальчик... Думал что открывает всему миру
Великую Истину?
Судя по перечисленным фразам, ко мне это всё не относится, так что прошу всё же ответить. Или это такая реакция из-за неумения соглашаться с чьими-то чужими доводами? :D
ЦитироватьТем не менее, Зо... гм. уважаемый собеседник-оппонент, акцентировав своё внимание на ЛОС, Вы оставляете поверхность на какое-то неопределённое "потом" (хотя в своей концепции и признали приоритетность добычи ресурсов), и как следствие - чёткого представления о облике и массах транспортных средств для "десантов" и доставки грузов на поверхность я у Вас в параграфах не нашёл... А нести постоянные вахты на ЛОС, фотографируя кратеры и амовскую активность - нафинг надо? что это даст для ПК принципиально нового по сравнению с околоземными ОС?
Exactly my point! :!:
В любой лунной программе единственная цель - поверхность Луны. ЛОС будет обязательно, НО она не будет обитаема на постоянной основе и она не будет нести никакой нагрузки кроме как элемента транспортной системы.
Единственный плюс можно усмотреть в преждевременном строительстве ЛОС - это то, что когда американцы доберутся до Луны, можно, стыдливо шаркая ножкой, предложить им сделать МКС-2.
Но есть сомнения, что американцам это действительно понадобится по причине очень малого значения ЛОС в системе.
ЦитироватьЦитироватьПо моим прикидкам, ЦБ у "ополовиненной Энергии" будет иметь массу около 425-435т. Да, и как быть с ветровыми нагрузками? Я настаиваю на 4-хблочном тяжелом носителе на базе "Энергии"! :twisted:
Ну, пусть будет 420 или 425, не вопрос... Я же говорил, что погрешности неизбежны, а точных данных по массовому совершенству ЦБ у нас нет и быть пока не может. К тому же здесь существенную роль могут сыграть районы падения.
А касательно ветровых нагрузок - Дмитрий, я понимаю, вы на этом "молоке" однажды обожглись, но вы точно выяснили тогда все причины этих проблем и возможные пути решения? Я пока могу противопоставить этому мировой опыт ракетостроения в лице "СпейсШаттла", Ариан-5ЕСА, Н-IIA... ну и Дельту-IV H до кучи.
Значит, проблемы решаемы?
Хотя, можно ещё поразмыслить и о дополнительных опорах на нижнем шпангоуте ЦБ...
А городить снова 4-блочную ракету - чего ради? В предложенной выше концепции освоения Луны ее энергетика будет избыточна, как и стоимость.
Больштнство из приведенных Вами РН опираются на СК твердотопливными ускорителями, которые, в силу специфики баботы, малочувствительны к внешним нагрузкам (все компенсирует огромное внутреннее давление). Я согласен, что проблема ветровых нагрузок решима, но это потребует существенной доработки СК. Дополнительные опоры на блоке Ц исключаются. Ибо превращают систему в статически неопределимую с нагружением блока Ц дополнительными усилиями от температурных деформаций.
Цитировать[ТТУ] малочувствительны к внешним нагрузкам (все компенсирует огромное внутреннее давление)
Не совсем понятное высказывание. При чем тут огромное внутреннее давление при работе ТТУ, если речь идет о стоянии на СК.
Насколько я понял, Вы имели в виду толстые высокопрочные стальные / композитные стенки ТТУ, рассчитанные на "огромное внутреннее давление", которым эти ветровые нагрузки - как комариный укус слону?...
А вообще, я вполне могу себе представить тросовые противоветровые растяжки на верхних концах ЖРД-боковушек, которые непосредственно перед подъемом сбрасываются в сторону.
ЦитироватьНасколько я понял, Вы имели в виду толстые высокопрочные стальные / композитные стенки ТТУ, рассчитанные на "огромное внутреннее давление", которым эти ветровые нагрузки - как комариный укус слону?...
Именно.
ЦитироватьЕсли для Луны - БО надо постараться вообще выкинуть. Лишняя масса для полёта длительностью несколько суток. У первоначального лунного "Союза" недаром его не было.
Вообще, ИМХО, для доставки экипажа на окололунную орбиту нужен минимальный корабль, эдакая капсула а-ля "Джемини". Всё по минимуму. Да, тесно, неудобно, но "жить захочешь - не так раскорячишься". До лунной орбиты не так уж далеко, а на "Джемини" и по две недели летали, ничего.
Не согласен. В 21-м веке на первый план выходят вопросы безопасности. Избыточные возможности КК, как показал полёт А-13, вовсе не являются таковыми с точки зрения безопасности. Поэтому - именно потому, что "жить хочется", придётся "таскать" с собой дополнительную массу.
Помнится, обсуждались вопросы самых урезанных схем полёта на Луну. Вплоть до КК-скафандра... Масса, конечно, экономится, но это должно быть для экстремалов - за их деньги. Профессионалам для эффективной работы требуется безопасность и комфорт.
ЦитироватьКстати, та же идеология применима и к лунному взлётно-посадочному модулю. Всё по минимуму, только чтобы "приехать и уехать" (даже на шлюзе можно сэкономить), а не как у американцев, где они в модуле и жить по месяцу собираются. Взлётно-посадочная ступень (крайне желательно - многоразовая, пусть и не на первом этапе) должна служить только для доставки экипажа на лунную базу.
Кстати, благодаря "минимальности" лунной ступени сделать её многоразовой будет легче.
Здесь согласиться легче. Действительно, функция посадочного модуля может быть достаточно ограниченной по времени и разнообразию. Если, конечно, не нужно, скажем, летать на Луну из L1.
Тут может оказаться, что лучше проще и надёжнее. Если сели не там, где надо - взлетаем обратно на орбиту. Если сели там - рядом база. Жить в посадочном модуле не надо.
ЦитироватьБольштнство из приведенных Вами РН опираются на СК твердотопливными ускорителями, которые, в силу специфики баботы, малочувствительны к внешним нагрузкам (все компенсирует огромное внутреннее давление). Я согласен, что проблема ветровых нагрузок решима, но это потребует существенной доработки СК. Дополнительные опоры на блоке Ц исключаются. Ибо превращают систему в статически неопределимую с нагружением блока Ц дополнительными усилиями от температурных деформаций.
Большинство, да не все... ;) Имхо, ветровые нагрузки у трехблочной D-IV будут близкими к таковым у предлагаемой РН. Ну диаметр у них побольше, но проблема БЫЛА решена, и массовое совершенство блоков сохранили на высоком уровне. А кроме прдложенных решений, можно рассмотреть и другие - возможных путей здесь немало (оптимальных, правда, поменьше). А касаемо опор на ЦБ - я вовсе не предлагаю делать их
абсолютно жёсткими - не в XXI веке ли живём? :)
А четырёхблочную РН тоже можно будет сделать - потом, когда появится насущная необходимость в такой грузоподъёмности. Тем более что стартовый комплекс позволяет.
Американцы делают унифицированный посадочный модуль, который сможет посадить и обитаемый модуль и грузовой контейнер.
ЦитироватьЦитировать3. Для систематических полётов ЛОС-Луна лендер должен быть многоразовый (бесступенчатый)
Когда-нибудь - несомненно, не буду спорить (скорее всего сразу после начала выработки топлива из лунных ресурсов). А пока ситуация такова, что для этого надо разработать кроме самогО уникального КК (имеющего запас ХС почти 4000 м/с и следовательно, высокое массовое совершенство), ещё кучу новых технологий для использования с ним, начиная от многоразового необслуживаемого ЖРД и заканчивая многоразовыми посадочными амортизаторами и специальными системами для доставки и перекачки в его баки больших объёмов топлива. Всё это потянет громадную кучу деньгов и многих лет работы НИИ и испытательных стендов. Так что даже с учетом экономии доставляемой на ЛОС массы окупится такой аппарат ой как не скоро...
А разрабатывать такой аппарат, не имея практического опыта с одноразовыми ЛК - имхо задача вообще малореальная.
И главное, что нам всё это время делать? Болтаться на ЛОС под неслабыми дозами радиации, ожидая Светлого Будущего, которое подарит нам турбо-гравицапы (в смысле новые технологии) для будущих пепелацев?
P.S. А я раньше как-то полетал на Пепелаце - так у нас в хаёвне дельтаплан УТ-шку окрестили. И должен сказать - никакого топлива ему не надо :D
По-моему, "всё наоборот"
Это как раз о водороде всё, а лэндер, даже многоразовый, намного проще
ЦитироватьВы лучше другое объясните: почему многие форумчане боятся, причем похоже именно панически (то есть не могут аргументировать причину) всего, что связано с системой "Энергия-Буран"? Разве путь её модернизации гарантированно обещает более высокие затраты по сравнению с другими вариантами? Или это опять "Энергиевский шок"?
Вы с ДалекимГостем пообщайтесь
Не знаю, кто чего тут боится, но ничего "Энергиевского" в обозримом будущем просто не будет
Повторяю еще раз:
НЕ.
БУ.
ДЕТ.[/size]
И все
Это просто факт такой, который уже давно ни от чего и ни от кого не зависит
"Так сложилось"
И никаких "страхов", "доказательств", аргУменов - это все никакой рояли не играет
Отыграло уже
ЦитироватьТем не менее, Зо... гм. уважаемый собеседник-оппонент, акцентировав своё внимание на ЛОС, Вы оставляете поверхность на какое-то неопределённое "потом" (хотя в своей концепции и признали приоритетность добычи ресурсов), и как следствие - чёткого представления о облике и массах транспортных средств для "десантов" и доставки грузов на поверхность я у Вас в параграфах не нашёл...
А по-моему "там есть всё"
Как у Маркса :wink: :mrgreen:
ЦитироватьА нести постоянные вахты на ЛОС, фотографируя кратеры и амовскую активность - нафинг надо? что это даст для ПК принципиально нового по сравнению с околоземными ОС?
Во-первых, "даст", во-вторых, никто "бесполезные постоянные вахты" нести не заставляет
См ниже, ответ к foogoo
ЦитироватьP.S. А это к чему это Вы:
ЦитироватьБред...
Барахло...
Дереализация чистой воды...
Переселение в мир иллюзий...
Вам представляют ПРАКТИЧЕСКИЙ проект, а вы все время хотите превратить его в погоню за "болотными огнями прогресса", за "водородом на ЛОС" и "композитной капсулой для космонавтов-карликов"
Я с вами больше не вожусь, забирайте своих куколок и отдавайте наши тряпочки :? :roll:
Ну вот, обиделся мальчик... Думал что открывает всему миру Великую Истину?
Судя по перечисленным фразам, ко мне это всё не относится, так что прошу всё же ответить. Или это такая реакция из-за неумения соглашаться с чьими-то чужими доводами? :D
Великую Истину я пока сам не нашел, хотя и старался :roll: :mrgreen:
Истину о том, почему получается так, что все время "хотим как лучше" (с водородом :wink: :mrgreen: ), а получается "как всегда" (как с Бураном :roll: :mrgreen: )
Может потому, что "не надо как лучше, а надо как положено"? (С) Мерзяев, Чиновник по особым поручениям, к/ф "О бедном гусаре..."
:mrgreen: :mrgreen: :mrgreen:
ЦитироватьЦитировать... А нести постоянные вахты на ЛОС, фотографируя кратеры и амовскую активность - нафинг надо? что это даст для ПК принципиально нового по сравнению с околоземными ОС?
Exactly my point! :!:
В любой лунной программе единственная цель - поверхность Луны. ЛОС будет обязательно, НО она не будет обитаема на постоянной основе и она не будет нести никакой нагрузки кроме как элемента транспортной системы.
Миссии к ЛОС можно разделить на следующие виды:
1) "Посещения" с целью "контроля аппаратуры" ("смена кассет", ремнт/профилактика, переналадка/установка новой"), на первых порах - отработка техники полетов
2) Медико-биологическое моделирование межпланетного полета
(Особенно к вам - если вы упираете на "особую радиацию" и прочее на ЛОС, так теже именно факторы действуют и в условиях межпланетного полета. И если этот полет моделируют даже на Земле, в ИМБП, то почему вы считаете эту работу на ЛОС ненужной или бессмысленной?)
3) "Беспилотные посещения Луны" -
длительные же экспедиции, основной задачей которых может быть управление лунными автоматами "с близкого расстояния"
4) Ну и собственно "десантные" экспедиции
Так что как "транспортный узел", как видим, ЛОС используется в "одном (условно говоря :wink: ) случае из четырех"
ЦитироватьЦитироватьЦитировать... А нести постоянные вахты на ЛОС, фотографируя кратеры и амовскую активность - нафинг надо? что это даст для ПК принципиально нового по сравнению с околоземными ОС?
Exactly my point! :!:
В любой лунной программе единственная цель - поверхность Луны. ЛОС будет обязательно, НО она не будет обитаема на постоянной основе и она не будет нести никакой нагрузки кроме как элемента транспортной системы.
Миссии к ЛОС можно разделить на следующие виды:
1) "Посещения" с целью "контроля аппаратуры" ("смена кассет", ремнт/профилактика, переналадка/установка новой"), на первых порах - отработка техники полетов
Тут, простите, достаточно серии АМС. Автоматический спутник можно опустить на очень низкую орбиту и сфотографировать в цифре все на много подробнее, чем это можно себе представить с плёнкой на обитаемой ЛОС.
Цитировать2) Медико-биологическое моделирование межпланетного полета
(Особенно к вам - если вы упираете на "особую радиацию" и прочее на ЛОС, так теже именно факторы действуют и в условиях межпланетного полета. И если этот полет моделируют даже на Земле, в ИМБП, то почему вы считаете эту работу на ЛОС ненужной или бессмысленной?)
Не бессмысленной, а сильно преждевременной.
Цитировать3) "Беспилотные посещения Луны" - длительные же экспедиции, основной задачей которых может быть управление лунными автоматами "с близкого расстояния"
Тут совсем не соглашусь. Какое 'близкое расстояние'? Или Вы собираетесь держать ЛОС в Earth–Moon L1? Стоит ли этот незначительный выигрыш в задержке сигнала запуска операторов на ЛОС, необходимая квалификация и требования по здоровью которых значительно ниже требований к космонавтам. Не говоря уже про то, что число 'луноходов' получится весьма ограниченным.
Цитировать4) Ну и собственно "десантные" экспедиции
Так что как "транспортный узел", как видим, ЛОС используется в "одном (условно говоря :wink: ) случае из четырех"
Именно, 'дорого яично к Христову дню'!
ЦитироватьЦитироватьМиссии к ЛОС можно разделить на следующие виды:
1) "Посещения" с целью "контроля аппаратуры" ("смена кассет", ремнт/профилактика, переналадка/установка новой"), на первых порах - отработка техники полетов
Тут, простите, достаточно серии АМС.
Это чисто абстрактные рассуждения
(Вообще, заметим, что АМС у russians получаются сильно хуже орбитальных станций. А порядочное АМС еще и денег немалых стоит, а если их делать "серию", да еще и на отечественной электронике...? )
ЦитироватьАвтоматический спутник можно опустить на очень низкую орбиту и сфотографировать в цифре все на много подробнее, чем это можно себе представить с плёнкой на обитаемой ЛОС.
Намного подробнее - это точно нет
Потом, такие спутники должны летать годами, пропускной канал тоже кладет свои ограничения
Вы противопоставляете ОТДЕЛЬНЫЕ параметры целому комплексу, который образует НОВОЕ КАЧЕСТВО, а вы этого просто не хотите замечать
Если есть ЛОС, все эти "многочисленные автоматы"
просто не нужны, а ЛОС помимо того, с чем ("в принципе") могут "справится и автоматы" обеспечивает еще и иные возможности
ЦитироватьЦитировать2) Медико-биологическое моделирование межпланетного полета
(Особенно к вам - если вы упираете на "особую радиацию" и прочее на ЛОС, так теже именно факторы действуют и в условиях межпланетного полета. И если этот полет моделируют даже на Земле, в ИМБП, то почему вы считаете эту работу на ЛОС ненужной или бессмысленной?)
Не бессмысленной, а сильно преждевременной.
Наука вся преждевременна, причем часто - сильно и даже
очень сильно преждевременна, особенно если считать "сильно преждевременной задачей" медикобиологическое обеспечение полета на Марс
Впрочем, наш нынешний политический класс уже из этого практические выводы кажется сделал
Это вообще характерная особенность нынешнего времени: Россия с некоторых пор постоянно позиционирует себя как страну без будущего
ЦитироватьЦитировать3) "Беспилотные посещения Луны" - длительные же экспедиции, основной задачей которых может быть управление лунными автоматами "с близкого расстояния"
Тут совсем не соглашусь. Какое 'близкое расстояние'? Или Вы собираетесь держать ЛОС в Earth–Moon L1? Стоит ли этот незначительный выигрыш в задержке сигнала запуска операторов на ЛОС, необходимая квалификация и требования по здоровью которых значительно ниже требований к космонавтам. Не говоря уже про то, что число 'луноходов' получится весьма ограниченным.
???
ЛОС - "по определению" нечто достаточно "низкоорбитальное"
Число луноходов ограничивают технико-финансовые возможности, а возможности операторов ограничивают только время сеансов "прямого" управления
ЦитироватьЦитировать4) Ну и собственно "десантные" экспедиции
Так что как "транспортный узел", как видим, ЛОС используется в "одном (условно говоря :wink: ) случае из четырех"
Именно, 'дорого яично к Христову дню'!
Нет
Это ошибочное впечатление
Вы сами настаиваете на компетентности "автоматов", но не хотите признавать возможности того, что "дистанционные манипуляторы" вполне могут стать стандартным оборудованием также и лунных баз, условия управления с ЛОС практически те же, за исключением ограничений по "радиовидимости"
ЛОС в этом отношении - это "половина лунной базы", за счет нее можно реально сократить необходимый объем операций на поверхности
Впрочем, в своей основе ЛОС это прежде всего возможность РЕГУЛЯРНЫХ полетов на Луну, более редких, очевидно, но, скорее всего, заметно более дешевых "по годовому бюджету", чем на основе "большой ракеты" (не считая таковой "40-тонник")
В этом согласен
Но здесь и еще один плюс - эти более редкие полеты могут быть намного более подготовленными
Поэтому "легкий" лэндер в общем вещь скорее "отрицательная", по крайней мере, пока он летает "на Луну", а не на "лунную базу"
Если высадка осуществляется на подготовленную площадку, да еще и оборудованную некой ранее доставленной техникой, то намного целесообразнее, если это будет длительная экспедиция, с "большой наукой" на борту и с серъезной программой
"Редко, но метко"
И еще одно замечание: первым "многоразовым лэндером" вполне может стать автомат, доставляющий образцы на ЛОС и там дозаправляющийся, таким образом можно "окучить" значительно больше мест, чем с лунной базы или при возвращении проб непосредственно на Землю, хотя такие образцы и будут "проигрывать в качестве"
ЦитироватьВы с ДалекимГостем пообщайтесь
Общался. Ему вообще перспективные направления в космонавтике не нужны. Только то что окупится завтра. Или через год-два.
___Да и вообще ему всей науки не надо. Только кучу долларов и колбасный рай.
Таких людей меньшинство, чего мне на него равняться?
ЦитироватьНе знаю, кто чего тут боится, но ничего "Энергиевского" в обозримом будущем просто не будет
Повторяю еще раз:
НЕ.
БУ.
ДЕТ. [/size]
И все
Ага, а я то же самое могу сказать и про ЛОС. Так же безапелляционно:
ЛОС НЕ! БУ! ДЕТ!!! [/size]:mrgreen:И что это меняет?
Это - не аргумент. А я считаю -
ВОЗМОЖНО. БУДЕТ.[/size] ПОТОМУ ЧТО. ЭТО. ЦЕЛЕСООБРАЗНО. (для лунной программы). И конкретно аргументированно объясняю почему это может быть эффективнее других решений. Естественно, имхо, не более. Но и не менее Вашего.
А как понять это Ваше высказывание о возможном будущем:
ЦитироватьЭто просто факт такой, который уже давно ни от чего и ни от кого не зависит
"Так сложилось"
- из этой фразы можно предположить, что у Вас в мыслях будущее с прошлым путаются?
То что Вы написали - пока не факт, а Ваше имхо. Приведите доказательства.
То же самое могу сказать и о Вашем мнении касательно многоразового лэндера и водорода.
И насчёт
ЦитироватьА по-моему "там есть всё"
Как у Маркса
Где именно, покажите место? В ваших параграфах - только пространные описания и намётки, как доставлять лэндер 40-тонной РН там не описано.
А Ваших аргументов за ЛОС (кроме п. 4) ) для обоснования её как первостепенного (в ущерб базе и работам на поверхности) элемента лунной программы - недостаточно.
В предлагаемой мной схеме, основанной на РН, забрасывающей 20тонн к Луне (55т на НОО) - причём речь идёт не обязательно о разработке на базе "Энергии" - ЛОС на первом этапе не нужна. Возможно, этим и объясняется Ваше "НЕ. БУ..." и т.п.
А касательно автоматов - телеуправление что с Земли, что с ЛОС - одинаково. Задержки 2-3 с - мелочь. С Земли даже удобнее в плане силы тяжести. И ГООРАЗДО дешевле.
И вообще, ставка на автоматы может привести к тому, что у Вас вместо лунной базы выйдет свалка поломанных роботов. Ваша цитата:
Цитировать(Вообще, заметим, что АМС у russians получаются сильно хуже орбитальных станций. А порядочное АМС еще и денег немалых стоит, а если их делать "серию", да еще и на отечественной электронике...? )
А мысль облучать космонавтов как "медикобиологическое обеспечение полета на Марс" мне вообще претит.
Будьте гуманны. Или в крайнем случае на мартышках так экспериментируйте.
To SpaceR:
Речь, в основном, о том, что для лунной программы крайне желательно использовать технику, которая была бы полезна не только для неё. Для 40-тонной ракеты шансы найти "нелунную" ПН повыше, для 30-тонной - еще выше. Значит, ракет клепается больше, себестоимость ниже, и сама лунная программа дешевле выйдет. И разработку пробить легче. А с 55-тонной и тем более 100-тонной - проблемы будут. Т.к., по сути, они заточены только под Луну. Что на данный момент и в нашей стране есть сильно не гут.
ИМХО, отечественная лунная программа имеет шансы быть лишь в том случае, если всё (или почти всё) то же, что планируют американцы, мы сможем сделать примерно в те же сроки, но минимум вдесятеро дешевле.
В идеале вообще хорошо бы хоть для начальной фазы обойтись одними существующими носителями...
ЦитироватьВ идеале вообще хорошо бы хоть для начальной фазы обойтись одними существующими носителями...
Вроде можно
Протон (21.5т)+Зенит(13.5т) - "Союз-Фрегат"
2хПротон - лэндер.
Но это та са-амом пределе, плюс необходим КВРБ.
Ну, моё ИМХО пока неизменно - для лэндеров и вообще груза необходимы высокоимпульсные буксиры. Либо ЭРД, либо ЯРД.
А с "Союза" для полёта к LLO желательно бы свинтить БО, возвращаясь к схеме 7К-ЛК. Глядишь, и без "Зенита" можно будет обойтись.
Кстати, интересно - можно ли относительно недорого форсировать "Протон", увеличив ПН хоть до 25 т?
ЦитироватьНу, моё ИМХО пока неизменно - для лэндеров и вообще груза необходимы высокоимпульсные буксиры. Либо ЭРД, либо ЯРД.
ИМХО новый носитель - проще и дешевле.
ЦитироватьА с "Союза" для полёта к LLO желательно бы свинтить БО, возвращаясь к схеме 7К-ЛК. Глядишь, и без "Зенита" можно будет обойтись.
Тогда максимум 2 человека к Луне. Соответственно - либо пулять 2 "Союза" на 1 экспедицию (кто-то на первых порах как минимум должен оставаться на орбите), либо держать экипаж на ЛОС до прилета следующего - слетали на Луну, отдежурили на ЛОС, дождались следующего экипажа, подстраховали, улетели домой, и так по кругу.
ЦитироватьКстати, интересно - можно ли относительно недорого форсировать "Протон", увеличив ПН хоть до 25 т?
Либо ТТУ на 1 и 2 ступенях, либо водород на 3-й. И то, и другое где-то здась рассматривалось.
Но слабо верится - тут КВРБ-то сделать не могут. А так - водородная третья ступень на Союзе, ана Протоне вроде как достаточно КВРБ с системой стыковки.
Лэндер можно выводить на Протоне же и доразгоняться за счет собственных "резервов".
У Гудилина на буран.ру упоминается "большая модернизация" 8к82к. За счет форсирования РД-253 (ЕМНИП, по его словам до 180-200 тс, без проблем), удлинения баков Г и навески дополнительных баков О ПН возрастала до 30т. Сей проект рассматривался чуть не с 1969г., однако к исполнению приняли "малую модернизацию" - ныне всем известный Протон-М
ЦитироватьЦитироватьВы с ДалекимГостем пообщайтесь
Общался. Ему вообще перспективные направления в космонавтике не нужны. Только то что окупится завтра. Или через год-два.
___Да и вообще ему всей науки не надо. Только кучу долларов и колбасный рай.
Таких людей меньшинство, чего мне на него равняться?
Насчет меньшинства/не меньшинства - не знаю
Но очевидно, что они соответствуют идеологии сегодняшнего "политического класса", то есть данное "мнение" сильно весомо
ЦитироватьЦитироватьНе знаю, кто чего тут боится, но ничего "Энергиевского" в обозримом будущем просто не будет
Повторяю еще раз:
НЕ.
БУ.
ДЕТ. [/size]
И все
Ага, а я то же самое могу сказать и про ЛОС. Так же безапелляционно:
ЛОС НЕ! БУ! ДЕТ!!! [/size]:mrgreen:
И что это меняет? Это - не аргумент.
А я считаю - ВОЗМОЖНО. БУДЕТ.[/size] ПОТОМУ ЧТО. ЭТО. ЦЕЛЕСООБРАЗНО. (для лунной программы). И конкретно аргументированно объясняю почему это может быть эффективнее других решений. Естественно, имхо, не более. Но и не менее Вашего.
ЛОС не будет?
Скорее всего да, не будет
Но некий "мизерный шанс" (якобы) существует
А вот "возродения Энергии" не будет "просто", ни в каком виде
Без всяких шансов
Это не аргумент, это ничего не меняет, это чисто проявление гуманизма - в отношении конкретно вас :wink: :mrgreen:
ЦитироватьА как понять это Ваше высказывание о возможном будущем:
ЦитироватьЭто просто факт такой, который уже давно ни от чего и ни от кого не зависит
"Так сложилось"
- из этой фразы можно предположить, что у Вас в мыслях будущее с прошлым путаются?
То что Вы написали - пока не факт, а Ваше имхо. Приведите доказательства.
С доказательствами - трудновато (как и с "формальным обоснованием необходимости ПК и освоения космоса")
Вот умею кататься на велосипеде, а вот чтоб объяснить и расписать в инструкцию, и обучать "заочно" - это нет
Никак :mrgreen:
"То же самое могу сказать и о Вашем мнении касательно многоразового лэндера и водорода." (С) SpaceR
ЦитироватьИ насчёт ЦитироватьА по-моему "там есть всё"
Как у Маркса
Где именно, покажите место? В ваших параграфах - только пространные описания и намётки, как доставлять лэндер 40-тонной РН там не описано.
Да лэндер просто "не проблема"
Полно прототипов, и наших и зарубежных :wink: :mrgreen:
А идеология простая, "квант массы" в 20 тонн - "вполне кошерно" (С) кажется, hcube
Поэтому он идет на ЛОС "как ее очередной модуль", то есть, для Мира, скажем, Хруничев делал по модулю в год
А относительно доставки - тут да, кажется одной идеи не отметил, она где-то в топиках потерялась: лэндер может дойти с ЛЕО до ЛОС "своим ходом", а потом там заправится чисто топливом :mrgreen:
То есть можно даже не организовывать "парный старт" двух сорокатонников
ЦитироватьА Ваших аргументов за ЛОС (кроме п. 4) ) для обоснования её как первостепенного (в ущерб базе и работам на поверхности) элемента лунной программы - недостаточно.
Наших аргуметнов существенно только один (но зато какой :mrgreen: ): ЛОС - это естественное продолжение той работы, которая проводится сейчас
То есть, у нас как всегда "витязь на распутье":
- "влево" - сокращать ПК "до минимума" с тем, чтобы впоследствие окончательно свернуть и свести всю "остаточную космонавтику" к прикладным спутникам, ну, может, еще иногда неким "псевдонаучным" студенческим спутникам (сия идея лелеема Старым)
- "вправо" - "оставить все как есть", на авось и на потом, и чтоб как-нибудь само, да еще периодически "пиарить по Клиперу и Ангаре", сливая фактически все в долгострой, чтоб шум был, но не дай бог что-нибудь конкретное выходило,
- или "прямо", вырулить на "естественную дорогу", на то путь, который вообще изначально был "наш", и с которого всякие "Бураны" нас только сбивали
Сие последнее и означает - "ЛОС!"
Маловероятно
Но во всяком случае, сейчас такая возможность еще существует (хотя, в общем, постепенно уходит), и для меня, может быть, наиболее важно "отметится", типа, в плане - "я же говорил же, тогда же еще, давно, так что теперь, когда мы опять сели в корыто и сидим в ж.пе, меня к этому делу прошу не примазывать! :mrgreen: :twisted: :mrgreen: :twisted: :mrgreen: )
ЦитироватьВ предлагаемой мной схеме...
Схем можно предложить очень много, самых разных
ЦитироватьА касательно автоматов - телеуправление что с Земли, что с ЛОС - одинаково. Задержки 2-3 с - мелочь. С Земли даже удобнее в плане силы тяжести.
Нет
Но обсуждать сие не буду - знаю уже заранее, что бесполезно
Типа, как с ДалекимГостем :mrgreen:
ЦитироватьИ ГООРАЗДО дешевле.
Это да, это есть
Насчет "гораздо" - это тут еще не все так уж однозначно, но дешевле
Еще дешевле - вообще ничего не делать
Что скорее всего и будет
ЦитироватьИ вообще, ставка на автоматы может привести к тому, что у Вас вместо лунной базы выйдет свалка поломанных роботов.
У нас "ставка" не на автоматы, а на ЛОС
ЦитироватьВаша цитата:
Цитировать(Вообще, заметим, что АМС у russians получаются сильно хуже орбитальных станций. А порядочное АМС еще и денег немалых стоит, а если их делать "серию", да еще и на отечественной электронике...? )
А мысль облучать космонавтов как "медикобиологическое обеспечение полета на Марс" мне вообще претит.
Будьте гуманны. Или в крайнем случае на мартышках так экспериментируйте.
Тут самое интересное в том, что ЛОС вообще "претит" многим
Почему-то?
Вот ЕСТЬ в этом какая-то закономерность, ЕСТЬ! :mrgreen:
serb
ЦитироватьИМХО новый носитель - проще и дешевле.
В краткосрочной перспективе - еще может быть. И то не факт.
А вот при регулярных полётах к ЛОС и лунной базе - носитель еще отольётся.
ЦитироватьТогда максимум 2 человека к Луне.
Даже если так (хотя почему не 3?) - вполне нормально.
ЦитироватьСоответственно - либо пулять 2 "Союза" на 1 экспедицию (кто-то на первых порах как минимум должен оставаться на орбите),
Не обязательно. Например, НАСА так не считает - хотят на Луну сажать всех четверых астронавтов, а CEV на LLO болтается пустой.
ЦитироватьНо слабо верится - тут КВРБ-то сделать не могут
В любом случае, надо полагать, это проще, чем полностью новая ракета.
ЦитироватьЛэндер можно выводить на Протоне же и доразгоняться за счет собственных "резервов".
ИМХО, это не есть хорошо.
Цитироватьserb
ЦитироватьИМХО новый носитель - проще и дешевле.
В краткосрочной перспективе - еще может быть. И то не факт.
А вот при регулярных полётах к ЛОС и лунной базе - носитель еще отольётся.
С буксиром ли (а такой техники в природе на сегодняшний день нет и никогда и ни у кого не было, так что самая ее возможность сомнительна, вообще-то), без буксира - но отсутствие адекватного носителя не просто "отолъется", но это будет та самая кочка, на которой "кажинный раз на эфтом самом месте"
Адекватный носитель это и есть самый дешевый и простой способ доставки груза, его отсутствие означает такой уровень интереса к программе, при котором она и так загнется и никакие буксиры не помогут
ЦитироватьЦитироватьЛэндер можно выводить на Протоне же и доразгоняться за счет собственных "резервов".
ИМХО, это не есть хорошо.
Почему?
Вот это как раз "очень интересная мысль"
Зомби. Просто Зомби
ЦитироватьС буксиром ли (а такой техники в природе на сегодняшний день нет и никогда и ни у кого не было, так что самая ее возможность сомнительна, вообще-то),
:shock:
Цитироватьбез буксира - но отсутствие адекватного носителя не просто "отолъется", но это будет та самая кочка, на которой "кажинный раз на эфтом самом месте"
Вопрос в том, какой носитель является адекватным.
Если есть высокоимпульсная многоразовая межорбитальная транспортная система (буксиры) - вполне адекватным носителем становится "Протон-М", и уж тем более какая-нибудь форсированная вариация на тему "Протона" на 25-30 тонн. Сколько там, кстати, "Ангара-5" с Байконура потянет?
ЦитироватьАдекватный носитель это и есть самый дешевый и простой способ доставки груза, его отсутствие означает такой уровень интереса к программе, при котором она и так загнется и никакие буксиры не помогут
Да не есть это самый дешевый способ. Закладываться на одни носители и ЖРД-разгонники - значит, пускать минимум в полтора раза больше РН, какими бы они ни были, значит, каждый раз расходовать разгонный блок (КВРБ или что еще - и топливо, и железо).
В общем, оставаться на уровне Apollo.
ЦитироватьПочему?
Вот это как раз "очень интересная мысль"
Да ведь ресурс движка расходуем... И сам лэндер получается переразмеренным. Впрочем, может и нет, если сбрасываемые баки навешивать, но всё равно как-то не совсем гут.
И вообще идея отправлять "терпеливые" грузы быстрым ходом на химии мне не нравится. Для регулярных, а не разовых полётов на Луну, разумеется.
ЦитироватьЗомби. Просто Зомби
ЦитироватьС буксиром ли (а такой техники в природе на сегодняшний день нет и никогда и ни у кого не было, так что самая ее возможность сомнительна, вообще-то),
:shock:
А что, может я не в курсе? :shock: :mrgreen:
ЦитироватьЦитироватьбез буксира - но отсутствие адекватного носителя не просто "отолъется", но это будет та самая кочка, на которой "кажинный раз на эфтом самом месте"
Вопрос в том, какой носитель является адекватным.
"40-тонный"
Условно
Обеспечивающий прямой перелет корабля легкого типа "Союз" с бытовым блоком ( :evil: :evil: :evil: !!! :mrgreen: ) до самой ЛОС и обратно
И он же (уж так выходит, "подфартило", типа) при парном пуске обеспечивает вывод модулей ЛОС и "стандартного" лэндера "базовой конфигурации"
"Нет проблем"
Эта глубочайшая задача всей мировой космонавтики успешно решена силами Форума :mrgreen: :mrgreen: :mrgreen:
За то всем этим силам персональная благодарность: мои "интуиции"... неважно о чём :roll: ... получили конкретное подтверждение
ЦитироватьЕсли есть высокоимпульсная многоразовая межорбитальная транспортная система (буксиры) -
А если ее нет?
Тем более - "транспортная система"
Могу допустить, что (когда-нибудь) можно будет построить "экземпляр"
Но что можно будет создать
транспортную систему... (которая, кстати, не отменяет необходимости быстрого перелета для кораблей с экипажами...) то есть, чтобы "это" длительно и эффективно работало...
Это сомнительно даже "вообще", а в достаточно близком будущем просто невозможно
ЦитироватьЦитироватьАдекватный носитель это и есть самый дешевый и простой способ доставки груза, его отсутствие означает такой уровень интереса к программе, при котором она и так загнется и никакие буксиры не помогут
Да не есть это самый дешевый способ. Закладываться на одни носители и ЖРД-разгонники - значит, пускать минимум в полтора раза больше РН, какими бы они ни были, значит, каждый раз расходовать разгонный блок (КВРБ или что еще - и топливо, и железо).
В общем, оставаться на уровне Apollo.
Неэстетично? "Зато... - - -" (С) к/ф "Бриллиантовая рука" :mrgreen:
ЦитироватьЦитироватьПочему?
Вот это как раз "очень интересная мысль"
Да ведь ресурс движка расходуем... И сам лэндер получается переразмеренным. Впрочем, может и нет, если сбрасываемые баки навешивать, но всё равно как-то не совсем гут.
И вообще идея отправлять "терпеливые" грузы быстрым ходом на химии мне не нравится. Для регулярных, а не разовых полётов на Луну, разумеется.
Для движков такой мощности - не проблема
Тем более, если имеем в виду перспективу на "многоразовые" лэндеры
"Медленные" перевозки вообще, по-моему, ошибка какая-то...
Проблемы будут
И много... :mrgreen:
Зомби. Просто Зомби
ЦитироватьА что, может я не в курсе?
Да какие могут быть сомнения в возможности? :wink:
ЦитироватьОбеспечивающий прямой перелет корабля легкого типа "Союз" с бытовым блоком ( !!! ) до самой ЛОС и обратно
Не надо нам этого. Трижды, четырежды не надо!
Если и делать новый носитель для лунной программы, то
только беспилотный[/size]!!!
Для пилотируемой - двухпусковая схема, глядите на американцев, они вумные :roll: :mrgreen:
ЦитироватьА если ее нет?
Тем более - "транспортная система"
А если её нет, и даже не предвидится - значит, делать на Луне нечего. Нет смысла тиражировать "Аполлон", да еще десятилетиями.
В общем, программа должна быть нацелена на создание в максимально короткие сроки транспортной системы, удешевляющей доставку грузов и космонавтов к Луне и обратно. Это - первая цель.
Соответственно, под неё и должны быть заточены первые автоматы на Луне и около - добыча кислорода из реголита, поиск льда, изучение газовых выделений из недр.
ЦитироватьНеэстетично? "Зато... - - -" (С) к/ф "Бриллиантовая рука"
Дак то-то и оно, что "зато ...". Не что-нибудь там, а именно "..."! :mrgreen:
А вовсе не дёшево и практично.
ЦитироватьДля движков такой мощности - не проблема
Тем более, если имеем в виду перспективу на "многоразовые" лэндеры
Ну, может быть... Тем не менее для многоразового лэндера получим вместо, скажем, 10 взлётов-посадок 9.
Цитировать"Медленные" перевозки вообще, по-моему, ошибка какая-то...
Это не ошибка, это закономерное воплощение общих, так скз, правил мировых грузоперевозок :wink: Никто не возит грузы на "Конкорде", если можно по дешёвке отправить поездом или морем :wink:
ЦитироватьВ краткосрочной перспективе - еще может быть. И то не факт.
Про краткосрочную перспективу и речь. Предположим, этот "краткий срок" - 6 миссий по типу Аполло плюс, предположим, пара испытательных, пара в резерве - итого - 10.
Водородный разгонник надо разрабатывать все равно. 15-тонную ракету - тоже. Лэндер и лунный "Союз" - аналогично, т.е. рассматриваем только ракету.
На 10 миссий надо 30 "Протонов" - 1.8 миллиардов, 10 "Союзов-3" - 0.8 млрд, итого - ок. 2.4 млрд.
Пусть запуск сорокатонника - 80 млн без учета разработки. Это скромная оценка, 2 доллара за грамм ;-)
За 20 ракет - 1.6 миллиарда. Боюсь, в 800 миллионов за разработку носителя не уложиться.
ЦитироватьА вот при регулярных полётах к ЛОС и лунной базе - носитель еще отольётся.
А не факт, что для регулярных полетов то, что подходит для начальной стадии, будет подходящим вариантом. Может быть, там будет выгоднее использовать 70-тонники. Или ЭРД-буксиры для грузов. Или еще что.
ЦитироватьЦитироватьТогда максимум 2 человека к Луне.
Даже если так (хотя почему не 3?) - вполне нормально.
Втроем в СА "Союза" без сортира? :shock:
Даже кровавые коммуняки такого издевательства над людьми не допускали - и Л-1, и Л-3 - двухместные.
ЦитироватьНе обязательно. Например, НАСА так не считает - хотят на Луну сажать всех четверых астронавтов, а CEV на LLO болтается пустой.
Это риск даже для НИХ (ИМХО), а у них все же лунный опыт "малость" побольше.
ЦитироватьВ любом случае, надо полагать, это проще, чем полностью новая ракета.
Во-во. И даже это сделать не могут :cry:
ЦитироватьЦитироватьЛэндер можно выводить на Протоне же и доразгоняться за счет собственных "резервов".
ИМХО, это не есть хорошо.
А чтем плохо? Сбрасываемый бак на 9 тонн. Тратим из него 5 тонн на доразгон, 4 - на торможение у Луны - двигателем посадочного модуля. На нем же - СБ для обеспечения автономности. Итого - порядка тонны. После стыковки с "Союзом", перед посадочным торможением бак сбрасываем. Сажаем нетто порядка 5.7 т, из них ок. 4 т - взлетная кабина с топливом.
опять-таки в упор - но куда деваться.
Если лететь по "длинной" траектории - то посадим тонн 7.
serb
ЦитироватьПро краткосрочную перспективу и речь. Предположим, этот "краткий срок" - 6 миссий по типу Аполло плюс,
А на кой леший нам миссии по типу Аполло?! "Нам кузнец не нужен!"
Чур меня, чур!
Никаких аполлоноподобных миссий, только не это.
В самом, самом крайнем случае - одна-две максимум, если это будет необходимо для выбора места лунной базы.
ЦитироватьНа 10 миссий надо 30 "Протонов" - 1.8 миллиардов, 10 "Союзов-3" - 0.8 млрд, итого - ок. 2.4 млрд.
Много, много... Нам надо бы в 10, лучше в 5 млрд. уложить всё целиком, включая небольшую ЛОС и лунную базу со всеми бебехами.
ЦитироватьА не факт, что для регулярных полетов то, что подходит для начальной стадии, будет подходящим вариантом. Может быть, там будет выгоднее использовать 70-тонники. Или ЭРД-буксиры для грузов. Или еще что.
А думать надо заранее именно о регулярных полётах. Чтобы то, что использовалось на первой стадии, пригодилось и для них.
Бедные мы, блин! Так что экономить надо на всём...
ЦитироватьВтроем в СА "Союза" без сортира?
"Жить захочешь - не так раскорячишься"
Если можно по массе, габаритам и СЖО впихнуть троих - надо впихивать троих.
Но в крайнем случае можно и двумя ограничиться. Нам, бедным русским, всё сгодится :D
ЦитироватьЭто риск даже для НИХ (ИМХО), а у них все же лунный опыт "малость" побольше.
40 лет спустя это особой роли уже не играет.
Да и какой там риск, в наше-то время? ОС еще при генсеке Горохе в беспилотном режиме летали.
ЦитироватьА чтем плохо?
Ладно, уговорили :wink:
Для развёртывания первой (автоматической) очереди лунной базы, пожалуй, сойдёт. Тогда лэндер - грузовой, только в один конец. Заодно о ресурсе движка можно не беспокоиться. Можно, вероятно, унифицировать по многим узлам с лэндерами полегче для доставки луноходов.
ЦитироватьЗомби. Просто Зомби
ЦитироватьА что, может я не в курсе?
Да какие могут быть сомнения в возможности? :wink:
А что, и сомнений нет?
Что невозможно? :mrgreen:
Не, я сомневаюсь: может быть и получится :roll:
Но очень не скоро
ЦитироватьЦитироватьОбеспечивающий прямой перелет корабля легкого типа "Союз" с бытовым блоком ( !!! ) до самой ЛОС и обратно
Не надо нам этого. Трижды, четырежды не надо!
Если и делать новый носитель для лунной программы, то только беспилотный[/size]!!!
Для пилотируемой - двухпусковая схема, глядите на американцев, они вумные :roll: :mrgreen:
Если делать - то только это
Это ОПТИМАЛЬНЫЙ путь
Впрочем, возможна "малая" ЛОС (из одного блока) и двухпусковые полеты (протон + протон) лунного Союза
Но это "не та ЛОС"
И неясно, нужна ли она вообще, если нет перспективы 40-тонника
ЦитироватьЦитироватьА если ее нет?
Тем более - "транспортная система"
А если её нет, и даже не предвидится - значит, делать на Луне нечего. Нет смысла тиражировать "Аполлон", да еще десятилетиями.
Вот это - глупость
ЛОС - это не тиражирование Аполлона, а Аполлон - "правильная программа"
Им "надо было" ( :wink: :mrgreen: ) совершенствовать Сатурн-5 и продолжать, а не сворачивать на Шаттлы
ЦитироватьВ общем, программа должна быть нацелена на создание в максимально короткие сроки транспортной системы, удешевляющей доставку грузов и космонавтов к Луне и обратно. Это - первая цель.
Такая транспортная система и есть "40-тонник"
ЦитироватьСоответственно, под неё и должны быть заточены первые автоматы на Луне и около - добыча кислорода из реголита, поиск льда, изучение газовых выделений из недр.
Автоматами? :shock:
Большой вы шутник, однако :mrgreen:
ЦитироватьЦитироватьДля движков такой мощности - не проблема
Тем более, если имеем в виду перспективу на "многоразовые" лэндеры
Ну, может быть... Тем не менее для многоразового лэндера получим вместо, скажем, 10 взлётов-посадок 9.
Ну и хрен ли? :P
Цитировать"Медленные" перевозки вообще, по-моему, ошибка какая-то...
ЦитироватьЭто не ошибка, это закономерное воплощение общих, так скз, правил мировых грузоперевозок :wink: Никто не возит грузы на "Конкорде", если можно по дешёвке отправить поездом или морем :wink:
У "медленной" системы маленькая пропускная способность
Я вообще не понимаю, на что вы расчитываете, в плане "транспортной системы"?
Я могу понять ТФЯРД как "маломногоразовый" транспорт (полетов на пять один реактор), а что-то другое....?
Что?
Вроде обсуждалось - везде свои препоны
О "многоразовости" речи нет, все эти СБ моментально деградируют в поясах Вернова - Ван Аллена... одна миссия - один буксир, вот что реально "где-то как-то"... и то... "когда-нибудь"...
А "экономии" ждать при этом... где экономия-то, откуда?
В пять раз только все дороже становится
Зато "прогрессивнее", да? :wink: :mrgreen:
Зомби. Просто Зомби
ЦитироватьАвтоматами?
Большой вы шутник, однако
Именно что автоматами. Низкоорбитальные спутники, пенетраторы разных калибров, малые луноходы. На первых порах этого хватит, чтобы выбрать место для базы.
ЦитироватьУ "медленной" системы маленькая пропускная способность
Она любая. Зависит только от числа буксиров и массы ПН за одну ходку. Но даже при одном-единственно буксире за год на LLO можно доставить до 40-50 тонн. Кому-то мало?
ЦитироватьЯ вообще не понимаю, на что вы расчитываете, в плане "транспортной системы"?
На лунные ресурсы и реакторы. Кислород из реголита для взлёта-посадки с Луны (топливная пара LOX-LH2, цифирки я приводил) и лунное рабочее тело (хотя бы тот же кислород) для буксиров.
ЦитироватьО "многоразовости" речи нет, все эти СБ моментально деградируют в поясах Вернова - Ван Аллена...
Да никаких СБ. Только реакторы.
ЦитироватьЯ могу понять ТФЯРД как "маломногоразовый" транспорт (полетов на пять один реактор),
В принципе можно и ТФЯРД.
Цитироватьа что-то другое....?
Говорили уже. Тяжёлый буксир, ЭРД с запиткой от реактора.
ЦитироватьА "экономии" ждать при этом... где экономия-то, откуда?
В пять раз только все дороже становится
Дешевле, дешевле. Раза в полтора, а то и больше, до 3-4 - если на буксирах использовать рабочее тело лунного производства (хотя бы кислород).
Эврика!!!
Сейчас возникли очередные сложности с Ангарой.
РД-191 обещают не раньше 2009 года.
В этой ситуации перспективной представляется идея переделать Ангару под РД-180. Тогда вместо Ангары-5 получится Три-Атлас.
Локхид уже считал с теперешним Атлас-5 УРМ и с 120 тонной водородной третьей ступенью 20 тонн на ГПО! 44 тонны на ЛЕО! Но это из Канаверел.
http://ilslaunch.com/missionplanner/pdf/AMPG10_Sec_8.pdf
Вот вам серийная ракета на которой можно и на Луну лететь и которая сейчас нужна военным в Плесецке!!!
ЦитироватьЗомби. Просто Зомби
ЦитироватьАвтоматами?
Большой вы шутник, однако
Именно что автоматами. Низкоорбитальные спутники, пенетраторы разных калибров, малые луноходы. На первых порах этого хватит, чтобы выбрать место для базы.
Каждый из этих "пенетраторов-луноходов" надо еще и разработать
"Практика показывает", что такая "краткосрочная перспектива" займет "целую историческую эпоху", так как разрабатывается как правило "что-то новое" и это всегда отнимает время, если даже и не средства, и немалое притом
В случае построения научной программы "на основе ЛОС" все это будет выглядеть иначе
ЦитироватьЦитироватьУ "медленной" системы маленькая пропускная способность
Она любая. Зависит только от числа буксиров и массы ПН за одну ходку. Но даже при одном-единственно буксире за год на LLO можно доставить до 40-50 тонн. Кому-то мало?
Это оптимальная нагрузка для 40-тонников
Нахрена нужна "еще одна транспортная система", если от нее никакого толка нет
К тому же ее "многоразовость" есть "ба-а-альшой вопрос"
Не говоря о том, что многие грузы не терпят длительной (сравнимой с ГОДОМ по продолжительности) транспортировки
ЦитироватьЦитироватьЯ вообще не понимаю, на что вы расчитываете, в плане "транспортной системы"?
На лунные ресурсы и реакторы. Кислород из реголита для взлёта-посадки с Луны (топливная пара LOX-LH2, цифирки я приводил) и лунное рабочее тело (хотя бы тот же кислород) для буксиров.
И то и другое - "когда еще будет"
А реакторов может и вообще не быть, есть уже принятые ограничения (типа высоты запуска "не ниже....")
ЦитироватьГоворили уже. Тяжёлый буксир, ЭРД с запиткой от реактора.
"Не верю" (С)
На "лунных трассах" далеко не оптимален
Даже для межпланетных полетах можно "выставить сомнения", а уж здесь...
ЦитироватьЦитироватьА "экономии" ждать при этом... где экономия-то, откуда?
В пять раз только все дороже становится
Дешевле, дешевле. Раза в полтора, а то и больше, до 3-4 - если на буксирах использовать рабочее тело лунного производства (хотя бы кислород).
Т.е. - когда на Луне уже будет "базовая инфраструктура"?
Это да
Но это будет "после ЛОС"
Тут уже цитировал Bell (почему не меня, непонятно... :roll: :mrgreen: , я тоже это же самое говорил, причем не раз и давнее :( :mrgreen: ), что чтобы "строить базу" надо тщательно изучить лунную геологию - как "вообще" (типа "общее строение"), так и "в частности" (регионы, местонахождения "ресурсов")
(Вот. Это даже "до них" уже доходит, а мы здесь никак... :roll: :mrgreen: :mrgreen: :mrgreen: )
А для этого уже нужны пилотируемые десанты "с тяжелым геологоразведываетльным оборудованием"
Еще
до базы
До постоянной, в смысле
А вы уже - "лунный кислород, лунный кислород"... :?
Цитироватьserb
ЦитироватьПро краткосрочную перспективу и речь. Предположим, этот "краткий срок" - 6 миссий по типу Аполло плюс,
А на кой леший нам миссии по типу Аполло?! "Нам кузнец не нужен!"
Чур меня, чур!
Никаких аполлоноподобных миссий, только не это.
ПРичем здесь Аполлон?
Потому речь и идет об "оптимальной ракете" и ЛОС, что это "совсем не Аполлон"
Еще раз об оптимальной ракете:
ЦБ - "полуторазенит" = керосиновый протон
Плюс четыре боковых блока, на однокамерный двигатель
Притом ЦБ, аналогично Зениту, может "идти в серию" как самостоятельный носитель, замена Протону ("экология") и Ангаре-5 (чтобы угодить Старому :mrgreen: )
А при "навеске на него" таких небольших боковух он сильно не подорожает
Где тут аполлонистость?
Это СЕРИЙНЫЙ носитель, и работа с ЛОС будет идти "по типу Салютов/Мира/МКС", а не "по типу Аполлона"
ЦитироватьВ самом, самом крайнем случае - одна-две максимум, если это будет необходимо для выбора места лунной базы.
Ну, блин, просто смех сквозь слезы.... :?
Щаззз, запустим туда "автомат" на 20 кГ, и "сразу всё будет"
Он, как у Стругацких, "саморазвернется" (как "механозародыш" - а что, "офигенная" идея, давайте "делать ставку" на механозародыши :mrgreen: , чего уж там :twisted: ) непосредственно в Большую Базу Со Всеми Удобствами, Бассейном, Сауной и Стриптиз-баром впридачу
PS.
Злорадно:
"и эти люди говорят о гелиевом термояде"???
:mrgreen:
Зомби. Просто Зомби
ЦитироватьНе говоря о том, что многие грузы не терпят длительной (сравнимой с ГОДОМ по продолжительности) транспортировки
Единицы месяцев.
ЦитироватьА реакторов может и вообще не быть,
Двадцать раз говорено - будут и не могут не быть. Военные хотят.
Цитироватьесть уже принятые ограничения (типа высоты запуска "не ниже....")
Некритично.
Цитировать"Не верю" (С)
На "лунных трассах" далеко не оптимален
Прикидывали уже. Получается меньше, чем хотелось бы, но минимум в полтора раза снижает ПН, которую необходимо выводить на LEO.
И это еще лунные ресурсы не учитывали.ЦитироватьЭто СЕРИЙНЫЙ носител
Если носитель только под Луну, причём для полёта по "прямой" схеме - это "Аполлон", как его ни камуфлируй.
ЦитироватьЕще раз об оптимальной ракете:
ЦБ - "полуторазенит" = керосиновый протон
А на кой нам еще один "Протон"?
"Не умножай сущности без необходимости" (с) дедушка Оккам
Если ЦБ - "Протон", так и ставьте туда "Протон" :wink: Если это технически возможно, разумеется.
ЦитироватьНу, блин, просто смех сквозь слезы....
Щаззз, запустим туда "автомат" на 20 кГ, и "сразу всё будет"
Какие, нахрен, 20 кг?!
1-2 - это пилотируемые для выбора места, хотя лучше бы обойтись без них.
А так начальная фаза, для выбора места - ИМХО, тут вполне подойдёт предложение Лавки, озвученное на последних королёвских. Десяток окололунных спутников разного назначеня (порядка 100 кг каждый, запускаются "Рокотом"), несколько потяжелее, с разнокалиберными пенетраторами, а также несколько зондов, осуществляющих полужёсткую посадку, может быть - мини-луноходы (это всё под "Днепр"), и еще несколько более тяжёлых спутников, лунные станции и луноходы - на "Союзах". Со всем этим добром выбираем место.
Зомби. Просто Зомби
ЦитироватьКаждый из этих "пенетраторов-луноходов" надо еще и разработать
Пенетраторы у Лавки от "Марса-96", вода ему пухом, остались.
А луноходы разрабатывать придётся при любом раскладе. Впрочем, пенетраторы тоже пришлось бы.
ЦитироватьЦитироватьЭто СЕРИЙНЫЙ носител
Если носитель только под Луну, причём для полёта по "прямой" схеме - это "Аполлон", как его ни камуфлируй.
Нет
И носитель - не только под Луну, и не Аполлон это вовсе
ЦитироватьЦитироватьЕще раз об оптимальной ракете:
ЦБ - "полуторазенит" = керосиновый протон
А на кой нам еще один "Протон"?
Ну дык "эколо-о-огия" :roll: :mrgreen:
(PS.
А зачем нам Ангара, даже если она "пять"? :mrgreen: )
Цитировать"Не умножай сущности без необходимости" (с) дедушка Оккам
Если ЦБ - "Протон", так и ставьте туда "Протон" :wink: Если это технически возможно, разумеется.
Невозможно, разумется :mrgreen:
ЦитироватьЦитироватьНу, блин, просто смех сквозь слезы....
Щаззз, запустим туда "автомат" на 20 кГ, и "сразу всё будет"
Какие, нахрен, 20 кг?!
1-2 - это пилотируемые для выбора места, хотя лучше бы обойтись без них.
А так начальная фаза, для выбора места - ИМХО, тут вполне подойдёт предложение Лавки, озвученное на последних королёвских. Десяток окололунных спутников разного назначеня (порядка 100 кг каждый, запускаются "Рокотом"), несколько потяжелее, с разнокалиберными пенетраторами, а также несколько зондов, осуществляющих полужёсткую посадку, может быть - мини-луноходы (это всё под "Днепр"), и еще несколько более тяжёлых спутников, лунные станции и луноходы - на "Союзах". Со всем этим добром выбираем место.
Ну дык исчо можно с'економить - ваще ничего не пускать
Просто ткнул пальцем в глобус - вот тебе и место
Не хуже выйдет, чем с этими "разведчиками"
Насичёт лендера (опоздал слегка): почему многоразовый, но именно необслуживаемый двигатель?
Если сделать модульную конструкцию, позволяющую достаточно просто разбирать двигло на запчасти (Сопловой насадок, камера, тна), можно будет наиболее ответственные детали время от времени слимать с лендера и возить на Землю (как вариант - на МКС (вовнутрь, при наличии необходимой контрольной аппаратуры)).
Какие, навскидну, должны быть параметры (масса, размер) двигла для 5-10-тонного лендера?
Есть водородники, как наши, так и амеровские, нужной тягой и массой в пределах, ЕМНИП, чуть не 100 кг. Для нормальной тяговооружённости и надёжности, видимо, нужно ставить два или три движка.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЭто СЕРИЙНЫЙ носител
Если носитель только под Луну, причём для полёта по "прямой" схеме - это "Аполлон", как его ни камуфлируй.
Нет
И носитель - не только под Луну, и не Аполлон это вовсе
И "носитель"-то, всего-то - "Зенит с боковухами" (С) Bell
Ну не Зенит, "полуторазенит"...
А нето можно и "Зенитом" обойтись...
Нужен нам "отечественный Зенит", или нет?
Ну делать изначально пятигоршковым, ну применить на нем все способы оптимизации и повышения ПН, включая довыведение...
Ну обвешать потом боковухами...
Не.
Тут явно что-то "смысловое"
И Ангара и Клипер - "это "ж-ж-ж" неспроста
Сдается мне, что ряд видов "техники" просто "запрещен" каким-то образом... каким-нить "постановлением"... неоткрытым...
Так и видится, что "кто-то где-то "определил"" - "вся активность в пределах 8-10 пусков Протона в год и сколько-то там - Союза"
А вся остальная "деятельность" (Ангара с Клипером) - чистый фальсификат, либо должна приводить к обязательному усложнению и удорожанию работы
Чтобы затруднить
И никаких новых ракет или кораблей для новых диапазонов
Даже 20-тонный гидразиновый космический РБ с функциями буксира - и тот, наверное, "под запретом"...
ЦитироватьЗомби. Просто Зомби
ЦитироватьА реакторов может и вообще не быть,
Двадцать раз говорено - будут и не могут не быть. Военные хотят.
Военные и Буран хотели...
Вот ставят "свое" поперек паровоза, а потом еще сами же и в крик: ах какая непродуктивная и неинтересная у вас космонавтика выходит
Так дайте ей самой, космонавтике, хоть чуть подышать, хоть на 10% развиваться исходя из СОБСТВЕННЫХ интересов и задач, из естественной последовательности "решения проблем", из внутренних интересов "освоения космоса", а не перебивайте ПОСТОЯННО песню внешними заказами, которые постоянно же неподтверждаются и не оплачиваются, военными ли, политическими ли, или еще какими
Совсем ведь в гроб загнали идею-то изначальную...
ЦитироватьTo SpaceR:
Речь, в основном, о том, что для лунной программы крайне желательно использовать технику, которая была бы полезна не только для неё. Для 40-тонной ракеты шансы найти "нелунную" ПН повыше, для 30-тонной - еще выше. Значит, ракет клепается больше, себестоимость ниже, и сама лунная программа дешевле выйдет. И разработку пробить легче. А с 55-тонной и тем более 100-тонной - проблемы будут. Т.к., по сути, они заточены только под Луну. Что на данный момент и в нашей стране есть сильно не гут.
ИМХО, отечественная лунная программа имеет шансы быть лишь в том случае, если всё (или почти всё) то же, что планируют американцы, мы сможем сделать примерно в те же сроки, но минимум вдесятеро дешевле.
В идеале вообще хорошо бы хоть для начальной фазы обойтись одними существующими носителями...
В целом у меня та же позиция (если с позиций здорового прагматизма), однако:
1. Сейчас ПН нет ни под 55-тонную РН, ни под 40-тонную. И если, к примеру, по стоимости
разработки+первых 10-20 пусков оба эти варианта окажутся одинаковы - то какой лучше? Причём тут важно учесть, что ОДНА лунная экспедиция (с высадкой на поверхность), состоящая из - а) доставки на ОЛО (LLO) "Союза-Л" с экипажем 3 ч-ка; б) доставки на ОЛО лэндера на 2х человек - ПОТРЕБУЕТ ПУСКОВ:
1) "Союза-Л" (~10-11 т) на НОО - РН "Союз-2-3". Возможно, ужимаясь в весе и сбросив БО на ОЛО (но раньше не стоит - причину хорошо высказал avmich: "Профессионалам для эффективной работы требуется безопасность и комфорт"), для запуска хватит и "Союза-2".
2) РБ для его доставки на ОЛО - РН "Ангара-5" или "Протон-М"
3) Лэндера (14-15 т). И здесь - или
один пуск на "55-тонной", либо
два пуска на меньших РН в разных вариантах, из которых самым дешёвым, видимо, являются
две "Ангары-5" (конечно, если она будет ;)). При этом всё же предполагаю целесообразным весь лэндер запускать
целиком, а стыковку с РБ делать на НОО.
Естественно, РБ нужны водородные, причем на "55-т" будет проще: время нахождения на НОО минимально, возможно даже обойтись без внешней теплоизоляции и прочих заморочек с перегревом. И само собой, одна РН не потребует кучи микро-жрд и прочего оборудования, необходимого для надежной стыковки.
Касательно использования малотяговых РБ - у меня сомнения в возможности доведения их надежности и эффективности (с учетом в т.ч. и цены) до допустимого уровня к нужному сроку. Их время несомненно придёт, но позднее. Водородные же технологии будут востребованы для обычных (не лунных) запусков неизбежно, и чем раньше, тем лучше.
ТАКИМ ОБРАЗОМ на первом этапе вроде бы можно обойтись почти существующими РН, сделав к ним водородные РБ. Но это, на мой взгляд, достаточно бедный уровень, достойный только миссий "флаговтыка" и первоначальной разведки. Для
ОСВОЕНИЯ же Луны нужен достаточно стабильный и рациональный по затратам грузопоток, и в этом плане, на мой взгляд, может не хватить уже пропускной способности стартовых площадок "Ангары" и "Байтерека". Когда же потребуется забрасывать к Луне корабль покрупнее "Союза" - "Клипер" или его замена по количеству экипажа (лунный туризм тоже не стоит сбрасывать со счетов) - то здесь потребности в новых РБ ещё сильнее возрастут. Опять же, для доставки РБ для "Клипера" или другого КК аналогичной массы хватает всего одного пуска "55-т" РН. И она же при использовании подобной (2хпусковой) схемы позволит запускать лэндер увеличенной вместимости (3-4 человека или более крупный поверхностный модуль).
То есть ракета делается на долгосрочную перспективу и параллельно развиваются возможности использования её для других задач (создаются ПН) - например, двойной запуск на ГСО или ПГСО и т.п. Имхо имея РН с меньшей, чем у других стран, стоимостью на каждый кг полезного груза, ей можно будет найти ПН без особого труда.
Естественно, это потребует заметного увеличения космического бюджета и возможно только при стабильном росте ВВП, это для лунной программы любого масштаба условие необходимое. Но всё равно развитие лунной программы я считаю задачей нужной, независимо от целесообразности добычи гелия-3.
А если ещё сравнить предлагаемую "55-т" РН с другими по количеству двигателей (самым дорогим элементом РН) и общим затратам по обеспечению каждого пуска, то стоимость запуска большой РН может оказаться вообще очень близкой к той же "Ангаре".
Так что ещё неизвестно, оправдает ли себя "дешевизна" меньших носителей...
2. Ну а касательно "вдесятеро дешевле" - это, к сожалению, нереально... Вчетверо и более - ещё возможно... хотя эти предположения всего лишь "на пальцах".
1. Автоматы.
Без людей обеспечить развертывание даже самой минимальной лунной базы не удастся. Роботы, автоматы, агрегаты и установки неизбежно будут выходить из строя либо вести себя не так, как предполагалось. На то есть куча неучтенных факторов, которые конструкторы при проектировании либо недооценят, либо не
будут знать о них вообще. А починить автоматы, да хотя бы разобраться в чём причина поломки БЕЗ ЛЮДЕЙ - НЕВОЗМОЖНО.
2. Лунное топливо.
Для того, чтобы начать добычу лунного топлива (хотя бы кислорода) нужно во-первых решить большое количество технических проблем (часть из них - см. п.1), а во-вторых - доставить на поверхность, привести в действие и отладить довольно большой и по
Массе, и по
Стоимости КОМПЛЕКС оборудования, да ещё обеспечить ему достаточный по годовому объёму выход продукции (сжиженного кислорода) для транспортных и прочих нужд (пусть даже без прочих ;)). Разработка такого комплекса потребует немало средств (и времени), его доставка на Луну и запуск - по-видимому, ещё больше.
Так вот - А НА ЧЁМ ДОСТАВЛЯТЬ? Сколько потребуется пусков? И насколько новая система окажется дешевле и эффективнее уже налаженной и отработанной в этом немалом количестве пусков? Рискну предположить, что окупится она ой как не скоро, а денег потребует сразу, и много. При ограничении бюджета лунной программы эти средства будут отняты у развития научных и других прикладных направлений работ на Луне. Вывод - с этим немного повременить (уточняю - не отложить на неопределенное "потом", а именно не торопиться с самого первого шага по Луне). В любом случае транспортная система на тот момент уже будет создана и даже отработана.
Само собой, базу нужно выбирать с прицелом под разработку впоследствии лунных ресрсов, в особенности воды, но
Цитироватьпилотируемые десанты "с тяжелым геологоразведываетльным оборудованием"
считаю затеей чрезмерно дорогой и не нужной. Выбор места для базы нужно сделать
автоматами ещё до первой пилотируемой посадки. А в течение 1-2 миссий лишь уточнить это место в окрестности зоны высадки.
3. Электробуксиры и ЯРД(и ЯЭУ).
ЯРД либо ЯЭУ для ЭРДов, я думаю, с самого начала делать нельзя - это отъест существенную долю средств, выделяемых на программу. Это если не считать кучи нерешенных пока проблем не только технического, но и экологического и радиационно-безопасного характера. Значит, всё-таки СБ, и причём поначалу несомненно одноразовый, предельно дешевый и не требующий времени и топлива на обратный рейс. НО - ТОЛЬКО как последующая ЗАМЕНА системы
первого этапа, использующей ступени с ЖРД. Поскольку время их создания и отработки будет несравнимо меньше, да и затраты тоже. Время перелёта 6-12 месяцев, первые полеты - экспериментальные, с относительно "дешевыми" грузами.
И, кстати:
ЦитироватьПолучается меньше, чем хотелось бы, но минимум в полтора раза снижает ПН, которую необходимо выводить на LEO
- А Вы стоимость
самого буксира учли? А стоимость его разработки и лётных испытаний?
4. ЛОС.
На первом этапе разворачивания лунной базы без неё вполне можно обойтись. Первые посадки - непродолжительно, на двухместном лэндере (один космонавт ждёт на орбите в "Союзе-Л"), последующие возможно на усовершенствованном (в плане упрощения) трёхместном. При этом предшествующая отработка "Лунного Союза" позволит это делать с минимумом риска. Первые 1-2 миссии с посадкой можно ограничить разведкой на местности, замерами и пробами грунта, в каждую последующую доставлять к базе минимум по одному модулю для сборки.
ЦитироватьВ общем, программа должна быть нацелена на создание в максимально короткие сроки транспортной системы, удешевляющей доставку грузов и космонавтов к Луне и обратно. Это - первая цель.
Соответственно, под неё и должны быть заточены первые автоматы на Луне и около - добыча кислорода из реголита, поиск льда, изучение газовых выделений из недр.
Нет, первой целью должно стать изучение условий жизни и работы на поверхности Луны, разведка и планирование расширения базы и создания более-менее автономной инфраструктуры, а также "обратная связь" с разработчиками техники, которая должна помочь это обеспечить. Само собой, изучение возможностей добычи компонентов из местных ресурсов, но - по ходу, а не как самоцель. В обшем-то именно здесь будет выполняться преобладающая часть науки, на ЛОС - только то, что невозможно или дорого сделать на базе либо непосредственно на борту "Союза-Л" (в бытовом отсеке).
Реальный смысл в лунной ОС появится уже при организации полетов на ОЛО шестиместных КК (в том числе с туристами) и "медленных" буксиров , однако держать там экипаж постоянно я считаю нецелесообразным. Возможно, где-то через -надцать лет, когда грузопоток возрастет, а лэндер придет время сделать многоразовым...
ЦитироватьРеальный смысл в лунной ОС появится уже при организации полетов на ОЛО шестиместных КК (в том числе с туристами) и "медленных" буксиров , однако держать там экипаж постоянно я считаю нецелесообразным. Возможно, где-то через -надцать лет, когда грузопоток возрастет, а лэндер придет время сделать многоразовым...
<поток сознания ON>
А если сделать лендер полумногоразовым? Скажем, кабину и шасси оставлять на LLO, а ДУ и баки с топливом привозить с Земли новые, для каждого спуска-подъема.
Вот еще дурацкий вопрос: можно ли для торможения перед посадкой на Луну использовать ТТУ, и сколько по времени можно хранить ТТУ в космических условиях, и можно ли их вообще возить на орбиту или у ТТУ весовое совершенство никуда не годится?
А то такой лендер можно стделать - скажем на траектории спуска тормозить на ТТУ, на некоторой высоте их отстреливать и садиться на взлетном ЖРД.
Приемущества - модульность и возможность возить новые двигатели небольшими партиями или одним большим контейнером отдельно от людей.
Тогда на LLO понадобится ЛОС для хранения лендера и запчастей и корректировки орбиты. Хотя пустой лендер и сам может орбиту корректировать без ЛОС/ за ЛОС.
<поток сознания OFF> :D
ЦитироватьЦитироватьРеальный смысл в лунной ОС появится уже при организации полетов на ОЛО шестиместных КК (в том числе с туристами) и "медленных" буксиров , однако держать там экипаж постоянно я считаю нецелесообразным. Возможно, где-то через -надцать лет, когда грузопоток возрастет, а лэндер придет время сделать многоразовым...
<поток сознания ON>...<поток сознания OFF> :D
Да уж...
To SpaceR:
Вам надо 20 тонн к Луну - Три-Атлас - три РД-180, 120 тонн водородная ступень. Из Байконура - 18 тонн к Луне. 18 тонн вполне достаточно - ЛК летит по длинной траектории, тогда ему меньше топлива надо для выхода на ЛЛО (здесь на форуме Суворов об этом говорил).
Сравните "Грозу" и Три-Атлас. "Гроза" в два раза дороже будет. Ну к Луне она, наверно, может 23 тонн вывести.
Так в два раза ж дороже! И 23 тонны не надо.
ЦитироватьTo SpaceR:
Вам надо 20 тонн к Луну - Три-Атлас - три РД-180, 120 тонн водородная ступень. Из Байконура - 18 тонн к Луне. 18 тонн вполне достаточно - ЛК летит по длинной траектории, тогда ему меньше топлива надо для выхода на ЛЛО (здесь на форуме Суворов об этом говорил).
Сравните "Грозу" и Три-Атлас. "Гроза" в два раза дороже будет. Ну к Луне она, наверно, может 23 тонн вывести.
Так в два раза ж дороже! И 23 тонны не надо.
КАК РАЗ ХОТЕЛ УСЛЫШАТЬ ПОДОБНЫЙ ВОПРОС :)
Егор, будьте добры, приведите аргументы того, что эта "Гроза"-"полуЭнергия" будет в 2 раза дороже. Как я понял, на форуме подобное же мнение у немалого числа людей.
Касательно облика Вашей РН - это у неё 3 боковых блока симметрично вокруг водородного 120-т центра? Я верно Вас понял?
И, если можно, дайте пожалуйста ссылку на высказывание Суворова.
ЦитироватьВообще-то, чтобы говорить о добыче внеземных ресурсов (вполне возможно и лунных, хотя и не обязательно) предварительно нужно решить несколько проблем:
1) Создание эффективной транспортной системы (чтобы не получилось как в поговорке: за морем телушка полушка, да рупь перевоз)
2) Энергетика для добывающих комплексов.
3) Высокопроизводительные системы добычи (робототехника)
4) Обеспечение условий работы для обычных специалистов в конкретных направлениях, а не только для "экстремалов широкого профиля".
А вместо этого под флагом освоения Луны предлагается что-то в стиле а-ля МКС.
Это к ресурсам имеет такое же отношение, как современные полеты на ОС к созданию орбитальной индустрии – что-то около, но до результатов далеко.
А если ничего не делать, до результатов всегда будет далеко. Конкретный прогресс в каком-либо направлении происходит только после приложения определенных усилий... хотя бы в теоретическом плане. Но за прошедшие годы более 99% теоретических, то есть доступных _без практического опыта_ усилий уже было сделано. Пришло время практике.
И как раз по 1-му пункту мы тут и обсуждаем...
Но я, естественно, не считаю, что предлагаемая система (за исключением РН) являемся основной на много лет, рейсов и перевезенных сотен тонн. Однако она, на мой взгляд, соответствует оптимуму по надёжности и стоимости для первого этапа, когда и нужно поставить основу базы и накопить опыт, НЕОБХОДИМЫЙ для создания
по настоящему эффективной транспортной системы.
И ещё. Слишком уж дорого обходятся полеты на Луну, чтобы говорить о обычных специалистах. Нужны будут именно высококлассные тренированные "профи" со способностями широкого профиля - по крайней мере, в плане ремонта. Но условия действительно должны быть достаточными для эффективной работы, это верно.
ЦитироватьЦитироватьТяга 1.5 - не много? Сколько "же" под конец работы ступени получится?
В самый раз! Кстати, у Зенита более 1,6.
Зенит - беспилотник. Ему можно :)
ЦитироватьЕсли для Луны - БО надо постараться вообще выкинуть. Лишняя масса для полёта длительностью несколько суток. У первоначального лунного "Союза" недаром его не было.
А если взять тонкостеночный (м.б. даже надувной) - чтобы было где руками-ногами помахать, а не сидеть, как в чемодане?
Цитироватьещё кучу новых технологий для использования с ним, начиная от многоразового необслуживаемого ЖРД и заканчивая многоразовыми посадочными амортизаторами и специальными системами для доставки и перекачки в его баки больших объёмов топлива. Всё это потянет громадную кучу деньгов и многих лет работы НИИ и испытательных стендов.
По всему посадочному можно вертолётчиков напрячь.
А зачем топливо переливать? Привозить прямо в готовых к использованию баках и прицеплять, а пустые выкидывать
ЦитироватьВы попробуйте сами оценить стоимость создания НОВОГО стартового комплекса и освоения в производстве изделий НОВОГО диаметра, да ещё приплюсуйте сюда создание НОВЫХ средств транспортировки крупногабаритных изделий...
Ну если под каждую РН строить свои СК (притом несколько) - то да, никаких денег не хватит. Надо универсализировать.
А непосредственно стартовый стол с крепежом ракеты сделать отдельным от стульчака с газоотводом
А вот сложностей в создании металлической бочки нужного диаметра - не понимаю.
ЦитироватьА нести постоянные вахты на ЛОС, фотографируя кратеры и амовскую активность - нафинг надо? что это даст для ПК принципиально нового по сравнению с околоземными ОС?
Это даст возможность непосредственно рулить всякими луноходами (притом даже "ходами" в прямом смысле, т.е. телеуправляемыми андроидами)
ЦитироватьНасчет "гораздо" - это тут еще не все так уж однозначно, но дешевле
Еще дешевле - вообще ничего не делать
Что скорее всего и будет
А если умереть - вообще никаких расходов....
ЦитироватьВ любом случае, надо полагать, это проще, чем полностью новая ракета.
Переделывать старое дороже и неоптимальней, чем сделать новое...
ЦитироватьЦитироватьTo SpaceR:
Вам надо 20 тонн к Луну - Три-Атлас - три РД-180, 120 тонн водородная ступень. Из Байконура - 18 тонн к Луне. 18 тонн вполне достаточно - ЛК летит по длинной траектории, тогда ему меньше топлива надо для выхода на ЛЛО (здесь на форуме Суворов об этом говорил).
Сравните "Грозу" и Три-Атлас. "Гроза" в два раза дороже будет. Ну к Луне она, наверно, может 23 тонн вывести.
Так в два раза ж дороже! И 23 тонны не надо.
КАК РАЗ ХОТЕЛ УСЛЫШАТЬ ПОДОБНЫЙ ВОПРОС :)
Егор, будьте добры, приведите аргументы того, что эта "Гроза"-"полуЭнергия" будет в 2 раза дороже. Как я понял, на форуме подобное же мнение у немалого числа людей.
Касательно облика Вашей РН - это у неё 3 боковых блока симметрично вокруг водородного 120-т центра? Я верно Вас понял?
И, если можно, дайте пожалуйста ссылку на высказывание Суворова.
Три УРМ в ряд и сверху третья ступень на водороде:
20 тонн на ГПО. 44 тонны на ЛЕО. Но это из Канаверел.
Вот здесь можно посмотреть:
http://ilslaunch.com/missionplanner/pdf/AMPG10_Sec_8.pdf
Первая ступень:
Гроза: Два РД-170
ТриАтлас: Два РД-180
Ступень почти в два раза дешевле, скажем в 1.5
Вторая ступень:
Гроза: Два РД-0120
ТриАтлас: Один РД-180
Ступень в два-три раза дешевле, скажем в 2.5
Третья ступень (разгонник к Луне):
Гроза: Один-Два РД-0146
ТриАтлас: Четыре РД-0146
Стоимость ступени незначительна в стоимости всей РН
Fakir:
ЦитироватьЧто за фигня? На МКС лежат скафандры (и на "Мире" лежали, и на "Салютах", ЕМНИП), и обходились как-то, представьте, без биометрических паспортов!
Если серьёзно, то на Луне будут проблемы. Это в невесомости хорошо - можно влезть в стандартный скафандр, подогнать его по размеру и выйти за борт поболтаться часов на 6. Космонавты во время ВКД работают в-основном руками, больше - кистями, при этом истирают пальцы в кровь. После - день-два отдыха. Другое дело - прыгать по Луне. Динамические нагрузки будут на всё тело и несравнимо бОльшие, устройства для подгонки размера могут расслабиться, что, при неблагоприятном стечении обстоятельств, грозит, например, отрывом конечностей.
Возможны какие-нибудь синтетические решения: основа скафандра на пресловутой ЛОС (2-3 размера), а "руки-ноги" берутся с собой.
ЦитироватьТри УРМ в ряд и сверху третья ступень на водороде:
20 тонн на ГПО. 44 тонны на ЛЕО. Но это из Канаверел.
Первая ступень:
Гроза: Два РД-170
ТриАтлас: Два РД-180
Ступень почти в два раза дешевле, скажем в 1.5
Вторая ступень:
Гроза: Два РД-0120
ТриАтлас: Один РД-180
Ступень в два-три раза дешевле, скажем в 2.5
Третья ступень (разгонник к Луне):
Гроза: Один-Два РД-0146
ТриАтлас: Четыре РД-0146
Стоимость ступени незначительна в стоимости всей РН
Нет, речь как раз идёт о лунной программе, независимой от американской, пуски - только из Байконура или из России, если это окажется дешевле.
По 1й ступени: зависимость стоимости двигателя от его тяги нелинейна, в целом при серийном производстве цифра действительно будет близка к 1,5 , или чуть меньше. Но на начальном этапе новые ступени (под РД-180) будут дороже, и если гипотетически предположить использование 1й ступени "Зенита", то цена примерно 1:1 будет, или даже под 180й подороже.
По 2й ступени: на первое время да, позднее себестоимость водородной ступени упадёт, и разница будет менее чем вдвое.
По 3й ступени: как раз неверно. Ступень новая, водородная, и её стоимость имхо будет очень близка к стоимости блока на РД-180. А то и дороже. Но у Вас ступень вдвое тяжелее, цена, соответственно, выше раза в полтора.
Так что предполагаю разница в стоимости
РН будет процентов 30-40. А если учесть общие затраты на обеспечение пуска, то не более 20-25%. Но - это всё навскидку.
Теперь энергетика. Как я понял, такой ТриАтлас с Байконура потянет не более 40 т (тот самый 40-тонник ;)), а возможно и чуть меньше, если предпольжить немного меньшее, чем у Атласа, массовое совершенство баковой части. На траекторию к Луне, видимо, не более 14 т (надобудет посчитать попозже), то есть примерно в полтора раза меньше, чем у 55тонника (20т). Такая масса избыточна для запуска лунного "Союза", но недостаточна для запуска одного лэндера либо более крупного пяти-шестиместного КК (Клипер, ТКС, иже с ними).
Стало быть, ...
ЦитироватьЦитироватьРеальный смысл в лунной ОС появится уже при организации полетов на ОЛО шестиместных КК (в том числе с туристами) и "медленных" буксиров , однако держать там экипаж постоянно я считаю нецелесообразным. Возможно, где-то через -надцать лет, когда грузопоток возрастет, а лэндер придет время сделать многоразовым...
<поток сознания ON>
А если сделать лендер полумногоразовым? Скажем, кабину и шасси оставлять на LLO, а ДУ и баки с топливом привозить с Земли новые, для каждого спуска-подъема.
Вот еще дурацкий вопрос: можно ли для торможения перед посадкой на Луну использовать ТТУ, и сколько по времени можно хранить ТТУ в космических условиях, и можно ли их вообще возить на орбиту или у ТТУ весовое совершенство никуда не годится?
А то такой лендер можно стделать - скажем на траектории спуска тормозить на ТТУ, на некоторой высоте их отстреливать и садиться на взлетном ЖРД.
Приемущества - модульность и возможность возить новые двигатели небольшими партиями или одним большим контейнером отдельно от людей.
Тогда на LLO понадобится ЛОС для хранения лендера и запчастей и корректировки орбиты. Хотя пустой лендер и сам может орбиту корректировать без ЛОС/ за ЛОС.
<поток сознания OFF> :D
Ду и баки с топливом - самая дорогая часть лэндера, делать
такую полумногоразовость имхо будет дороже чем вообще без нее. Да и как это всё монтировать на орбите? Задача решаема, но она сложнее чем дозаправка жидким топливом.
А вот "дурацкий" ответ: сходите на сайт Марка Вэйда, сравните удельный импульс и массу конструкции у разных РДТТ и разных ЖРД и не заморачивайтесь больше такими вопросами. (РДТТ бывает полезен, когда нужна кратковременно большая тяга, либо из соображений простоты для разовых микроимпульсов).
Лэндер и так предлагается возить отдельно от людей. В конструкции эффективнее использовать
минимум отдельных элементов. А заморачиваться со "снопами" свежепривезенных РДТТ, да и вообще с операциями монтажа применительно к транспортным средствам - это отвлекать время и силы от более важных задач.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьТяга 1.5 - не много? Сколько "же" под конец работы ступени получится?
В самый раз! Кстати, у Зенита более 1,6.
Зенит - беспилотник. Ему можно :).
Зенит -
НЕ БЕСПИЛОТНИК. Он с самого начала проектировался под пилотируемые пуски. И режим тяги с тех пор сохранился - не более 4g.
ЦитироватьЦитироватьЕсли для Луны - БО надо постараться вообще выкинуть. Лишняя масса для полёта длительностью несколько суток. У первоначального лунного "Союза" недаром его не было.
А если взять тонкостеночный (м.б. даже надувной) - чтобы было где руками-ногами помахать, а не сидеть, как в чемодане?
Тонкостеночный - как раз то, что уже сделано на "Союзе". Если делать ещё тоньше, сплющит или поломает колебаниями при выведении. Ну, возможно, килограмм 100 ещё наскрести удастся...
А надувные - это отдельная песня... Во-первых, те же самые нагрузки и колебания на активных участках. Во-вторых, риск разгерметизации (по несколькм причинам), косм. радиация и прочие бытовые неудобства. В третьих, так можно сэкономить имхо не более полутонны, ну пусть даже половину массы БО - 600-650кг. Оно того стоит? И потом - а как таким пузырём стыковаться? Раздавит нафиг :D.[/quote]
ЦитироватьЦитироватьещё кучу новых технологий для использования с ним, начиная от многоразового необслуживаемого ЖРД и заканчивая многоразовыми посадочными амортизаторами и специальными системами для доставки и перекачки в его баки больших объёмов топлива. Всё это потянет громадную кучу деньгов и многих лет работы НИИ и испытательных стендов.
По всему посадочному можно вертолётчиков напрячь.
А зачем топливо переливать? Привозить прямо в готовых к использованию баках и прицеплять, а пустые выкидывать[/quote]
При чём тут вертолётчики? У них посадка в атмосфере, после зависания, на устойчивой от вращения конструкции, на вертолётное шасси - совсем другая специфика.
А топливо имхо переливать всё же проще и рациональнее, чем заморачиваться с перецепкой массивных баков и контролем герметичности трубопроводов - это вам не заводской цех. Да и по массе у перелива выигрыш получится.
ЦитироватьЦитироватьВы попробуйте сами оценить стоимость создания НОВОГО стартового комплекса и освоения в производстве изделий НОВОГО диаметра, да ещё приплюсуйте сюда создание НОВЫХ средств транспортировки крупногабаритных изделий...
Ну если под каждую РН строить свои СК (притом несколько) - то да, никаких денег не хватит. Надо универсализировать.
А непосредственно стартовый стол с крепежом ракеты сделать отдельным от стульчака с газоотводом
А вот сложностей в создании металлической бочки нужного диаметра - не понимаю.
Да, доля истины в таком подходе явно есть, и немалая. Но в любом случае такой СК нужно будет СОЗДАТЬ, затратив немало времени и средств.
А по "бочке" - речь не в сложностях создания, а в
стоимости организации производства.ЦитироватьЦитироватьА нести постоянные вахты на ЛОС, фотографируя кратеры и амовскую активность - нафинг надо? что это даст для ПК принципиально нового по сравнению с околоземными ОС?
Это даст возможность непосредственно рулить всякими луноходами (притом даже "ходами" в прямом смысле, т.е. телеуправляемыми андроидами)
Необходимости в скоростном "рулении" (да ещё и -ходами) не вижу - мы же не турнир в Мехкоммандера устраиваем. Нужно просто делать технику малочувствительной к задержкам 2,5-3 сек и управлять с Земли (уже говорил выше).
ЦитироватьЦитироватьВ любом случае, надо полагать, это проще, чем полностью новая ракета.
Переделывать старое дороже и неоптимальней, чем сделать новое...
Бывает. Смотря как делать новое и смотря насколько не подходит новым условиям старое. Посмотрите к примеру на американцев - как они делали Атлас 5 и Дельту 4, а теперь делают лунные РН...
Главные выигрыши переделок - экономия средств и увеличение надёжности.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьА нести постоянные вахты на ЛОС, фотографируя кратеры и амовскую активность - нафинг надо? что это даст для ПК принципиально нового по сравнению с околоземными ОС?
Это даст возможность непосредственно рулить всякими луноходами (притом даже "ходами" в прямом смысле, т.е. телеуправляемыми андроидами)
Необходимости в скоростном "рулении" (да ещё и -ходами) не вижу - мы же не турнир в Мехкоммандера устраиваем. Нужно просто делать технику малочувствительной к задержкам 2,5-3 сек и управлять с Земли (уже говорил выше).
Ну, "не вижу" - это что-то глубоко личное
Попробуйте что-нибудь "завинтить-отвинтить" с задержкой обратной связи в 1.5 - 3 секунды
ЦитироватьНу, "не вижу" - это что-то глубоко личное
Попробуйте что-нибудь "завинтить-отвинтить" с задержкой обратной связи в 1.5 - 3 секунды
Да нет, ничего в этом личного, разве что личное понимание оптимальных решений. А завинтить-отвинтить смогу, может не с первого раза, но для работы с задержкой 2-3с в любом случае переучиваться надо. Это же не своими руками с этой задержкой управлять - перемещения манипуляторов сервоприводами будут достаточно точными. Кроме того, в самых ответственных случаях можно перепоручить это экипажу лунной базы.
ЦитироватьДу и баки с топливом - самая дорогая часть лэндера, делать такую полумногоразовость имхо будет дороже чем вообще без нее. Да и как это всё монтировать на орбите? Задача решаема, но она сложнее чем дозаправка жидким топливом.
Немного не так. Обслуживать двигатели на лунной орбите/поверхности будет очень сложно. Значит придется переодически привозить лендер с Земли. Сколько будет стоить 1 кг на LLO? Предложение состояло в том, чтоб не возить кабину и шасси. Возить только новый двигатель с баками.
ЦитироватьА вот "дурацкий" ответ: сходите на сайт Марка Вэйда, сравните удельный импульс и массу конструкции у разных РДТТ и разных ЖРД и не заморачивайтесь больше такими вопросами. (РДТТ бывает полезен, когда нужна кратковременно большая тяга, либо из соображений простоты для разовых микроимпульсов).
Спасибо. Ссылочку не подскажете?
ЦитироватьЛэндер и так предлагается возить отдельно от людей. В конструкции эффективнее использоватьминимум отдельных элементов. А заморачиваться со "снопами" свежепривезенных РДТТ, да и вообще с операциями монтажа применительно к транспортным средствам - это отвлекать время и силы от более важных задач.
РДТТ отдельно предлагался исключительно из соображений очень длительного времени хранения на орбите и простоты в использования. Если на ЛОС будет манипулятор, то перенос ТТУ из хранилища на лендер не будет очень сложной операцией.
Вы совершенно правы если рассматривать систему с точки зрения одноразовой миссии посещения Луны. Если рассматривать постоянно действующую транспортную систему, то тут становятся важными уже другие параметры.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьА нести постоянные вахты на ЛОС, фотографируя кратеры и амовскую активность - нафинг надо? что это даст для ПК принципиально нового по сравнению с околоземными ОС?
Это даст возможность непосредственно рулить всякими луноходами (притом даже "ходами" в прямом смысле, т.е. телеуправляемыми андроидами)
Необходимости в скоростном "рулении" (да ещё и -ходами) не вижу - мы же не турнир в Мехкоммандера устраиваем. Нужно просто делать технику малочувствительной к задержкам 2,5-3 сек и управлять с Земли (уже говорил выше).
Ну, "не вижу" - это что-то глубоко личное
Попробуйте что-нибудь "завинтить-отвинтить" с задержкой обратной связи в 1.5 - 3 секунды
Можно делать это очень медленно. :lol: За то можно посадить несколько специалистов и отдельно приглашать на "завинчивание" конструкторов изделия. Да и сам манипулятор может работать 24/7, что не возможно на орбите.
ЦитироватьОбслуживать двигатели на лунной орбите/поверхности будет очень сложно. Значит придется переодически привозить лендер с Земли. Сколько будет стоить 1 кг на LLO? Предложение состояло в том, чтоб не возить кабину и шасси. Возить только новый двигатель с баками.
Конечно, доля здравого смысла тут есть. Только что в результате?
___1) Стыковка кабины, как и шасси, с баковой частью тоже не является простой задачей. Соответственно потребуется кроме проведения монтажных работ ещё и разработка конструкции стыков с высокой прочностью соединения и относительно простым и надёжным соединением. Да и вообще проектирование лендера по принципу "лего". А это - и меньшая надежность, и лишний вес...
___2) После состыковки лендера необходимо будет провести кучу тестов работоспособности электрич. и других цепей. Тоже дополнительные цепи, утяжеление, другие заморочки...
___3) Создание многоразового шасси также приведёт к его утяжелению (имхо примерно вдвое). Кроме того, возврат этого утяжеленного шасси на ОЛО тоже потребует дополнительного топлива, для доставки которого нужно увеличивать доставляемую на ОЛО массу, и далее по цепочке... Как по мне, уж лучше сделать многоразовым ВЕСЬ лэндер, и таскать ему только топливо. Но это на втором этапе.
А на первом - наибольшая простота, дешевизна и функциональность.
Ссылка на сайт Марка Вэйда - www.astronavtix.com
ЦитироватьРДТТ отдельно предлагался исключительно из соображений очень длительного времени хранения на орбите и простоты в использования. Если на ЛОС будет манипулятор, то перенос ТТУ из хранилища на лендер не будет очень сложной операцией.
...
Если рассматривать постоянно действующую транспортную систему, то тут становятся важными уже другие параметры.
1)Естественно, не будет. Из моей фразы следует, что речь идёт именно о монтаже. И с его учетом "простота" РДТТ против ЖРД таковой уже не является. Кроме того, РДТТ чувствительны к перепадам температур.
2) По моему имхо
сразу сделать удачно постоянно действующую транспортную систему не удастся - недостаток практического опыта и недостаток средств. Начинать нужно с экономных решений, и постепенно дополнять их более оптимальными - это когда уже система реально заработает и даст практический опыт.
P.S. А вообще лучше подобные вопросы обсуждать всё же в соответствующей теме - по лунному транспорту.
Мне не жалко РДТТ - плохой выбросте :D , но вот только спасательную капсулу Альфа с РДТТ собирались держать на орбите 1,825 дней.
http://www.astronautix.com/craft/alpeboat.htm
ЦитироватьЯ, я любитель старых носителей! :) Владислав, где есть недорого в продаже Н-1? Куплю и в комнате поставлю любоваться :roll: (я на полном серьёзе)
А касательно вашей версии будущего, в котором коллекционеры держат в гаражах 110-метровые РН и время от времени летают на них из ностальгии - я восхищаюсь возможностями вашего воображения, но (эх, жаль... :( ) себе я не могу такого позволить...
Два условия, выполнения любого из которых не хватило Н-1 для успешных рейсов до Луны, я упоминал выше.
А вот и "рояль в кустах", special for SpaceR:
(http://servdepository.web.ur.ru/N1-L3.jpg)
Могу продать, если пожелаете.
ТТХ: масштаб - 1:144
высота - 0,75 м
материал - бумага (ватман)
технология - струйная печать + hand made
ЦитироватьЦитироватьЯ, я любитель старых носителей! :) Владислав, где есть недорого в продаже Н-1? Куплю и в комнате поставлю любоваться :roll: (я на полном серьёзе).
А вот и "рояль в кустах", special for SpaceR:
(http://servdepository.web.ur.ru/N1-L3.jpg)
Могу продать, если пожелаете.
ТТХ: масштаб - 1:144
высота - 0,75 м
материал - бумага (ватман)
технология - струйная печать + hand made
"Да, это от души... достойно восхищения" (с)
Сапасибо, фотка классная (в смысле модель) :), правда я надеялся, что где-то продается набор с пластиковыми деталями для сборки...
А то у меня как раз снова всплыла в голове один из самых (имхо) серьёзных недостатков Н1 - А КАК ЕТО ПЕРЕВОЗИТЬ-ТО ВООБЩЕ? :lol: Чтоб и недорого, и не помять, и в приемлемых габаритах - короче говоря, и модель проявила врождённые пороки Н1... эх. Лунную программу жалко.
8)
Цитировать"Да, это от души... достойно восхищения" (с)
Сапасибо, фотка классная (в смысле модель) , правда я надеялся, что где-то продается набор с пластиковыми деталями для сборки...
Про набор с пластиковыми деталями ничего не слыхал, а вот чертежи вернее 2D развертки можно скачать отсюда: http://www.currell.net/models/files_n1.htm и при том бесплатно! (Надо признать среди буржуев тоже есть альтруисты.) Далее потребуется 16 листов ватмана формата А4 и принтер способный это всё напечатать на ватмане, клей ПВА и какой-нибудь цианакрилатный (например "Супер Момент гель"), достойный инструмент: ножницы разных калибров, скальпели там всякие и т.д., ну и конечно уйма свободного времени :)
ЦитироватьА то у меня как раз снова всплыла в голове один из самых (имхо) серьёзных недостатков Н1 - А КАК ЕТО ПЕРЕВОЗИТЬ-ТО ВООБЩЕ? Чтоб и недорого, и не помять, и в приемлемых габаритах - короче говоря, и модель проявила врождённые пороки Н1... эх.
Она (модель) разбирается на 4 ступени.
ЦитироватьЛунную программу жалко.
Не то слово... До слез обидно за лунную программу в частности, и за нереализованную космическую программу СССР в целом. Ведь ещё бы чуть-чуть и Советский Союз взял бы реванш за луну с помощью РН Энергия точнее с помощью РН Вулкан.
(http://servdepository.web.ur.ru/Vulkan.gif)
Я уверен, что если бы не распад Союза, то имея в своем распоряжении сверхтяжелый носитель и учитывая те наработки которые уже были к 1985 году у НПО "Энергия" по марсу, к сегодняшнему дню пилотируемый полет на Марс уже был бы осуществлен (в рамках этого проекта вовсю испытывались электро-ядерные РД, твердофазные ЯРД уже успели поработать в космосе, правда от них в последствии отказались, вобщем работы шли.)
Удивительно насколько трагична судьба всех наших сверхтяжелых носителей. Почему бросили Н-1 еще можно понять, но вот так похоронить уже готовую и отработанную Энергию, а с ней и весь "большой космос", это преступление, если не сказать больше...
Цитироватьтвердофазные ЯРД уже успели поработать в космосе
Вы уверены?
Не работали никогда ЯРД в космосе.
И на земле-то полномасштабных стендовых испытаний не было (у нас).
И "электроядерные", как вы выразились, ЕМНИП, не летали. На спутниках с реакторами, насколько я помню, ЭРД не применялись. Если память подвела - ну, может, один-два раза летали. Впрочем, это не принципиально.
to Владислав/
ЦитироватьДа, хорошенькая модель ...
Ну и к чему пришли-то в этой теме? Я вижу - слов много, а формул нету. Словеса, знаете ли, есть признак слабости - вы же не гуманитарии.
Я так думаю, что как не садитесь - а из карандашей и морковок лучше H-1 не найти. Были бы money, так эту морковь мы отладим за пару пусков. Поймите - с нуля на новых знаниях сделать легче и быстрее, чем гадать о сюрпризах старой техники на старых знаниях.
Это есть мой вывод в этой теме. Прошу остальных делать выводы, а не лить воду. В крайнем случае приветствуются многочисленные формулы - можно в частных производных ... Итак, вперёд - любители моркови! ... И противники тарелок (шапок, и т.д. - ракетостатов).
Желаете выводы, что ж извольте:
Самая удачная ракета для освоения Луны? У России вообще нет ракет такого класса. Забудьте про освоение Луны на Семерках, Протонах, и уж подавно на виртуальных Ангарах, Грозах и иже с ними, они тут бесполезны. Для подобных проектов нужна энергетика на порядок больше. Вот в СССР был подходящий носитель - "Энергия" (100 т. на опорной орбите) или ее extrim edition - "Вулкан" (200 т. на НОО) в дальнейшем предполагалось повысить - до 500 т. Вот с такой энергетикой уже можно о чем-то говорить. Да о чем можно вообще говорить в условиях сегодняшнего состояния России, освоение Луны это задача для сверхдержав, таких как бывший СССР и США...
По поводу-
ЦитироватьБыли бы money, так эту морковь мы отладим за пару пусков. Поймите - с нуля на новых знаниях сделать легче и быстрее, чем гадать о сюрпризах старой техники на старых знаниях.
Не думаю, что новые знания можно купить за деньги, и кто это мы, такие, которые собираются: "отладить за пару пусков..." Поймите уйдет то поколение романтиков благодаря которому Россия сегодня может называть себя космической державой и никакие деньги нам уже не помогут, ибо не деньги двигают науку а любопытство и стремление узнать истину.
Такие вот формулы... в частных производных...
P.S. Уважаемый Владислав прошу меня простить за несколько резкий тон, не принимайте на свой счет, просто накипело...
to Fakir/
ЦитироватьНе работали никогда ЯРД в космосе.
И на земле-то полномасштабных стендовых испытаний не было (у нас).
И "электроядерные", как вы выразились, ЕМНИП, не летали. На спутниках с реакторами, насколько я помню, ЭРД не применялись. Если память подвела - ну, может, один-два раза летали. Впрочем, это не принципиально.
Возможно я неудачно выразился, работали это действительно громко сказано, но если не ошибаюсь было два экспериментальных запуска: установка "Топаз" (СССР) и "Снап-ЮА" (США). Во всяком случае об этом упоминает Б.И.Губанов в своих мемуарах.
Реакторов у нас летало тридцать штук, "Топазы" и "Буки". Но это не ЯРД.
8)
to Fakir/
Ну, значит я ошибаюсь по этому поводу, но сути-то это не меняет, работы-то по ним велись.
:) Это примерно как сказать "русские первые высадились на Луну. Ну, я немного ошибся, но сути дела это не меняет - работа-то велась".
В данном контексте всё же ЯРДов не было. Что для многих - серьёзная печаль, так как ЯРДы выглядят, для многих, ближайшей заменой ЖРД.
Это авмич.
ЦитироватьНормально. Всё, что Вы сказали, я знаю уже довольно давно. Я ведь так, с целью немного оживить процесс обсуждения. Но, всё же я оптимист и уверен, что не перевелись ещё на Руси специалисты, которые смогут превзойти многие достижения СССР вместе взятые. Время покажет Вам мою правоту. Ваша задача - жить и надеяться, тогда и увидите свет в конце тоннеля разрухи! А я, пожалуй, тоже романтик - не могу работать только за деньги - страшно воротит ...
Спасибо, что правильно меня поняли. Помнится я тоже был оптимистом, в то время нас только пугали, тем, что мы станем "сырьевым придатком", но то время прошло, как и мой оптимизм, зато вот теперь эти страшилки осуществились, а большинство этому даже радо. Честно говоря я бы скорее пожелал 3-ю мировую своей стране, чем такую разруху в наших головах...
to Гость aka авмич/
ЦитироватьЭто примерно как сказать "русские первые высадились на Луну. Ну, я немного ошибся, но сути дела это не меняет - работа-то велась".
В данном контексте всё же ЯРДов не было. Что для многих - серьёзная печаль, так как ЯРДы выглядят, для многих, ближайшей заменой ЖРД.
Это авмич.
Зачем Вы разводите демагогию, речь ведь шла совсем не о ЯРДах. Ну не было испытаний в космосе, я ведь признал ошибку, но это не значит что не работали над ними. Ну если уж на то пошло, то от ЯРД отказались, в свое время, в пользу химических, т.к. к тому времени удалось добиться удельного импульса от химии сравнимого с УИ твердофазного ЯРД, поэтому наверно и не было испытаний. А что касается электро-ядерных, или, если хотите, ионных с ядерной установкой (как источник энергии для катодного излучателя), то работы по ним проводились в "НПО Энергия" очень серьезные, с недавнего времени они правда изменили схему, и теперь в качестве источника энергии вместо ЯУ намерены использовать пленочные солнечные батареи огромных размеров...
P.S. Что-то я и сам уже увлекся спором и отошел от темы...
ЦитироватьНу и к чему пришли-то в этой теме? Я вижу - слов много, а формул нету. Словеса, знаете ли, есть признак слабости - вы же не гуманитарии.
Я так думаю, что как не садитесь - а из карандашей и морковок лучше H-1 не найти. Были бы money, так эту морковь мы отладим за пару пусков. Поймите - с нуля на новых знаниях сделать легче и быстрее, чем гадать о сюрпризах старой техники на старых знаниях.
Это есть мой вывод в этой теме. Прошу остальных делать выводы, а не лить воду. В крайнем случае приветствуются многочисленные формулы - можно в частных производных ...
Итак, вперёд - любители моркови! ...
Ну, Владислав, это уже несерьёзно... :( Здесь приводилось немало всяких аргументов, схем, концепций, обоснований, Вы предпочли их "не заметить", а теперь говорите, что "никакого мальчика не было"?
Из обсуждения были выяснены главные принципы - наиболее удобная для данной задачи ракета должна:
а) опираться на существующие либо не очень дорогие в разработке и использовании технологии и наработки (в частности, стартовые комплексы), иметь приемлемые по стоимости затраты на организацию производства, испытания, выпуск изделий в серии;
б) удачно вписываться по энергетике в массы основных полезных грузов, отправляемых к Луне, а также предполагать возможность в перспективе быть востребованной и в других программах и задачах.
Исходя из п. а) большинство (за исключением уважаемого Зомби) согласилось с американской идеей запускать пилотируемый КК отдельно, дабы не сертифицировать новую нелетавшую РН под пилотируемые пуски.
Если я что-то пропустил, прошу меня подправить.
В свете вышесказанного самой подходящей РН, как мне кажется, будет предложенная мной "половинка" Энергии, дополненная (для пусков водородного РБ под разгон к Луне пилотируемых лунных "Союзов") РН с энергетикой ~25 т на НОО (подойдёт "Ангара-5") и РН для пуска пилотируемого корабля (на базе трехместного "Союза", который, вероятно, необходимо либо модернизировать в плане увеличения запаса топлива на окололунные манёвры, либо дооснастить дополнительным РБ - похоже, эти детали уже обсуждались на форуме ранее). Думаю, для этого КК подходит РН "Союз-2-3", разрабатываемая по теме "Русь" в рамках ФКП.
На мой взгляд, энергетические возможности данной тяжелой РН позволят использовать ее и на следующем этапе, предполагающем увеличение экипажа лэндера до 3-4 человек и доставляемого на ОЛО экипажа до 5-6 человек - в этом случае данный КК запускается на НОО на РН грузоподъемностью 15-17 т ("Союз-3") и стыкуется с РБ, доставленным вышеописанной РН.
Многие из участников форума предлагали также использование РН с грузоподъёмостью Н1 и "Энергии", т. е. 100 т (были и предложения до 130-160 т), считая меньшие РН недостаточными. Правда, к сожалению, убедительного обоснования именно такой грузоподъёмности не прозвучало, больше были кивки в сторону схем американского и советского лунных экспедиционных комплексов.
Что, нужен достаточно большой грузопоток? Не спорю, будет нужен. Когда-нибудь позже, уже на втором и последующих этапах. Вбухивание же огромных денег в новую "Царь-ракету" сейчас совершенно недопустимо и исключено даже как возможность - не найдётся таких денег ни в одном бюджете.
А оптимальную схему лунного транспорта второго этапа имхо нужно выбирать, когда всё определится с первым и уже будет получен новый опыт и новые знания. Тогда и с грузопотоком можно будет конкретнее определиться. Причём если речь идёт не о крупных неподходящих для дробления объектах, то грузопоток любой интенсивности можно хоть на "семерке" обеспечить - просто увеличив частоту пусков. Другое дело, что при одинаковом ПГ одна тяжёлая ракета будет несомненно дешевле чем 4-5 лёгких.
Предыдущие сообщения - тоже мои.
Как вариант, на первом этапе возможна и схема, использующая только РН грузоподъёмностью 25 т (+"Союз-2-3"), при этом лэндер будет доставляться на ОЛО либо двумя "кусками", либо с пустым баком посадочной ступени, для заправки которого потребуется доставка к лэндеру дополнительного топлива отдельным пуском, затем стыковка, перекачка, контроль и т.п. операции.
В этом случае более подходящим для второго этапа будет использование для доставки большинства грузов по трассе НОО-ОЛО "медленного" транспортного средства малой тяги с ЭРДУ. (Учитывая сложность и высокую стоимость такого "электробуксира", да и ограничения грузопотока, вызванные относительно небольшой пропускной способностью меньшей РН, мне эта схема представляется не совсем удачной).[/b]
Да, есть ещё схема уважаемого Зомби. Просто зомби, предполагающая основной акцент на Лунную ОС и представляющая как вариант освоения Луны несение постоянных вахт на ЛОС(превращая ее в своего рода продолжение работ на "Мире" и МКС). Экипажи на ЛОС будут заниматься, как я понял, в основном экспериментами, доступными и на МКС, а также испытанием на себе пагубности космического излучения (для информации желающим слетать на Марс), рулением находящимися на поверхности беспилотными роботами и периодическими кратковременными десантами на поверхность с тяжелым геологическим оборудованием. Оптимальным для этих планов носителем Зомби. Просто зомби считает РН с грузоподъёмностью ~40 т на НОО, при этом основными грузами к Луне будут пилотируемые "лунные Союзы" и аналогичные беспилотные "лунные Прогрессы". Сама ЛОС, как я могу предположить, доставляется на ОЛО по двухпусковой схеме со стыковкой на НОО. Как при этом будут доставляться лэндеры к ЛОС и роботы на поверхность, уважаемый Зомби, кажется, нигде не описывал (по крайней мере, в данной теме) - так как считает, что это "не проблема". Доставка же "лунного Союза" к ЛОС предполагается по однопусковой схеме, предполагающей необходимость сертификации предлагаемой 40-тонной РН под пилотируемые пуски.
Поправка - в реальности предлагалась не одна РН, а семейство, с базовой на 25 т ПГ, диаметром 4,6 м (замена "Ангаре-5"?) и навешиваемыми 2-4-6 увеличенными УРМ (ПГ на НОО 40-55-70т) - всё на керосине, а также с перспективой водородного апгрейда. Однако как основной носитель продолжал рассматриваться 40-тонник. Правда, стартовый комплекс был "абстрактно-метафизический". :lol:
Позднее, впрочем, была ещё высказана мысль о доставке лэндера с помощью той же 40-тонной РН, но за счет расхода топлива из его посадочной ступени. Топливо же для её дозаправки предполагалось накапливать на ЛОС, вероятно, доставляя его туда на "лунных Прогрессах".
Вот же чертовщина, с этой регистрацией, теперь даже отредактировать вышенаписанное не получается... :(
Прочие предложения в большинстве своем предполагали либо транспортные системы отдаленного будущего, либо различные модификации вышеописанного.
Прошу желающих дополнить мою попытку сделать предварительные выводы.
А Вы, Владислав, имхо неверно понимаете суть данного обсуждения. Предлагая не лить воду, что ВЫ САМИ привели как аргумент?
"Были бы money, так эту морковь мы отладим за пару пусков."
И как, интересно, вы представляете себе форумовское обсуждение
именно данной темы с привлечением формул и частных производных? :lol: Вы для начала попробуйте с применением "формул и частных производных" обосновать энергетические возможности и экономическую целесообразность использования именно Н1 (можно и любой другой РН) - покажите пример, так сказать ;) Может, хоть тогда сообразите, почему их здесь не было...
Что касается Вашего вывода
ЦитироватьПоймите - с нуля на новых знаниях сделать легче и быстрее, чем гадать о сюрпризах старой техники на старых знаниях.
- где это вы в ракетной технике встречали оптимальные и относительно недорогие решения с использованием данного принципа? Вы с ремонтом старых зданий или автомобилей не путаете случайно? ;)
Если нет, то прошу привести удачные примеры такого подхода.
Моё же мнение абсолютно противоположно Вашему.
С нуля делать носитель (а может ещё и старт?) труднее, дольше и ДОРОЖЕ, чем на основании используемых РН и технологий. Это как раз Вам придётся "гадать о сюрпризах" НОВОЙ техники при отсутствии новых знаний... А то, что было сделано при создании "Энергии" - это и есть самые ценные НОВЫЕ знания, которые нужно использовать... пока ещё есть возможность.
P.S. А касательно "любителей моркови" - так это Вы не туда попали, это Вам наверное на форум зайцев-ёжиков надо искать :lol:
ЦитироватьЗабудьте про освоение Луны на Семерках, Протонах, и уж подавно на виртуальных Ангарах, Грозах и иже с ними, они тут бесполезны. Для подобных проектов нужна энергетика на порядок больше. Вот в СССР был подходящий носитель - "Энергия" (100 т. на опорной орбите) или ее extrim edition - "Вулкан" (200 т. на НОО) в дальнейшем предполагалось повысить - до 500 т. Вот с такой энергетикой уже можно о чем-то говорить. Да о чем можно вообще говорить в условиях сегодняшнего состояния России, освоение Луны это задача для сверхдержав, таких как бывший СССР и США...
С этой мыслью, Виталий, я согласиться не могу. Хотелось бы напомнить одну фразу, которой научили меня ещё в школе:
"Тот, кто хочет - ищет возможность, тот кто не хочет - причину.Я считаю, что возможность всё же есть, и для этого достаточно ракеты с ПГ=50-55т - Это именно исходя из
оптимума (а точнее, компромисса) между стоимостью РН и её требуемыми энергетическими возможностями. То, что на мой взгляд даст достаточную энергетику при вполне приемлемых затратах на создание транспортной системы и её эксплуатацию. Можно, конечно, накатать и технико-экономическое обоснование, но это же всё-таки форум, ХОББИ, романтическое увлечение, а не работа. Впрочем, я надеюсь, что мои обоснования всё же будут иметь хоть каплю пользы в глазах тех, кто интересуется такими обсуждениями применительно к работе. И тут мне очень по душе позиция Владислава:
ЦитироватьНо, всё же я оптимист и уверен, что не перевелись ещё на Руси специалисты, которые смогут превзойти многие достижения СССР вместе взятые. Время покажет Вам мою правоту. Ваша задача - жить и надеяться, тогда и увидите свет в конце тоннеля разрухи! А я, пожалуй, тоже романтик - не могу работать только за деньги - страшно воротит ...
P.S. Впрочем, я осознаю, что лазейка возможности осуществления лунной программы всё же очень узка, но лучше, интереснее, да и полезнее всё же искать возможности, а не причины :)
Вот видите, как у Вас кратко получилось сделать выводы, а то я чуть было не утонул в словесах из вариантов ... Нужно щадить если не меня, то остальных - мы же не гуманитарии ... Рисование ракет и схем действий тоже может сократить количество слов, правда в последнем случае трафик может возрасти.
Цитировать... А Вы, Владислав, имхо неверно понимаете суть данного обсуждения. Предлагая не лить воду, что ВЫ САМИ привели как аргумент? ...
Аргумент - отвергаемый Вами ракетостат, как не могущий, по мнению некоторых (но не всех!), быть воплощённым в принципе. Уже забыли? Но это другая тема, которую следует реанимировать, как и продолжить эту после первого удачного пуска ракетостата. Вы считаете, что аргументы участников форума по той теме вполне достаточны, чтобы его "зарубить", но практика может приподнести Вам и остальным сюрприз. Впрочем, давайте не будем всё о нём же - пусть амы (кстати, тоже делают) или наши вначале его запустят, а там и Вы воспримите его как аргумент.
Я писал: "... Были бы money, так эту морковь мы отладим за пару пусков. ... "
Морковь же Н-1 частники сделали бы на порядки дешевле, но лучше - Вы же не знаете, где происходят значительные потери денег, а я пока не скажу - сам до конца не разобрался. Но Н-1 я потому и называю морковью, что она бесперспективна по сравнению с раектостатом. Ведь если есть лучший вариант, то я всегда напролом стремлюсь к нему - вот только бы не прошибить лоб! А Вы, наверное, считаете, что лучшее враг хорошего.
Цитировать... И как, интересно, вы представляете себе форумовское обсуждение именно данной темы с привлечением формул и частных производных? :lol: ...
Остаётся только одно - рисовать и сканировать, если нет возможностей средствами форума показывать какие-либо формулы расчёта характеристик ракет.
Цитировать... Вы для начала попробуйте с применением "формул и частных производных" обосновать энергетические возможности и экономическую целесообразность использования именно Н1 (можно и любой другой РН) - покажите пример, так сказать ;) Может, хоть тогда сообразите, почему их здесь не было ...
Давайте для начала разделим хотя бы на отдельные подтемы устройство и возможности ракет, от экономического обоснования их использования, где в последнем случае не используют частные производные. Пусть запустят ракетостат - потом "туда" можно обратиться за экономическим обоснованием, но если оно к тому времени Вам действительно будет нужно ... А вот расчёты по ракетостату длительное время будут now-how.
ЦитироватьЧто касается Вашего вывода
ЦитироватьПоймите - с нуля на новых знаниях сделать легче и быстрее, чем гадать о сюрпризах старой техники на старых знаниях.
- где это вы в ракетной технике встречали оптимальные и относительно недорогие решения с использованием данного принципа? Вы с ремонтом старых зданий или автомобилей не путаете случайно? ;) Если нет, то прошу привести удачные примеры такого подхода.
Моё же мнение абсолютно противоположно Вашему. С нуля делать носитель (а может ещё и старт?) труднее, дольше и ДОРОЖЕ, чем на основании используемых РН и технологий. Это как раз Вам придётся "гадать о сюрпризах" НОВОЙ техники при отсутствии новых знаний... А то, что было сделано при создании "Энергии" - это и есть самые ценные НОВЫЕ знания, которые нужно использовать... пока ещё есть возможность.
А разве мы не приходим к таким знаниям, что многое описывается едиными законами - так сказать универсальными формулами? Пример зданий и автомобилей вполне сопоставим с ракетной техникой. Даже амы это понимают в ситуации с Сатурн-5 и той лунной программой и нынешними проектами связанными с Луной. А разве это не так? Они воссоздают Apollo?
Цитировать... P.S. А касательно "любителей моркови" - так это Вы не туда попали, это Вам наверное на форум зайцев-ёжиков надо искать :lol: ...
А разве я не туда попал? Вы уверены? Протрите глаза и прочтите ещё раз последний вопрос ...
8)
to SpaceR/
ЦитироватьС этой мыслью, Виталий, я согласиться не могу. Хотелось бы напомнить одну фразу, которой научили меня ещё в школе: "Тот, кто хочет - ищет возможность, тот кто не хочет - причину.
Вы меня превратно поняли. Я не предлагал забыть про освоение Луны, я говорил лишь о нереальности достижения подобных целей посредством маломерных носителей. Нельзя строить такие проекты на гнилом фундаменте.
ЦитироватьЯ считаю, что возможность всё же есть, и для этого достаточно ракеты с ПГ=50-55т - Это именно исходя из оптимума (а точнее, компромисса) между стоимостью РН и её требуемыми энергетическими возможностями.
А что в таком случае подразумевается под освоением? Если имеется ввиду какая-нибудь формальность вроде маломальской лаборатории на поверхности с ее перманентным посещением, то тогда пожалуй достаточно. Я же говорю о разработке ресурсов Луны (добыча пресловутого изотопа гелия 3 для будущей термоядерной энергетики), о "космодроме подскока" если так можно выразиться, как плацдарма для дальнейшего освоения Солнечной Системы, о производстве, об обсерваториях...
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?p=142287#142287
ЦитироватьДа, есть ещё схема уважаемого Зомби. Просто зомби...
Ой, спасибки за прекрасный краткий обзор моего творчества! :D
Несмотря на некую скептическую интонацию, все очень точно и правильно :wink:
Добавочки такие небольшие и разъясненьица:
1) В качестве прототипа для ЛОС рассматриваем Алмазы, Салют-7 и Мир, масштаб станции - "где-то между Салютом-7 и Миром", базовое начальное оборудование - "как у Алмаза" (фотоаппаратик небольшой такой, так сказать :wink: :mrgreen: )
2) "40 тонн" удачная размерность ("мой любимый размер" (С) Старый по (С) Иа :mrgreen: ), так как за "типовом модуль ОС" как и за "кошерный лэндер" можно считать "удвоенный лунный Союз"
То есть, одним пуском - типичный "рейс" (грузовой/пассажирский), парным пуском - "строительные работы" (доставка модуля)
3) Лэндер - да, почему бы ему и не идти "своим ходом"
То есть, получается все равно "парный пуск", но необязательно синхронизировать по времени, это проще
Хотя это все равно - не столь существенно
4) Доставка дистанционно управляемой техники может быть "такая же", как и "старых луноходов", Протон посадит под тонну ПН, новый Протон - еще больше
Если хотите "экономить" - пускайте Союзами, "луноход" правда при этом получится раз в пять дороже Протона, но, в конце концов - дело вкуса, "принципиальных проблем нет"
5) Основная ракета - да, 40-тонник = "полуторазенит (он же - "керосиновый протон") с боковухами"
В качестве "бонуса" (
если захотим) можем иметь керосиновую замену Протону и Ангаре-5 (лайт-версия, без боковух), и дополнительный тяжелый носитель, тонн на 70-80
Такой "хэви-вариант" заменяет в лунной программе все двухпусковые "миссии" на однопусковые и тем самым обеспечивает ЛОС носителями "на 100% без паллиативов"
Вдобавок он выводит базовый модуль марсианского корабля в один пуск и позволяет (уже опять в двухпусковой схеме) доставлять модули лунной базы непосредственно на поверхность Луны
Тем самым, он может рассматриваться как "нулевая" версия развития "от ЛОС к лунной базе", если других более дешевых вариантов "не получится", либо если они будут рассматриваться только как дополнение к нему
При этом мы избегаем "суперракет" и "супертехнологий", опираемся в основном на "проверенные временем и хорошо отработанные технические решения" и можем, так сказать, "в основном сосредоточится на изучении Луны", а не морочится с деффектами, недоведенностями и сложностями "средств доставки"
PS.
Да, еще, первые экспедиции на ЛОС - естественно, кратковременные
Лишь постепенно, набирая опыта и наращивая "присутствие" на самой Луне (первоначально - дистанционные роботы-манипуляторы, потом и лэндеры и даже "минибазы") можно переходить к длительным, каковые, конечно, своими задачами будут иметь изучение Луны и "окололунной специфики", а не воспроизведение "того, что можно сделать на МКС" :wink: :mrgreen:
ЦитироватьЦитироватьЯ считаю, что возможность всё же есть, и для этого достаточно ракеты с ПГ=50-55т - Это именно исходя из оптимума (а точнее, компромисса) между стоимостью РН и её требуемыми энергетическими возможностями.
А что в таком случае подразумевается под освоением? Если имеется ввиду какая-нибудь формальность вроде маломальской лаборатории на поверхности с ее перманентным посещением, то тогда пожалуй достаточно. Я же говорю о разработке ресурсов Луны (добыча пресловутого изотопа гелия 3 для будущей термоядерной энергетики), о "космодроме подскока" если так можно выразиться, как плацдарма для дальнейшего освоения Солнечной Системы, о производстве, об обсерваториях...
Сначала надо создать на Луне "базовые инфраструктуры" и на ней провести "базовые измерения" (сиречь - исследования)
И лишь тогда, опробовав ключевые технологии "на маломерных моделях", можно будет разработать конкретно-реальный проект "добычи гелия" (или еще какой "эксплуатации Луны"), будучи уверенным в его реалистичности и имея действительно правдоподобную оценку стоимости и экономической эффективности
И только тогда уже можно будет выстраивать соответствующие транспортные системы и прочее подобное
Цитироватьto Гость aka авмич/
ЦитироватьЭто примерно как сказать "русские первые высадились на Луну. Ну, я немного ошибся, но сути дела это не меняет - работа-то велась".
В данном контексте всё же ЯРДов не было. Что для многих - серьёзная печаль, так как ЯРДы выглядят, для многих, ближайшей заменой ЖРД.
Это авмич.
Зачем Вы разводите демагогию, речь ведь шла совсем не о ЯРДах. Ну не было испытаний в космосе, я ведь признал ошибку, но это не значит что не работали над ними. Ну если уж на то пошло, то от ЯРД отказались, в свое время, в пользу химических, т.к. к тому времени удалось добиться удельного импульса от химии сравнимого с УИ твердофазного ЯРД, поэтому наверно и не было испытаний. А что касается электро-ядерных, или, если хотите, ионных с ядерной установкой (как источник энергии для катодного излучателя), то работы по ним проводились в "НПО Энергия" очень серьезные, с недавнего времени они правда изменили схему, и теперь в качестве источника энергии вместо ЯУ намерены использовать пленочные солнечные батареи огромных размеров...
P.S. Что-то я и сам уже увлекся спором и отошел от темы...
Ок, вероятно, я переборщил с сарказмом :) прошу прощения. На этом форуме есть некоторое количество таких, ответственных :) авторов, которые следят за тем, что они пишут, и стараются не давать непроверенной информации. Хотя бы потому, что по такому фактору о них судят как о надёжных - или не очень - источниках. Пожалуйста, будьте внимательны при упоминании "рядом проходящих" технологий, чтобы не ввести в заблуждение читателей.
УИ РД-0410 примерно вдвое больше, чем типичных водородных ЖРД - 900 с против 450 с. Хотя, конечно, согласен, что работы велись, и некоторые результаты успели получить.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЯ считаю, что возможность всё же есть, и для этого достаточно ракеты с ПГ=50-55т - Это именно исходя из оптимума (а точнее, компромисса) между стоимостью РН и её требуемыми энергетическими возможностями.
А что в таком случае подразумевается под освоением? Если имеется ввиду какая-нибудь формальность вроде маломальской лаборатории на поверхности с ее перманентным посещением, то тогда пожалуй достаточно. Я же говорю о разработке ресурсов Луны (добыча пресловутого изотопа гелия 3 для будущей термоядерной энергетики), о "космодроме подскока" если так можно выразиться, как плацдарма для дальнейшего освоения Солнечной Системы, о производстве, об обсерваториях...
Сначала надо создать на Луне "базовые инфраструктуры" и на ней провести "базовые измерения" (сиречь - исследования)
И лишь тогда, опробовав ключевые технологии "на маломерных моделях", можно будет разработать конкретно-реальный проект "добычи гелия" (или еще какой "эксплуатации Луны"), будучи уверенным в его реалистичности и имея действительно правдоподобную оценку стоимости и экономической эффективности
И только тогда уже можно будет выстраивать соответствующие транспортные системы и прочее подобное
Не надо только вырывать из контекста. Я не настолько наивен чтобы не понимать таких очевидных вещей... И абсолютно убежден что с носителями класса 50 т. нечего и думать о Луне в рамках любого, даже самого начального проекта. Да и где этот носитель на 50т. ПГ? Ангара, что ли – этот экологически чистый заменитель Протона, не смешите, он хорош и эффективен только для запуска коммерческих спутников. Для начала как раз и нужен носитель класса Энергии а лучше Вулкан, даже не столько по соображениям энергетики, сколько по объему ПГ. Сколько там у Ангары ГО в диаметре – 5,1м максимум, а у Энергии – 10,1м. Я считаю что обсуждая такие вопросы как освоение Луны не стоит увлекаться конъюнктурщиной, надо смотреть вперед.
ЦитироватьСамая удачная ракета для освоения Луны? У России вообще нет ракет такого класса. Забудьте про освоение Луны на Семерках, Протонах, и уж подавно на виртуальных Ангарах, Грозах и иже с ними, они тут бесполезны. Для подобных проектов нужна энергетика на порядок больше. Вот в СССР был подходящий носитель - "Энергия" (100 т. на опорной орбите) или ее extrim edition - "Вулкан" (200 т. на НОО) в дальнейшем предполагалось повысить - до 500 т. Вот с такой энергетикой уже можно о чем-то говорить. Да о чем можно вообще говорить в условиях сегодняшнего состояния России, освоение Луны это задача для сверхдержав, таких как бывший СССР и США...
"Освоение Луны - задача для сверхдержав" - это как раз и похоже на "кто не хочет - ищет причины". Мы можем рассматривать нашу задачу как поиск способов освоения Луны в существующих, в основном экономических, ограничениях.
Цитироватьа у Энергии – 10,1м.
У "Энергии" диаметр ГТК 6,7 м (не больше). У "Вулкана" диаметр ГО 9,2 м.
Понятно, что имея РН с ПН в 100 тонн, летать на Луну удобнее. Однако тут есть такие минусы - такую ракету вроде бы незачем применять, кроме как для полётов на Луну. Это показывает имеющийся опыт... а именно, американцы не нашли применения Сатурну-5 и сделали Шаттл, и даже у Шаттла максимальная ПН - 25 тонн, что позволило заменять его Титанами и Дельтами или Атласами. При этом сейчас считается, что самое дорогое в ракетной технике - это разработка новых систем. Поэтому и кажется, что разработка новой большой РН под одну задачу - для многих сомнительную, не говоря о цене - выглядит рискованно.
С другой стороны, можно летать на Луну, имея меньшие ракеты. Какие ракеты не слишком дороги в создании, могут иметь другие применения, кроме лунных полётов - и при этом достаточно удобны для Луны? Позиция, на которой стоит Зомби, в этом мне выглядит достаточно обоснованной. Протоны для Луны маловаты - как и похожие Арианы-5, Хэви Дельты - а вот примерно удвоенная ПН была бы достаточно хороша. Это и не слишком много - ракета будет не слишком дорога в разработке и эксплуатации, и заказы на большие модули станций, АМС, коммерческие спутники связи выглядят возможными. Это же и заметно удобнее - можно, например, отправлять к Луне Союз, с возможностью выхода на окололунную орбиту и возвратом к Земле, в один запуск. Или в два запуска - корабль класса Клипер, со всеми его преимуществами (и, как считают некоторые, недостатками :) ).
Когда лунная активность будет устойчивой и - вероятно - до какой-то степени самоподдерживающейся (устойчивый спрос на науку, базовые лунные ресурсы), тогда можно уверенно прогнозировать нужду в более тяжёлом носителе. Тогда Вулкан, или его потомки, войдёт в строй.
Да действительно, 10,1 м. это для т.н. международной РН (IHLLV), бес попутал. Однако я смотрю и этот форум страдает от такого характерного для форумов явления, как цепляние к мелочам, словам, дерганье отдельных выражений из контекста и искажение смысла высказываний оппонента в своих целях. А все потому, что всегда находятся люди готовые спорить по поводу и без, спорить ради того чтобы спорить. А между тем во всем этом обилии слов, взаимных обвинений, и неконструктивных споров не то что не рождается истина, а тонут действительно принципиальные вещи.
Хорошо, давайте попробуем в более конструктивном ключе.
:roll:
ЦитироватьОднако я смотрю и этот форум страдает от такого характерного для форумов явления, как цепляние к мелочам, словам, дерганье отдельных выражений из контекста и искажение смысла высказываний оппонента в своих целях. А все потому, что всегда находятся люди готовые спорить по поводу и без, спорить ради того чтобы спорить. А между тем во всем этом обилии слов, взаимных обвинений, и неконструктивных споров не то что не рождается истина, а тонут действительно принципиальные вещи.
Приношу свои извинения, если вы это так восприняли
Но, во-первых, как мне кажется, структура форумного обсуждения такова, что всегда есть "право" работать с конкретным отдельным "постингом" как самостоятельной смысловой единицей, вне "предыстории"
Во-вторых, мое замечание было, опять-таки, как мне кажется, достаточно "по делу", так как вы впоследствии еще раз подтвердили свою позицию:
"И абсолютно убежден что с носителями класса 50 т. нечего и думать о Луне в рамках любого, даже
самого начального проекта."
Может быть я, как всегда, не довел свою мысль, но она, собственно, в том и состоит, что есть
целый длительный этап, на котором "большая ракета" не является необходимой
И поскольку это одна из тех "мыслей", за которые я "упорно цепляюсь", я не мог не отреагировать
Рад, что нам удалось достичь взаимопонимания. Я вот тут ратую за сверхтяжелые, а самого давно мучает вопрос о принципиальной возможности воссоздания той же "Энергии" (ведь если память не изменяет блок А делало КБ "Южное" теперь оно на Украине, двигатели и блок Ц в России, да что там весь Союз руку приложил. В каком состоянии старт, наверно его бросили даже без консервации, а водородный завод, вся криотехника, и т.д. и т.п.) Так вот, если в "конструктивном ключе", как думаете, как на меня посмотрят, если я обращусь с подобными вопросами в РКК «Энергия». А чтобы нам тут не вариться в собственном соку на форумах, давайте собирать общественность, ставить вопросы перед теми же КБ, правительством, в конце концов, давайте писать открытые письма, если на простые не получим ответов...
Никто не против сверхтяжёлых - если на них есть ресурсы.
Предложение очень хорошее. Шагать, правда, придётся осторожно, но лучше так, чем никак.
Какие именно вопросы Вы хотите задать РКК? Это, наверное, можно даже сделать, через НК, если вопросы будут многих интересовать. Впрочем, лунная тематика как раз такова.
Вроде бы в Омске стваили инфраструктуру для производства блоков А? Как бы это уточнить?
Почему «шагать придется осторожно», что Вы имеете в виду? Свои вопросы я наметил в предыдущем сообщении. А если серьезно, то членам форума стоит скоординировать свои действия, составить список вопросов, провести опрос, и затем в развернутом виде представить наиболее интересные официальным лицам. В этом свете интересно было бы узнать, сколько человек участвует в форуме реально, перепись какую-то придумать или еще что...
У Вас есть конкретные предложения, Виталий? Что Вы предлагаете участникам форума? И почему?
Да куда еще конкретней-то, я вроде довольно ясно изложил свои предложения. На вопрос «и почему?» отвечаю: От одного из участников форума прозвучало вполне справедливое замечание, смысл которого сводится к тому, что наше обсуждение, по большому счету, лишено смысла, т.к. выводы к которым мы придем все равно никто, за пределами форума не узнает. Вот я и предложил "не вариться в собственном соку на форуме" а выйти, так сказать, за его пределы...
ЦитироватьДа куда еще конкретней-то, я вроде довольно ясно изложил свои предложения. На вопрос «и почему?» отвечаю: От одного из участников форума прозвучало вполне справедливое замечание, смысл которого сводится к тому, что наше обсуждение, по большому счету, лишено смысла, т.к. выводы к которым мы придем все равно никто, за пределами форума не узнает. Вот я и предложил "не вариться в собственном соку на форуме" а выйти, так сказать, за его пределы...
а что, интересная мысль
может быть организовать что-нибудь типа космократической партии (это я с долей шутки)? ;)
а если серьезно - вряд ли на этом форуме много людей с серьезным политическим опытом и амбициями. в основном историки, философы, да техники. и тем и другим интересно или прошлое или будущее (своего рода моделирование ситуаций), а настоящее обсуждается постольку поскольку оно на стыке. все изложенное - ИМХО :(
Цитироватьto SpaceR/
ЦитироватьС этой мыслью, Виталий, я согласиться не могу. Хотелось бы напомнить одну фразу, которой научили меня ещё в школе: "Тот, кто хочет - ищет возможность, тот кто не хочет - причину.
Вы меня превратно поняли. Я не предлагал забыть про освоение Луны, я говорил лишь о нереальности достижения подобных целей посредством маломерных носителей. Нельзя строить такие проекты на гнилом фундаменте.
Не совсем правомерная аналогия: столь дешёвая начальная система - это не фундамент, а скорее первая доска, перекладина, на месте которой позднее появится мост. Как только доберёмся до деревьев на той стороне ;)
ЦитироватьЯ считаю, что возможность всё же есть, и для этого достаточно ракеты с ПГ=50-55т - Это именно исходя из оптимума (а точнее, компромисса) между стоимостью РН и её требуемыми энергетическими возможностями.
ЦитироватьА что в таком случае подразумевается под освоением? Если имеется ввиду какая-нибудь формальность вроде маломальской лаборатории на поверхности с ее перманентным посещением, то тогда пожалуй достаточно. Я же говорю о разработке ресурсов Луны (добыча пресловутого изотопа гелия 3 для будущей термоядерной энергетики), о "космодроме подскока" если так можно выразиться, как плацдарма для дальнейшего освоения Солнечной Системы, о производстве, об обсерваториях...
Да, я всё это тоже держу в уме, но речь в данной теме я старался вести всё же о транспортной системе первого этапа освоения Луны, поскольку считаю, что без успешного начала никакого освоения в ближайшие десятилетия вообще не будет (естественно, речь идёт о программе РФ и стран-партнеров). Согласен, следовало уточнить это в заголовке темы, но ко мне тоже понимание этого пришло не сразу. Что же касается приведенных Вами шагов в освоении Луны, то им действительну нужен достаточно мощный и относительно дешёвый грузопоток "Земля-Луна-Земля", но без получения опыта от первого этапа его создание имхо будет сложнее, дольше и дороже - знания и опыт имеют свойство накапливаться постепенно. И именно исходя из перспектив я настаивал именно на данной 55-тонной РН - она позволяла (хоть и несколько дороже, чем это можно было выполнить на 25-28тонной РН) в результате разработки средств первого этапа уже получить РН, способную увеличить этот самый грузопоток как за счет применения более перспективных средств межорбитальной транспортировки ( буксиры с ЭРДУ и СЭДУ), так и за счет разработки на её базе более мощных носителей, уже 100тонного и даже 150-200 тонного класса - если конечно в них появится необходимость.
И ещё я всё же уверен, что такая РН - с учетом сохранившегося задела Энергии - будет НЕ ДОРОЖЕ чем предложенный Зомби 40-тонник, но при этом помощнее.
Минус (да и то, неизвестно пока, минус ли) - разработка модульных частей блоков А в Украине - вполне преодолима, к примеру, созданием (приобретением) задела сразу на первые 5-10 пусков. Как вариант, возможно приобретение в Укр. только баков нужного размера, а окончательная сборка - в России. Кстати:
ЦитироватьВроде бы в Омске стваили инфраструктуру для производства блоков А? Как бы это уточнить?
Кажется, ответ на форумах уже звучал - ЕМНИП, в Омске делали инфраструктуру только для блоков "Ц"
Да и вообще, не мешают ведь пока эти политические ветры нашему успешному сотрудничеству в Морском и Наземном старте, в продлении ресурса РС-18М... А там, глядишь, и вектор у энтого флюгера сменится. ;) Я лично считаю, что будущее взаимовыгодное партнерство между нашими странами закономерно и неизбежно.
Что же касается большей наглядности аргументов - я и сам не против нарисовать, сосканировать, вставить сюда несколько рисунков, фото, схем или формул - если буду знать КАК. Хостинга у меня нигде нет, поэтому ссылку на
свои рисунки я, к сожалению, организовать не могу... :(
УВАЖАЕМЫЕ ФОРУМЧАНЕ! Подскажите пожалуйста нам с Владиславом достаточно простой способ размещения своих рисунков на обсуждениях форума!
(Кстати, неплохо было бы организовать здесь ограниченный по объему хостинг рисунков как услугу для зарегистрированных пользователей).
ЦитироватьА разве мы не приходим к таким знаниям, что многое описывается едиными законами - так сказать универсальными формулами? Пример зданий и автомобилей вполне сопоставим с ракетной техникой.
Владислав, я откровенно говоря тоже уже прихожу к таким знаниям, но я вижу ограничения зоны их применимости, и именно поэтому могу уверенно - с позиций своего мнения, конечно - заявить, что в
данном случае ваша аналогия НЕПРАВОМЕРНА. Ну, если уж быть до конца точным, кое-где очень малая доля такой аналогии применяться может и к ракетной технике... где-то в частных производных третьего порядка ;) Но в основе своей ещё на этапе зарождения ракетной техники как науки и отрасли были достаточно чётко определены разумные границы преемственности конструкций новых изделий по сравнению с прототипами. И мировой и отечественный опыт доказывал не раз правомерность такого подхода.
Поэтому разработки "с нуля" - явление в ракетной технике крайне редкое и зачастую неудачное.
8)
ЦитироватьЧто же касается большей наглядности аргументов - я и сам не против нарисовать, сосканировать, вставить сюда несколько рисунков, фото, схем или формул - если буду знать КАК. Хостинга у меня нигде нет, поэтому ссылку на свои рисунки я, к сожалению, организовать не могу...
УВАЖАЕМЫЕ ФОРУМЧАНЕ! Подскажите пожалуйста нам с Владиславом достаточно простой способ размещения своих рисунков на обсуждениях форума!
Без места на общедоступном серваке тут не обойтись. Но это не проблема, нужно только зарегистрироваться на каком-либо бесплатном хостинге, например на: http://narod.yandex.ru/ и потом только сливать туда по ftp свои картинки, а на форуме делать на них прямые ссылки внутри тега img /img, чтоб отображались как рисунки а не как текст.
Я использую размещение картинок на сайте http://imageshack.us/ . Очень рекомендую.
Цитировать УВАЖАЕМЫЕ ФОРУМЧАНЕ! Подскажите пожалуйста нам с Владиславом достаточно простой способ размещения своих рисунков на обсуждениях форума!
Можно послать картинки мне, я положу их на сервер НК и взамен вышлю прямую ссылку на файл.
ЦитироватьАналогично и с электроникой - старые радиолампы надёжнее нынешних микросхем
Вы похоже совершенно не понимаете, то о чем пишете. Радиационная стойкость и надёжность совершенно разные вещи. У ламп надёжность на пару порядков ниже полупроводников.
Остальные ваши утверждения подобны этому - незнание и высокомерие. :?
Цитироватьнужно только зарегистрироваться на каком-либо бесплатном хостинге, например на: http://narod.yandex.ru/
narod.ru нельзя — он запрещает вставлять размещенные там картинки на внешних сайтах, вместо картинки будет подгружаться html страница с соответствующим обьяснением =)
Самые простые сервисы для хранения картинок, не требующие даже регистрации:
http://tinypic.com/
http://keep4u.ru/
http://imageshack.us/
:shock:
foogoo, очень прошу, оставь без ответа!
:?:
Напрасная трата времени, никто ракеты для Луны строить ведь не будет, и денег ни у кого кроме америки, на это нет
Нынешние двигатели столь дороги и столь слабы и ненадежны, что мощные дешевые ракеты ни за что и не построить...
Нужны на порядки дешевле и двигатели и ракеты и мощные движки, но дело в том, что больше 200 т на камеру ЖРД на керосине сделать практически и не возможно...
Так что или делать РДТТ, или сушить весла, или сделать прорыв в технологии ЖРД!
Ну может ГРД еще и сделать
ЦитироватьЦитироватьfoogoo, очень прошу, оставь без ответа!
А почему? Пусть по делу - это полезно, но без наездов ...
Я готов подтвердить слова foogoo - по делу, без наездов. Более того, Владислав, несколькими днями ранее я и сам едва сдержался, чтобы и самому ответить Вам чтото подобное.
А касательно Ваших высказываний
Цитироватьи понимаешь - до чего же они тупые...
. . .
ну, амы - тупицы, куда проще?!
. . .
куда смотрели, тупорогие?
- не нужно недооценивать интеллект ни других людей, ни тем более целых государств. А то, что называется, "в чужом глазу соринку..."
Напоминаю Ваше:
ЦитироватьОднако юмор других Вам недоступен - Вам незачёт. В этой теме, профессор, я попрошу Вас, при молчаливой поддержке большинства, что-нибудь предлагать или спрашивать, а не ставить нам, недостойным студентам, оценки.
- Вы не забываете, что то, что мы прежде всего замечаем у других, присутствует и в нас? ;)
Честно говоря, именно после Ваших высказываний и
Цитироватьсоздаётся впечатление, что мы все на ярмарке тщеславия
Аналогично и с электроникой - проблемы обеспечения радиационной стойкости изделий на микросхемах в основном успешно решены, и радолампы им уже давно не конкурент - в том числе и по надёжности. Про остольные Ваши технические выражения я вообще промолчу...
Так что это Вам НЕЗАЧЁТ.
Анализ всех Ваших высказываний на форуме я проводить не стал - мне достаточно тех, что я прочёл в этой теме. Поэтому добрый совет - не нужно так часто ламерствовать, если не утруждаете себя более качественным изучением технических вопросов, имейте хотя бы достаточно скромности в своих оценках. Или попробуйте хотя бы оценивать и свои высказывания той меркой, которую примеряете к другим.
P.S. Высказываюсь исключительно по Вашей просьбе.
SpaceR
Теперь по делу.
Моя идея (впрочем, я не утверждаю, что я это придумал первым) – взять за основной «квант массы» не «Союз» на ОЛО, а именно двухместный ЛК. Мы вообще Луну осваивать собрались, или окололунную орбиту? :wink:
Лунные грузовики доставляются на поверхность напрямую (без никаких промежуточных стыковок), ибо беспилотные, и так явно дешевле. Они доставляют на поверхность первые модули лунной базы или грузы для её сборки и дооснащения. Для людей используется ЛК с посадочной ступенью той же конструкции и массы, что и для грузовых рейсов, но с возвратной ступенью и кабиной на двух человек. Во втором случае, естественно, необходима стыковка с пилотируемым КК либо ЛОС на окололунной орбите. Именно под массу этого ЛК и должна выбираться энергетика тяжелого носителя. При этом (как я высказывался ранее) масса ЛК-лэндера составит ~14-14,5т, соответственно ей определяется и такая же масса "грузовика". То есть необходимая масса, забрасываемая к Луне, составляет 20-20,5 т (ЛК и тормозная ДУ на базе РБ "Фрегат").
Соответственно стартовая масса РН составит примерно 1200 т (с учётом водородных ЦБ и РБ). Ну, а про то, как imho экономичнее всего создать такую РН, я выше уже говорил :wink:
Исходя из желания сэкономить время и средства и обойтись без сертификации тяжелой РН под пилотируемые пуски, для вывода на НОО пилотируемого КК используем отдельную нетяжелую РН, (желательно ту же, что и для его полетов к околоземной ОС). В случае использования в качестве КК модифицированного «Союза» это РН «Союз-2-3» (уже занесена в ФКП). При этом модификация «Союза» под такую задачу должна предполагать существенное увеличение бортового запаса топлива: его должно хватать на торможение КК у Луны, две стыковки с ЛК и разгон с ОЛО (на первом этапе – после сброса БО) при возвращении к Земле. Исходя из определенного знания техники и несложных расчетов (приведу их позднее) определяем конечную и стартовую массы «Союза-Л»: это 5,7 т (2,7ВА+3,0ПАО) и 11,5 т (при этом используется модернизированный цифровой «Союз» без «свинца» :wink:), БО массой 1,2 т сбрасывается вместе с кабиной ЛК перед финальным разгоном к Земле. На первых миссиях пребывание космонавтов в СА около 3-3,5 суток перед посадкой считаю допустимым, а позднее, после замены маршевых ЖРД на ББ Союза-2-3», можно будет обойтись без сброса БО.
Уважаемый SpaceR!
Благодарю Вас за крутой ответ. Автор foogoo открыл новую тему для поднятого вопроса:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=3654
Там есть мой ответ. Я бы на Вашем месте перенёс Ваши возражения туда, чтобы не засорять не по делу Вашу же тему, а то здесь гармония нарушается. Этот текст замените значком или попросите администратора о переносе.
Пример с радиолампами имел несколько иной смысл, чем поняли Вы с foogoo. Я же не призываю вернуться к их широкому использованию, хотя в космосе они способны работать без колбы, но необходимо излить ещё массу слов, чтобы нам всем окончательно понять друг друга. Вот поэтому я и призываю вас всех рисовать и использовать формулы - есть такой универсальный язык, называется "математика". Слабо?
P.S. А какие "мои технические выражения", кроме упоминания ракетостата, Вас не устраивают? Можете перечислить на память - "мне в незачёт".
Вы уж слишком мелочитесь, чуть чуть побольше увеличить ракету вы хотите, но толку что с того?
Для освоения Луны нужны совсем другие средства и ракеты!
Вполне реально сделать вот ракету на 200 т ПН, и очень дешево, ракета хоть куда, для освоения Луны она, движки вот для нее вполне вот изготовить можно!
Вон ведь рвутся все к Луне и к Марсу, но ведь не на чем лететь, и дорого ужасно!
Давайте вот к Перминову и обратимся мы, чтобы ракету для него мы сделали бы эту!
А нет - других заказчиков найдем, покруче и не жадных очень!
Достал этот ахтунг!
:evil: :evil: :evil: САНИТАРЫ !!!!![/size] :evil: :evil: :evil:
Тут уже не санитары нужны, а простые киллеры. Завтра приду на работу и начну всех отстреливать. :evil: :evil:
ЦитироватьТут уже не санитары нужны, а простые киллеры. Завтра приду на работу и начну всех отстреливать. :evil: :evil:
От лица всего вменяемого человечества выражаю искреннюю признательность и благодарность за оперативное реагирование :)
О! Предлагаю "мапа" совсем не банить, а дать ограниченный доступ в ЧД и присвоить звание "Заслуженный чернодырочник"!
ЦитироватьТут уже не санитары нужны, а простые киллеры. Завтра приду на работу и начну всех отстреливать. :evil: :evil:
Это негуманно!
Но очень эффективно... :( :)
сгинь нечистая сила к своим чертям, штурмующим ад
ЦитироватьО! Предлагаю "мапа" совсем не банить, а дать ограниченный доступ в ЧД и присвоить звание "Заслуженный чернодырочник"!
И превратим "Дыру" в филилал конспирологов? Уже то что их обсуждают на форуме НК для них высокая честь, чуть ли не признание.
Увы, информационной ценности это не принесёт, а просто языки чесать уже есть места, да там и картинки легче выкладывать.
Громов,он же "Серж",он же "мар",- ну что вы как ребенок право :D .Ну никак без бана не успакаивается человек.Вам не нужно говорить,- просто читайте.Поймите - ваше призвание не "писатель",вы "читатель" :D .
Продолжение моего вчерашнего сообщения
В такой схеме доставка РБ для «Союза-Л» на НОО выполняется ракетой промежуточной грузоподъёмности. Причем – ещё одно удачное на мой взгляд решение – представляется целесообразным УНИФИЦИРОВАТЬ данный РБ С ТРЕТЬЕЙ (водородной) СТУПЕНЬЮ РН «Союз-3». Исходя из массы «Союза-Л» и использования доразгона при выведении РБ на НОО, определяем, что под эту задачу ДОСТАТОЧНО ГРУЗОПОДЪЁМНОСТИ РН «ПРОТОН»! :D :D :D.
Хотя можно, конечно, применить и РН «Ангара-5» – причем даже стартующую с Плесецка.
Удачно ещё и то, что такой же РБ , но с увеличенным запасом топлива (удлиненными баками), подойдет для применения и на тяжелой РН , запускающей к Луне ЛК обоих вариантов. И именно он же может при необходимости обеспечить разгон к Луне более вместимых 4-6-местных КК нового поколения (Клипер, ТКС). Для этого этапа количество мест в ЛК можно увеличить до 3х без ощутимого увеличения грузоподъемности тяжелой РН (впрочем, можно это сделать даже без перехода на более вместимые КК).
При выполнении такой лунной программы, я подчеркиваю, основной акцент предлагается сделать именно на работы на поверхности , основные задачи которых на первых этапах мне видятся в создании инфраструктуры по добыче лунных материальных ресурсов, прежде всего топлива и строительных материалов для лунной базы. Основной задачей исследований Луны (и науки на лунной базе тоже), думаю, нужно считать скорейшее и эффективно-экономичное развертывание этой инфраструктуры, ориентированной поначалу на самообеспечение (и сокращение топливно-сырьевого грузопотока с Земли), а позднее и на обеспечение топливом и материалами ВСЕГО околоземного космоса. :)
Конечно же, попутно на лунной базе должны решаться и другие задачи, в том числе в области фундаментальной науки. Добычу же гелия-3 как основу лунных работ ставить имхо опасно, так как по мере разгорания более серьёзных дискуссий о экономической целесообразности его добычи (какими они будут, уже хорошо ясно из этого форума ;) ) это начнёт лихорадить всю лунную программу – как финансово, так и концептуально. Чем кончается лихорадка «наверху» для подобных программ, думаю, объяснять не надо. Так что выгорит гелиевая энергетика – хорошо, нет – Луна всё равно когда-нибудь окупится, и многократно. Лунная программа всё равно нужна как удачный вариант мощной МИРНОЙ научно-технической программы, стимулирующей повышение научно-технического уровня разработок в государстве, а соответственно, и дальнейший экономический рост. Именно в этом я вижу основную задачу как лунных и других подобных программ, так и формально не окупающейся космонавтики в целом.
И давно Вы в Южмаше решаете эту задачу?
Скажите пожалуйста сколько будет примерно весить ракета для доставки на Луну груз массой 13 т или как это простым образом посчитать?
Руками посчитать. А вообще, по порядку величины, 13 тонн - это посадочная ступень Аполлона. Т.е. ПН на LEO нужна около 70-80 тонн. То есть стартовая масса - от 2 до 3 тыс. тонн.
Ну, ЕМНИП после мягкой посадки аполлоновский лэндер был заметно полегче 13 тонн...
А для подобных расчетов я могу посоветовать следующее:
1) Загнать в Эксел формулу Циолковского;
2) Добавить туда же характеристические скорости для Вашей задачи;
3) Выбрать топливные компоненты, двигатели, ступени(блоки)-прототипы, определить из них удельные импульсы, конечные массы - и туда же их забросить;
4) Всё это как следует "перемешать" :wink: :D , и пробовать, пробовать, пробовать... Тогда, глядишь, через какое-то время что-то и сварится :D
Для расчета выхода с Земли на НОО нужен "котёл" уже посерьёзнее, к примеру, спредшит ratman-a c http://www.geocities.com/levinkirill/SpaceModel/rus/index.html
Я для "лунных" расчетов использовал следующие ХС:
1. Разгон с НОО к Луне ~3100 м/с
2. Коррекции, торможение и выход на ОЛО ~900 м/с
3. Торможение с ОЛО, зависание и мягкая посадка ~2000 м/с (с учетом потерь на гравитацию)
4. Взлёт с поверхности, выход на ОЛО ~1900 м/с
5. Разгон с ОЛО к Земле ~850 м/с
Удачных полетов :)
P.S. Отдельные спасибы журналу "Техника-молодёжи" и лично авторам научно-фантастически-расчётного цикла "Путь к Земле (Кон-Тики)", благодаря которым я "дошёл до жизни такой" :D
ЦитироватьИ давно Вы в Южмаше решаете эту задачу?
Так а я не на Южмаше работаю, и задачу эту никакие "мы" не решаем. Я ведь вроде говорил 2-3 страницы раньше - это просто хобби... Личное увлечение в своё личное время.
Потому и выкладываю здесь всё абсолютно открыто и безвозмездно.
Определённо мне эта ступень нравится всё больше :)
Смущает только её дороговизна - новые движки, водородные, и сразу 4 штуки! Имхо для большинства задач с умеренным довыведением на НОО и двух бы хватило за глаза (общая тяга 21 тс).
Так что с двумя ЖРД РД-0146Э я готов назвать её CАМОЙ УДАЧНОЙ СТУПЕНЬЮ ДЛЯ ОСВОЕНИЯ ЛУНЫ :D. Тем более что движки, ЕМНИП, в Воронеже уже неоднократно гоняли на стенде. А наработки по водородным ступеням в "Салюте" после 12КРБ вроде бы должны быть в неплохом состоянии. За чем ещё дело стать может?
Одна из более ранних компоновок этой ступени:
(http://keep4u.ru/imgs/b/0606/61620a1081f2032ae3.jpg)
Сейчас, если не ошибаюсь, предполагается использовать баки одинакового диаметра.
Уважаемые форумчане! Если не затруднит, поделитесь инфой какая есть по стартовой и конечной массе этой водородной ступени. Очень пожаллста. :)
P.S. Выражаю ОГРОМНУЮ БЛАГОДАРНОСТЬ ВСЕМ, и особенно slipstream-у за инфопомощь по выкладыванию рисунков на форуме :)
SpaceR, вот эту ссылку в img:
http://keep4u.ru/imgs/b/0606/61620a1081f2032ae3.jpg
ЦитироватьSpaceR, вот эту ссылку в img:
http://keep4u.ru/imgs/b/0606/61620a1081f2032ae3.jpg
Подправил уже. Спасибо.
Ракета на водороде заранее обречена, поскольку жидкий водород вряд ли вообще сумеют реанимировать, а если и реанимируют, то стоимость ракеты будет столь велика, что ни о каких полетах на Луну и Марс и речи быть не может...
То есть Дельта-4 и Ариан-5 - суть иллюзия? Как и Атлас-5?
Хорош тут юродствовать. Тут не политика, на вопли 'какую страну просрали' народ не ведется. Или говори по делу, или заткнись.
Кончай демагогию!
Мы не америка, и пользоваться готовым водородом не можем, поди сначала восстанови его производство, а потом и болтай!
К тому же водородные ракеты гораздо дороже керосиновых, на которых у нас тоже денег совсем не хватает, так что поменяем керосинки на водородники в пику штатам?...
Вон на что СССР был великий и могучий, но и он эксплуатировать Энергию оказался не способен, по причине ее дороговизны и сложности...
Так что повторить тот опыт, но в гораздо более нищих условиях?
ЦитироватьКончай демагогию!
Мы не америка, и пользоваться готовым водородом не можем, поди сначала восстанови его производство, а потом и болтай!
К тому же водородные ракеты гораздо дороже керосиновых, на которых у нас тоже денег совсем не хватает, так что поменяем керосинки на водородники в пику штатам?...
Вон на что СССР был великий и могучий, но и он эксплуатировать Энергию оказался не способен, по причине ее дороговизны и сложности...
Так что повторить тот опыт, но в гораздо более нищих условиях?
Ну, скажем, Индия тоже не самая богатая страна. Да и в Китае, наверное, деньги считать умеют. Тем не менее вовсю развивают водородные технологии, причем все чаще на отечественной базе. Так то.
Водородные технологии, для престижных проектов и хороши, а денег заработать ни Китай ни Индия на этом врядли заработают...
ЦитироватьВодородные технологии, для престижных проектов и хороши, а денег заработать ни Китай ни Индия на этом врядли заработают...
При чем здесь престиж? Применение водорода существенно расширяет возможности средств выведения, особенно при выведении на ГСО.
ЦитироватьЦитироватьВодородные технологии, для престижных проектов и хороши, а денег заработать ни Китай ни Индия на этом врядли заработают...
При чем здесь престиж? Применение водорода существенно расширяет возможности средств выведения, особенно при выведении на ГСО.
Не особенно. В смысле, да, расширяет, но не особенно расширяет. Для низкой орбиты водород вообще мало что даёт, а для задач с большой потребной ХС, такой, как выведение на ГСО или на межпланетные тракетории, выигрыш, конечно, заметнее, в килограммах или процентах массы полезной нагрузки. Но, если посчитать, сколько процентов рынка может собрать "Протон-М", вооружённый КВРБ в дополнение к "Бриз-М", окажется, что этих процентов меньше десяти. Т.е. на 1 старт Протона с КВРБ будет приходиться 9 стартов с Бризом или ДМ. С другой стороны, адаптация 12КРБ под "Союз-2-3" вряд ли возможна, да и не летает он ещё, а для "Союза-2-1б" он тяжеловат...
А престижа на использование "супер"новейших технологий что совсем и нет?
Ну есть выигрыш процентов 30-40 массы да и все,... а мороки и денег гораздо больше
ЦитироватьА престижа на использование "супер"новейших технологий что совсем и нет?
Ну есть выигрыш процентов 30-40 массы да и все,... а мороки и денег гораздо больше
Так и получается, хочешь в дальнейшем быть конкурентноспособным-переходи на водород, другого пути нет. Чем раньше посадять-тем раньше выпустят.
конкуренция не смотрит на прогресс, престиж и прочее, а только ведь на деньги, поэтому на керосинчике скорее конкурентов за пояс заткнуть и можно
Цитироватьконкуренция не смотрит на прогресс, престиж и прочее, а только ведь на деньги, поэтому на керосинчике скорее конкурентов за пояс заткнуть и можно
Особенно когда масса ПН на ГПО/ГСО возрастет тонны на три.
ЦитироватьДля низкой орбиты водород вообще мало что даёт.
Ага, мелочь. Замена керосиновой третьей ступени на Союзе на водород дает всего-то +100% ПН - с 7 до 15 тонн. Если брать Союз 2.1 с более высоким УИ третьй ступени, то выигрыш не так велик, но все равно 60-70% водород добавляет.
И к этим 60-70% надо добавить ЕЩЕ 30-40% для РБ. То есть РН с третьей водородной ступенью и КРБ-12 положит на ГПО в 2 - 2.2 раза больше, чем такая же РН на керосине.
И вообще, там водорода-то... соотношение компонентов - 6:1, т.е. на 7 тонн топлива - тонна водорода. То есть заправка той же Онеги плюс КРБ-12 - это примерно 40+12 * 1/7 = 8 тонн жидкого водорода. Есть разница со 100 тоннами заливаемыми в Энергию?
ЦитироватьЦитироватьДля низкой орбиты водород вообще мало что даёт.
Ага, мелочь. Замена керосиновой третьей ступени на Союзе на водород дает всего-то +100% ПН - с 7 до 15 тонн. Если брать Союз 2.1 с более высоким УИ третьй ступени, то выигрыш не так велик, но все равно 60-70% водород добавляет.
И к этим 60-70% надо добавить ЕЩЕ 30-40% для РБ. То есть РН с третьей водородной ступенью и КРБ-12 положит на ГПО в 2 - 2.2 раза больше, чем такая же РН на керосине.
И вообще, там водорода-то... соотношение компонентов - 6:1, т.е. на 7 тонн топлива - тонна водорода. То есть заправка той же Онеги плюс КРБ-12 - это примерно 40+12 * 1/7 = 8 тонн жидкого водорода. Есть разница со 100 тоннами заливаемыми в Энергию?
Вот только третья водородная ступень - вещь гипотетическая, а Протон летает уже сейчас. И Союз-2-3 с водородной третьей ступенью будет дороже Протона. И сейчас, и всегда. И даже без учёта ОКР.
Т.е. смысла делать третью водородную ступень для Союза нет, дешевле воспользоваться Протоном. Несмотря на то, что водорода нужно всего восемь тонн.
ЦитироватьТ.е. смысла делать третью водородную ступень для Союза нет, дешевле воспользоваться Протоном. Несмотря на то, что водорода нужно всего восемь тонн.
То есть другими словами "Протон/Союз forewer" и ничего, никогдад не неужно пытаться изменить, т.к. всеравно будет дороже?
Очень спорно. Конечно, водород дороже, спору нет. Но блин, не в 10 же раз! Можно сравнить например... ну, скажем, Протон и Дельту-4. Протон стоит 35 мегабаксов и весит 700 тонн, Дельта - 100 мегабаксов и весит 500 тонн. Тонна водородной РН соответственно, стоит не более чем в 4 раза дороже - реально менее чем в 4 раза. Заменяя 3 ступень на такую же, но водородную, мы тем самым увеличиваем стоимость ЭТОЙ ступени в 4 раза. 3 ступень от всего Союза стоит... ну, процентов 20, по моему. Ну, пусть 30 - включая РБ. Получаем 30*4 = 120 + 70 = 90% роста цены. А ПН растет на 120% - даже по самым пессимистичным расчетам (когда мы берем сделанный ЗДЕСЬ Протон и сделанную ТАМ Дельту) есть выгода от внедрения третьей водородной ступени.
ЦитироватьЗамена керосиновой третьей ступени на Союзе на водород дает всего-то +100% ПН - с 7 до 15 тонн.
Не даёт. Иначе никто бы не морочился, добавляя к водороду ещё и переделанные первые две ступени - для получения того же результата.
ЦитироватьЦитироватьТ.е. смысла делать третью водородную ступень для Союза нет, дешевле воспользоваться Протоном. Несмотря на то, что водорода нужно всего восемь тонн.
То есть другими словами "Протон/Союз forewer" и ничего, никогдад не неужно пытаться изменить, т.к. всеравно будет дороже?
Нет, отчего же? КВРБ для Протона делать нужно - ибо сегмент рынка, ему недоступный, со временем будет увеличиваться.
А вот делать ли к Протону водородную третью ступень, чтоб он на LEO больше поднимал, это уже вопрос вопросов, ибо может оказаться, что дешевле на него ТТУ навесить, или вообще новую ракету сделать.
Если вы помните, при запуске "Новых горизонтов" вторая ступень/РБ Центавр тоже оказался на гелиоцентрической орбите, с апогеем где-то в поясе астероидов. Это как раз иллюстрация преимущества водорода для межпланетных стартов.
Опять же, Союз-2-3 на керосине может оказаться дешевле Протона, хотя может и не оказаться, но, если всё же он дешевле окажется, тогда его нужно делать, как замену "Зениту". Если же он окажется дороже Протона и на керосине - нафиг он тогда сдался? Разве что экологическая чистота да более мягкие условия для пилотируемых пусков смогут оправдать его большую стоимость по сравнению с Протоном.
ЦитироватьОпять же, Союз-2-3 на керосине может оказаться дешевле Протона, хотя может и не оказаться, но, если всё же он дешевле окажется, тогда его нужно делать, как замену "Зениту". Если же он окажется дороже Протона и на керосине - нафиг он тогда сдался? Разве что экологическая чистота да более мягкие условия для пилотируемых пусков смогут оправдать его большую стоимость по сравнению с Протоном.
Ну нельзя же все время сравнивать по стоимости новые РН с ракетами , которые выпускаются серийно несколько десятков лет.
Так никогда не найдется оправдания техническому развитию.
ЦитироватьСоюз-2-3 с водородной третьей ступенью будет дороже Протона. И сейчас, и всегда. И даже без учёта ОКР.
То есть, водород чисто эксплуатационно дороже. Сомневаюсь.
У Протона не так уже дёшева эксплуатация. Токсичные компоненты всё же.
Стоимость водорода высока - но в Москве литр ЖВ предлагался за доллар. 15 долларов за килограмм. 8 тонн при таких ценах - 120 тысяч долларов.
А эксплуатация самого Союза дешевле таковой Протона.
Почему такое мнение?
ЦитироватьЦитироватьОпять же, Союз-2-3 на керосине может оказаться дешевле Протона, хотя может и не оказаться, но, если всё же он дешевле окажется, тогда его нужно делать, как замену "Зениту". Если же он окажется дороже Протона и на керосине - нафиг он тогда сдался? Разве что экологическая чистота да более мягкие условия для пилотируемых пусков смогут оправдать его большую стоимость по сравнению с Протоном.
Ну нельзя же все время сравнивать по стоимости новые РН с ракетами , которые выпускаются серийно несколько десятков лет.
Так никогда не найдется оправдания техническому развитию.
На самом деле, техническое развитие - это когда получается лучше. Причём настолько лучше, что рост цен всё ещё оправдывает это улучшение. Или - сплошь и рядом - новое оказывается дешевле. Классический пример - микропроцессоры; 1 миллиард операций с плавающей точкой оказывается дешевле, если выполняется на Атлоне, чем если выполняется на i80386.
ЦитироватьЦитироватьОпять же, Союз-2-3 на керосине может оказаться дешевле Протона, хотя может и не оказаться, но, если всё же он дешевле окажется, тогда его нужно делать, как замену "Зениту". Если же он окажется дороже Протона и на керосине - нафиг он тогда сдался? Разве что экологическая чистота да более мягкие условия для пилотируемых пусков смогут оправдать его большую стоимость по сравнению с Протоном.
Ну нельзя же все время сравнивать по стоимости новые РН с ракетами , которые выпускаются серийно несколько десятков лет.
Так никогда не найдется оправдания техническому развитию.
А в чём вы видите техническое развитие? Неееет, модернизировать ракеты нужно только тогда, когда других возможностей уже не осталось.
Для чего разрабатывать новые ракеты? Наверно, чтобы заменить старые. По каким критериям новые ракеты могут быть лучше старых?
а) экологичность
б) грузоподъёмность
в) точность
г) надёжность
д) технологичность
е) цена.
Всё! Ну, то есть, вообще всё.
Причём.
а) Экологичность у Протона-М хоть и небезупречная, но много лучше, чем у Протона-К, а разгонные блоки волей-неволей приходится заправлять "вонючками", вон, у "Ариан-5" верхняя ступень на АТ-НДМГ работает. Так что преимущество Союза с Фрегатом выглядит относительным.
б) Грузоподъёмности Протона-М хватает для того, чтобы перехватить почти все контракты, которые ему вообще дают.
в) Точность у Протона-М вполне на уровне современных требований. Ибо он унаследовал её от Зенита с его цифровой системой управления
г) Надёжность новых ракет всегда сомнительнее надёжности старых. Есть даже такой термин - подтверждённая надёжность.
д) Технологичность в данном случае состоит в том, чтобы не зависеть от смежников, или зависеть от меньшего их числа. Это при переходе от Протона-К к Протону-М хорошо заметно.
е) Вот мы и получили последний пункт. Ибо предыдущие на него прямо или косвенно влияют. Вот мы построили новую ракету. Первые десять-двадцать пусков она дороже старой. Но дальше должна стать дешевле, и, в конце концов, "отбить" затраты на её разработку и доводку. На примере "Атласа-5" и "Дельты-4" мы видим именно это. Хоть нам и кажется высокой их цена, всё же они заменяют ещё более дорогую ракету "Титан-4", поэтому они имеют право на существование.
Цитировать. Или - сплошь и рядом - новое оказывается дешевле. Классический пример - микропроцессоры; 1 миллиард операций с плавающей точкой оказывается дешевле, если выполняется на Атлоне, чем если выполняется на i80386.
Пример конечно "классический", но серийности разные, да и в разработку новых семейств CPU и их техпроцесс вкладывалось весьма много. Я понимаю, что лишних денег в отрасли нет, но мои возражения в основном направлены против "упаднической" экономической позиции форумчан - раз дороже значит не надо делать. Если уж здесь превалирует такая позиция, то что же тогда говорить о чиновниках от космоса. Обидно блин!
Открою небольшой секрет. Мы со СТЕПом разработали - довольно подробно - МЕТАНОВО-ВОДОРОДНЫЙ Союз. Под кодовым названием Сибирь.
Если я прав относительно стоимости блоков, то примерно эта РН при полной совместимости с семерочным стартом - стартовая масса 350-365 тонн, вытягивает по спредшиту Ратмана на круговую орбиту 185 км ни много ни мало 22.5 тонны для наклонения 51.6. С экватора - почти 24 тонны. Повторюсь, при 350 тоннах стартовой массы. Чисто метановый вариант тянет 14.5 тонн. При этом предположительно стоит она на десятки процентов дороже чем Союз - не в разы!
ЦитироватьОткрою небольшой секрет. Мы со СТЕПом разработали - довольно подробно - МЕТАНОВО-ВОДОРОДНЫЙ Союз. Под кодовым названием Сибирь.
Если я прав относительно стоимости блоков, то примерно эта РН при полной совместимости с семерочным стартом - стартовая масса 350-365 тонн, вытягивает по спредшиту Ратмана на круговую орбиту 185 км ни много ни мало 22.5 тонны для наклонения 51.6. С экватора - почти 24 тонны. Повторюсь, при 350 тоннах стартовой массы. Чисто метановый вариант тянет 14.5 тонн. При этом предположительно стоит она на десятки процентов дороже чем Союз - не в разы!
И когда вынесете на суд общественности Мю ПН=6%?
После 25 июля ;-) Тогда будет уже можно. А пока - секрет ;-)
Но в общем, ничего особенного, 1,2 ступени - метан, на 2й - сопловой насадок. 3-я - водород.
ЦитироватьОпять же, Союз-2-3 на керосине может оказаться дешевле Протона, хотя может и не оказаться, но, если всё же он дешевле окажется, тогда его нужно делать, как замену "Зениту".
И при этом, окажется ли он дешевле "Зенита", уже абсолютно неважно? ;)
ЦитироватьЦитироватьНу нельзя же все время сравнивать по стоимости новые РН с ракетами , которые выпускаются серийно несколько десятков лет.
Так никогда не найдется оправдания техническому развитию.
А в чём вы видите техническое развитие? Неееет, модернизировать ракеты нужно только тогда, когда других возможностей уже не осталось.
Для чего разрабатывать новые ракеты? Наверно, чтобы заменить старые. По каким критериям новые ракеты могут быть лучше старых?
а) экологичность
б) грузоподъёмность
в) точность
г) надёжность
д) технологичность
е) цена.
Всё! Ну, то есть, вообще всё.
Причём.
а) Экологичность у Протона-М хоть и небезупречная, но много лучше, чем у Протона-К, а разгонные блоки волей-неволей приходится заправлять "вонючками", вон, у "Ариан-5" верхняя ступень на АТ-НДМГ работает. Так что преимущество Союза с Фрегатом выглядит относительным.
б) Грузоподъёмности Протона-М хватает для того, чтобы перехватить почти все контракты, которые ему вообще дают.
в) Точность у Протона-М вполне на уровне современных требований. Ибо он унаследовал её от Зенита с его цифровой системой управления
г) Надёжность новых ракет всегда сомнительнее надёжности старых. Есть даже такой термин - подтверждённая надёжность.
д) Технологичность в данном случае состоит в том, чтобы не зависеть от смежников, или зависеть от меньшего их числа. Это при переходе от Протона-К к Протону-М хорошо заметно.
е) Вот мы и получили последний пункт. Ибо предыдущие на него прямо или косвенно влияют. Вот мы построили новую ракету. Первые десять-двадцать пусков она дороже старой. Но дальше должна стать дешевле, и, в конце концов, "отбить" затраты на её разработку и доводку. На примере "Атласа-5" и "Дельты-4" мы видим именно это. Хоть нам и кажется высокой их цена, всё же они заменяют ещё более дорогую ракету "Титан-4", поэтому они имеют право на существование.
Тут я с большинством доводов совершенно согласен. Нужно только учесть, что новые РН зачастую могут оказаться дешевле старых не после 10-20 пусков, а после 40, к примеру. И если при этом появляется новое качество (к примеру, новые имеющие спрос технологии, повышение экологичности и т.п.), то на это стоит пойти. Переход же к водороду по сути своей дорог, но в дальнейшем обещает снижение стоимости для многих новых РН, и поэтому он необходим даже без окупаемости за первые 10-20 пусков. Пример создания ступени "Центавр" это убедительно доказывает.
А касательно "Титана-4", который оказался дороже РН-заменителей, так это на мой взгляд вообще случай уникальный и возможный только в США с их необъятным военным бюджетом. Вряд ли такое в ближайшем будущем повторится, тем более в РФ, где годы постсоветского развала буквально "вылизали" себестоимость малоокупаемой космической техники до минимального уровня выживаемости.
ЦитироватьЦитироватьОткрою небольшой секрет. Мы со СТЕПом разработали - довольно подробно - МЕТАНОВО-ВОДОРОДНЫЙ Союз. Под кодовым названием Сибирь.
Если я прав относительно стоимости блоков, то примерно эта РН при полной совместимости с семерочным стартом - стартовая масса 350-365 тонн, вытягивает по спредшиту Ратмана на круговую орбиту 185 км ни много ни мало 22.5 тонны для наклонения 51.6. С экватора - почти 24 тонны. Повторюсь, при 350 тоннах стартовой массы. Чисто метановый вариант тянет 14.5 тонн. При этом предположительно стоит она на десятки процентов дороже чем Союз - не в разы!
И когда вынесете на суд общественности Мю ПН=6%?
А чего там секретить-то? Я вам за полдня могу спроектировать такой Союз, хоть на 25 тонн ПН с той же массой... И спредшит это подтвердит. А как добиться требуемой Мю конечной для ступеней?
ИМХО сделать РН с такой стартовой массой на такую ПГ при современном уровне технологий НЕРЕАЛЬНО даже для моноблока.
А насчитать можно, конечно. Или там у вас есть какие-то хитрые суперсекретные ноу-хау? ;)
Я, откровенно говоря. сомневаюсь даже в 16 т ПГ для 390-тонного "Союза-2-4"... или всё же "Союза-3"?
Так МОЖЕТ КТО-НИБУДЬ ПОДСКАЗАТЬ ДАННЫЕ ПО ЕГО ВОДОРОДНОЙ СТУПЕНИ? ХОТЯ БЫ СТАРТОВУЮ МАССУ. Остальное уже сам попробую оценить, что там получится...
ЦитироватьДля низкой орбиты водород вообще мало что даёт
- Это только у американцев с их низкой тяговооруженностью "Центавра"...
ЦитироватьС другой стороны, адаптация 12КРБ под "Союз-2-3" вряд ли возможна, да и не летает он ещё, а для "Союза-2-1б" он тяжеловат...
- А это ещё с какого чуда? Где доводы?
ББ - масса конструкции 3.9 тонны, масса топлива 36,53т, топливо - метан-кислород. 2 двигателя РД-0234CH, УИ 310/345 сек, тяга 2х44/50 тонн
ЦБ - масса конструкции 11,9 т, масса топлива - 108,9 т, топливо - метан-кислород. 4 двигателя РД-0234CH, УИ 310/365 сек (сопловой насадок), тяга 4х44/52 тонны.
3 ступень - масса конструкции 5,64 т, масса топлива 45 тонн, топливо водород-кислород, 2 двигателя 11Д57, УИ 471, тяга 2х45 тонн.
Диаметр ЦБ и 3 ступени - 3.9 метра, нижняя часть ЦБ - 2.9 метра. Боковые блоки полностью идентичны ББ Союза по форме. Стартовая масса водородного варианта - 375 тонн включая 22 тонны ПН.
Я бы назвал данную РН таки Союзом-4, если Онега у нас Союз-3.
Что касается третей водородной ступени, то это еще куда ни шло, тем не менее, данные очень уж сомнительны, невероятно чтоб такой большой прирост был!!!
Еще сомнительно что триста пятьдесят тонн ракета на метане может якобы примерно 14 тонн вывести на орбиту? Это уж слишком! УИ почти такой же как на керосине, а плотность метана существенно ведь ниже...
С водородом вы уж точно заморочаетесь! Восстановить его производство будет крайне сложно и очень дорого, а купить, так штаты русским вряд ли продадут!!! Так что третья водородная ступень в копеечку влетит вполне!
Вон водородные ракеты у американцев, гораздо дороже груз выводят, чем на керосине, хотите что ли опровергнуть штаты, интересно посмотреть и что получится....
ЦитироватьББ - масса конструкции 3.9 тонны, масса топлива 36,53т, топливо - метан-кислород. 2 двигателя РД-0234CH, УИ 310/345 сек, тяга 2х44/50 тонн
ЦБ - масса конструкции 11,9 т, масса топлива - 108,9 т, топливо - метан-кислород. 4 двигателя РД-0234CH, УИ 310/365 сек (сопловой насадок), тяга 4х44/52 тонны.
3 ступень - масса конструкции 5,64 т, масса топлива 45 тонн, топливо водород-кислород, 2 двигателя 11Д57, УИ 471, тяга 2х45 тонн.
Диаметр ЦБ и 3 ступени - 3.9 метра, нижняя часть ЦБ - 2.9 метра. Боковые блоки полностью идентичны ББ Союза по форме. Стартовая масса водородного варианта - 375 тонн включая 22 тонны ПН.
Я бы назвал данную РН таки Союзом-4, если Онега у нас Союз-3.
Довольно нтересная получается ракета...
Насчет сухой массы - в основном согласен, хоть это и близко к пределу... УИ на метане тоже нормально. Есть небольшие сомнения с УИ водородной ступени, да и с её сухой массой тоже.
И потом - а если такую же водородную ступень поставить на керосиновые ступени "Союза-3", насколько велика окажется разница? Существенным ли будет выигрыш от метана ?
И кроме всего прочего - что же здесь вообще останется от семёрки? Самой последней на данный момент, скажем, той, которая начинает сейчас летать как "Союз-2" ?
Американцы отказались от метанового двигателя, слишком много проблем, у нас есть вроде бы старые движки. но не очень высокого УИ, - какой там выигрыш?! ...
И кто сможет делать такие движки интересно...
Что то ребята нахимичили, может не правильно удельный вес метана учли...?
Подобный УИ и на керосине достижим, так зачем морочиться с метаном?
ЦитироватьАмериканцы отказались от метанового двигателя, слишком много проблем, у нас есть вроде бы старые движки. но не очень высокого УИ, - какой там выигрыш?! ...
И кто сможет делать такие движки интересно...
Что то ребята нахимичили, может не правильно удельный вес метана учли...?
Подобный УИ и на керосине достижим, так зачем морочиться с метаном?
Это в чем же проблемы с метаном? В начле 1990-х гг. (=- 1-2 года) у нас была издана неплохая книга "Космические двигатели" (по сути, сборник перводных статей из американских источников). Там отмечалось, что метан не представляет сложности в освоении и при этом не дороже керосина. Однако, приоритетность освоения была указана как невысокая (в связи со сравнительно невысоким выигрышем, по сравнению с керосином). Тем не менее, учитывая распространенность СН4 и некоторые его преимущества по УИ (а также ряд других положительных моментов), создание метановых ЖРД представляется (имхо, имхо) вполне целесообразным. Невысокая плотность метана вполне компенсируется повышенным соотношением компонентов (3-3,4 против 2,5-2,7 для керосина), а также возможностью применения совмещенных днищ баков (по причине небольшой разницы в температурах ЖК и СН4).
ЦитироватьВ начле 1990-х гг. (=- 1-2 года) у нас была издана неплохая книга "Космические двигатели" (по сути, сборник перводных статей из американских источников).
А что за книжка? Вот эта:
Бакингем А., Боттс Т., Бьюден Д. и др. Космические двигатели: состояние и перспективы. Пер. с англ. М.: Мир. 1988г. 454 с.
или "более другая"?
ЦитироватьЦитироватьВ начле 1990-х гг. (=- 1-2 года) у нас была издана неплохая книга "Космические двигатели" (по сути, сборник перводных статей из американских источников).
А что за книжка? Вот эта:
Бакингем А., Боттс Т., Бьюден Д. и др. Космические двигатели: состояние и перспективы. Пер. с англ. М.: Мир. 1988г. 454 с.
или "более другая"?
Вроде, эта. Дома где-то лежит, цитировал по памяти.
От семерки... ну, баки боковушек почти такие же, система крепления ББ, и... ну, и все. А, ну да, еще стартовый комплекс ;-). Основная фишка в том, что ее апгрейдить можно. Т.е. последовательно сделать сначала новый ЦБ, потом новую третью ступень метановую, потом новую боковушку, потом водородную третью ступень... и на каждом этапе получать прибавку ПН.
А третья ступень... по моему, масса 8:1 вполне нормальная для водородников, нет? Тем паче для третьей ступени. Какое там у Центавра совершенство? По моему, выше чем 1:12?
От Союз-3 как такового там ничего не остается. Это альтернативный апгрейд. Союз-3 за счет того, что там не метан, а керосин, и водородная ступень поменьше будет, имеет ПН на 22.5 тонны, а всего 15. Хотя, конечно, по сравнению с 10 тоннами керосинового варианта Союза-3, это тоже хорошо.
Водородную ступень Союза-3 МОЖНО поставить на эту РН. Но она получается недоразмеренной - оптимум тут порядка 60 тонн, а на Союзе-3 она 35. Да и два движка лучше будут, чем 4.
Откуда такой большой УИ на 11Д57, он же довольно старый?
Я помню были разработки у КБХА, но там ~470 сек добились только применением тарельчатого сопла.
Хмм... у Вейда написано 461, действительно, промахнулся я ;-). Но в любом случае, для вакуумного двигателя (а двигатель третьей ступени по сути вакуумный) УИ в 470 - это не есть нечто недостижимое, верно? ;-) Если уж на SSME 465 получили, который работает с поверхности....
Вообще говоря, это картину принципиально не меняет. Эти -100м/с УИ дадут... ну, минус полтонны ПН. Все равно 22 тонны остается. ;-)
Вы не думайте, уважаемые расчетчики тоже за голову схватились когда этот результат увидели ;-). Мы-то знаем, что такое Протон-М и чем он от Союза отличается ;-) Все проверили, даже увеличение миделя пробовали сделать - один фиг, 22 тонны получается. В то же время массы не занижены, обьемы корректные и все такое.
А что? Мне тарельчатое сопло нравится. Наш ответ на аэроспайк :mrgreen:
Кстати, по "удивительные цифры" - то, что керосиновый Протон должен выводить 30+ т никого вроеде не удивляет.
А разве тарельчатое сопло увеличивает вакуумный УИ?
ЦитироватьА разве тарельчатое сопло увеличивает вакуумный УИ?
Нет, уменьшает :) Но увеличивает интегральный по траектории, если траектория начинается в атмосфере.
Так для третьей ступени вакуумный УИ важнее атмосферного. Это на первых ступенях надо применять аэроспайк или тарелку, а наверху нафига?
Да, по поводу преемственности еще вот что - эта РН будет замечательно летать с боковушками от Союза без изменения. ПН при этом будет меньше на 10-15%, примерно. Цена самой РН - меньше процентов на 25. Сибирь, еще раз - это не конкретная РН на базе Союза. Это серия. Включающая в том числе и Союз. Она перекрывает диапазон ПН от 4.5 (это когда летит только метановый ЦБ + метановый разгоник на РД-185) через 7 тонн Союза, 13 тонн КМ2 варианта, 14.5 тонн М3 варианта к 20 тоннам КМВ и 22.5 тоннам М2В.
ЦитироватьЦитироватьА разве тарельчатое сопло увеличивает вакуумный УИ?
Нет, уменьшает :) Но увеличивает интегральный по траектории, если траектория начинается в атмосфере.
Сейчас зайду на сайт КБХА - там именно вакуумный УИ у тарелки был 470-471 сек.
Вот, нашел:
http://www.kbkha.ru/rus/22.php?type=2&id=23
ЦитироватьУдельный импульс тяги в пустоте, кгс с/кг (м/c) = 470 - 472 (4610,7- 4630,3)
Преимущества: высокий удельный импульс тяги
ЦитироватьЦитироватьА разве тарельчатое сопло увеличивает вакуумный УИ?
Нет, уменьшает :) Но увеличивает интегральный по траектории, если траектория начинается в атмосфере.
Насколько я понимаю вакуумный УИ не меняется. А атмосферный увеличивается.
ЦитироватьНасколько я понимаю вакуумный УИ не меняется. А атмосферный увеличивается.
На самом деле, вакуумный УИ тоже увеличивается: тарелчатое сопло компактнее круглого той же геом. степени расширения => при одинаковой заданной массе расширение у тарелчатого сопла больше (конечно, если грамотно проектировать: КС для тарелчатого сопла может оказаться тяжелее, чем для круглого).
ЦитироватьЦитироватьНасколько я понимаю вакуумный УИ не меняется. А атмосферный увеличивается.
На самом деле, вакуумный УИ тоже увеличивается: тарелчатое сопло компактнее круглого той же геом. степени расширения => при одинаковой заданной массе расширение
Компактнее в смысле только короче. А будет ли оно легче - совершенно неизвестно.
Цитироватьу тарелчатого сопла больше (конечно, если грамотно проектировать: КС для тарелчатого сопла может оказаться тяжелее, чем для круглого).
О!
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьНасколько я понимаю вакуумный УИ не меняется. А атмосферный увеличивается.
На самом деле, вакуумный УИ тоже увеличивается: тарелчатое сопло компактнее круглого той же геом. степени расширения => при одинаковой заданной массе расширение
Компактнее в смысле только короче. А будет ли оно легче - совершенно неизвестно.
Цитироватьу тарелчатого сопла больше (конечно, если грамотно проектировать: КС для тарелчатого сопла может оказаться тяжелее, чем для круглого).
О!
Конечно, легче такой двигатель наверняка не будет. Зато можно сэкономить на массе сухого отсека, где движок летит до разделения, и на прочности конструкции ступени, которая благодаря этому будет иметь меньшее удлинение и соответственно меньше поперечные нагрузки. Когдато в одной из книг (ЕМНИП, И.Тимната) встречал ещё один существенный недостатки подобных ЖРД: при естественном тепловом расширении элементов происходило существенное изменение критического сечения и серьёзные тепловые напряжения конструкции. Там же говорилось, что Рокетдайн провел полноценные стендовые испытания такого ЖРД и подтвердил вакуумный УИ=472 с. Однако двигатели такие производить всё же не стали...
ЦитироватьХмм... у Вейда написано 461, действительно, промахнулся я ;-). Но в любом случае, для вакуумного двигателя (а двигатель третьей ступени по сути вакуумный) УИ в 470 - это не есть нечто недостижимое, верно? ;-) Если уж на SSME 465 получили, который работает с поверхности...
И давно это на SSME получили 465 с с земным соплом? Я во всех источниках встречал цифру 455 с. В НК, во время регулярных пусков Шаттлов, приводили фактический УИ (по траекторным замерам ускорения), реализуемый в полёте - максимум было ЕМНИП на 1,5-2 с больше или около того.
Максимальный практический УИ на ЖРД, который уже летал в космос, мне встречался у водородника верхней ступени Дельты-III и Дельты-IV, это 466 с, и то при использовании
раздвижного сопла большого расширения.
ЦитироватьВ то же время массы не занижены, обьемы корректные и все такое.
Надеюсь что да... Однако вы привели только сухие массы блоков. А конечные от них заметно отличаются? Надеюсь, Вы не предполагали опорожнение баков "досуха" ? ;)
ЦитироватьВодородную ступень Союза-3 МОЖНО поставить на эту РН. Но она получается недоразмеренной - оптимум тут порядка 60 тонн, а на Союзе-3 она 35. Да и два движка лучше будут, чем 4.
Не, я имел в виду наоборот - поставить вашу водородную ступень на "Союз-2-3" вместо той, что там... То есть оценить эффективность увеличения последней водородной ступени для керосиновой ракеты, которая уже вроде как официально запланирована. Правда, при этом РН уже не укладывается в условное ограничение 400 т стартовой массы...
По моему, не вытянет по тяге. Там ЦБ на 150 тонн тяги - такой же как на Авроре/Ямале. В конце работы первой ступени во второй останется порядка 70 тонн топлива. Да плюс еще 60 в этой водородной ступени, да плюс 15 тонн ПН - тяговооруженность получается 0.9 уже. Маловато будет (с). На Сибири наоборот, из-за ограничения по обьему ЦБ активный участок работы второй ступени сокращен по сравнению с Союзом (хотя и существенно больше чем у Ангары той же). Зато сделана более тяжелая третья ступень. Поэтому везде тяговооруженность существенно лучше 1. А Союз 2.3 с этой ступенью вполне в 400 тонн укладывается. Хотя и впритирку.
Сухие массы... хмм... ну, по моему я даже и преувеличил оные. На метане например нету перекиси, а она тоже входит в сухую массу ступени 'по Вейду'.
ЦитироватьВы не думайте, уважаемые расчетчики тоже за голову схватились когда этот результат увидели ;-).
Пора Форуму "Труды" издавать
PS.
Но я первый в очереди
На публикацию :P :mrgreen:
hcube, а до 40... ну до 35 тонн ПН никак?
Не натягивается?
Ну чуточку еще постараться, а? :wink: :mrgreen:
Можно, если на первой ступени водород использовать, а на второй фтор вместо кислорода...
Только метановый вариант сомнителен, там приращение УИ для существующего движка незначительно и двукратный рост ПН очень уж невероятен, и подойдут ли эти движки для всех трех его ступеней?
А зачем нам кузнец... э... фтор, то есть?
Не, нам фтор не нужен :wink: :mrgreen:
А вот шесть боковых блоков, скажем... как у Технократа :roll: :wink: :mrgreen:
ЦитироватьА зачем нам кузнец... э... фтор, то есть?
Не, нам фтор не нужен :wink: :mrgreen:
А вот шесть боковых блоков, скажем... как у Технократа :roll: :wink: :mrgreen:
Тут малость в стороне копнуть надыть.
Под СК и в "общих габаритах" "Протона" - 6 РД-191 или вфорсированных до 200т НК-33 на 1 ступени (керосин), РД-0120+ 2 рулевых по 40 тонн и водород - на 2-й - и тонн 40 на орбите :-)
ЦитироватьА зачем нам кузнец... э... фтор, то есть?
Не, нам фтор не нужен :wink: :mrgreen:
А вот шесть боковых блоков, скажем... как у Технократа :roll: :wink: :mrgreen:
Зомби, вы мечете бисер перед свиньями.
40 тонн с СК Союза? Можно. На ЯРД на водороде. Иначе никак. Две ступени, захват за пояс между ними. Верхняя цилиндрическая 4 метра, нижняя - конус от 4 до 9 метров. Обе ступени - на ТФЯРД типа той же NERVA.
Вот 60 тонн уже НИКАК не получится на том что на сегодня технологически возможно.
А 35 тонн чем-то другим - элементарно. Ставим ту же самую водородную ступень на первые 2 ступени Протона - получаем пресловутый 'водородный Протон' - 35-40 тонн, не меньше.
А апгрейд - керосиново-водородный или метаново-водородный Протон. 6 штук НК-33-1 на первой ступени, 1 на второй, третья ступень такая же как у Сибири. ПН - хорошо за 40 тонн, притом что СК все тот же Протоновский.
К слову - а сколько вообще Протоновских стартовых комплексов есть? И сколько Союзовских?
Водород еще куда ни шло на третьей ступени, по стоимости, а на первых ступенях стоимость возрастет и очень сильно! И размер ракеты гораздо больше будет
ЦитироватьВодород еще куда ни шло на третьей ступени, по стоимости, а на первых ступенях стоимость возрастет и очень сильно! И размер ракеты гораздо больше будет
Да, не так уж и сильно. Полностью водородная РН будет иметь габариты процентов на 15-20 больше, чем полностью кросиновая. При одинаковой ПН, разумеется.
А размер СК для полностью водородной ракеты насколько больше выходит? :)
Новый СК для новой ракеты - гораздо более дорогое строительство.
Я сомневаюсь, что ЕСА отобъёт затраты на строительство СК для "Союза" в Гвиане.
ЦитироватьА размер СК для полностью водородной ракеты насколько больше выходит? :)
Новый СК для новой ракеты - гораздо более дорогое строительство.
Я сомневаюсь, что ЕСА отобъёт затраты на строительство СК для "Союза" в Гвиане.
Считая, что размеры СК пропорциональны габаритам РН, то болше на теже 15-20%. Однако, СК это ведь не только стартовые сооружения, но и, в том числе, заправочная инфрастуктура. Естественно, эта инфраструктура будет больше, сложнее и дороже, чем "керосиновая".
Вот! Вооот! А апологеты "водорода любой ценой" и "водорода на первой ступени" отказываются это учитывать. Типа, за 30 лет эксплуатации всё равно отобьётся.
Водород, спору нет, нужен на верхних ступенях. А на первой ему делать нечего.
ЦитироватьВот! Вооот! А апологеты "водорода любой ценой" и "водорода на первой ступени" отказываются это учитывать. Типа, за 30 лет эксплуатации всё равно отобьётся.
Водород, спору нет, нужен на верхних ступенях. А на первой ему делать нечего.
Хм, я тоже "апологет", правда всегда стараюсь учитывать если не все, то значимые факторы. Все зависит от конкретной проектной ситуации. К примеру, если уже имеется СК с "водородной" инфраструктурой (от 11к25, например), то почему-бы и не применить водород на 1-й ступени на РН с меньшей размерностью?
Кроме стоимости стартового комплекса, возрастет и стоимость всей ракеты и существенно,
особенно когда цены на ЖРД должны упасть, и цены на керосиновые ракеты сильно снизятся...
ЦитироватьКроме стоимости стартового комплекса, возрастет и стоимость всей ракеты и существенно,
особенно когда цены на ЖРД должны упасть, и цены на керосиновые ракеты сильно снизятся...
Это отчего же цены на ЖРД должны упасть?
ЦитироватьХм, я тоже "апологет", правда всегда стараюсь учитывать если не все, то значимые факторы. Все зависит от конкретной проектной ситуации. К примеру, если уже имеется СК с "водородной" инфраструктурой (от 11к25, например), то почему-бы и не применить водород на 1-й ступени на РН с меньшей размерностью?
О! Я с тобой! Теперь нас двое!
ЦитироватьЦитироватьХм, я тоже "апологет", правда всегда стараюсь учитывать если не все, то значимые факторы. Все зависит от конкретной проектной ситуации. К примеру, если уже имеется СК с "водородной" инфраструктурой (от 11к25, например), то почему-бы и не применить водород на 1-й ступени на РН с меньшей размерностью?
О! Я с тобой! Теперь нас двое!
Кого возьмем "третьим"?
ЦитироватьКого возьмем "третьим"?
Старого - он ТОЖЕ спирт любит :) ... в смысле жидкий водород... хотя у них в армии он шугообразный :)
Пьют шугообразный водород и закусывают твердым спиртом? Монстры, монстры...
ЦитироватьПьют шугообразный водород и закусывают твердым спиртом? Монстры, монстры...
Водород, как раз жидкий, а в нем плавают кусочки спирта... коктейль-шуга "Российский "Космический". Опохмеляются жидким азотом с кусочками спирта...
ЦитироватьПьют шугообразный водород и закусывают твердым спиртом? Монстры, монстры...
Не! Запивают жидким кислородом!
ЦитироватьЦитироватьПьют шугообразный водород и закусывают твердым спиртом? Монстры, монстры...
Не! Запивают жидким кислородом!
Два приятеля в российской глубинке на утро (по телефону):
- Что мы вчера пили?
- Не знаю. Старый что-то наливал...
- М-да... Ты в туалет ходил?
- Нет еще... А что?
- Не ходи. Я тебе из Токио звоню...
А вот вам и ракеты по обсуждаемой теме:
http://www.rambler.ru/db/news/msg.html?s=12&mid=8191921
Единственное, что я не понял (видно совсем отупел!) - куда делись промежуточные 2, 3 и 4 номера? Короче, ждите и надейтесь, амы всё когда-нибудь сделают.
Познакомьте с этими великолепными мужчинами, которые на своих могучих плечах носят ракеты - ракетоносителями! :D
Ознакомившись с концепцией развития ПК, изложенной Севастьяновым и широко обсуждаемой на форуме, решил еще раз вернуться к теме средств выведения, наиболее оптимальных для выполнения лунной и марсианской программ. Совершенно очевидно, что многопусковые схемы пилотируемых экспедиций на Луну, до 7 пусков с использованием имеющихся носителей, пригодны только для начальной стадии освоения Луны («флаговтыкательство» и создание минимальной начальной инфраструктуры). Сам считал оптимальными многопусковые схемы с использованием существующих носителей (см. первую страницу этого треда). Однако, многоэлементность и «многодельность» многопусковых схем неизбежно ведут к увеличению риска невыполнения миссий. К примеру, несостоявшийся запуск одного из 7 элементов лунной экспедиции, неизбежно ведет либо к срыву задачи, либо к необходимости содержания «горячего» резерва по каждому элементу системы. Что, надо признать, ведет к существенному удорожанию экспедиций. Настоящее промышленное освоение Луны, не говоря уже о марсианской экспедиции, на мой взгляд (впрочем, и на взгляд многих других форумчан), требуют носителей существенно большей грузоподъемности, чем ныне используемые. Рассмотрев еще раз обсуждаемые проекты тяжелых и сверхтяжелых РН для Луны и Марса (в т.ч. предложенные участниками форума), я склонен считать близким к оптимальному вариант РН, предложенный уважаемым SpaceR' ом (правда, с некоторыми изменениями, которые будут описаны ниже). Почему? Для начала краткий анализ проектов:
1) Виктория – К (РКЦ им. Макеева). Некоторыми участниками форума считается наиболее «вменяемым» проектом сверхтяжелой РН. Но, имхо, из всех проектов, этот – наиболее консервативный (в т.ч. и в смысле «консервации» технического уровня 70-90-х гг. прошлого века). Массовая отдача (Мст = 3100 т, Мпн = 100-110т) – не выше, чем у Н-1. Отсутствие СК (более-менее «живой» УКСС, видимо, потребует существенной доработки). Принятые технические решения и проектные параметры, судя по опубликованным данным, не обеспечивают достаточно высокой живучести (в частности, устойчивости к отказам 1-го ЖРД 1-й ступени). Безопасность обеспечивается только САС. Ракета годиться только для узкого круга задач (пилотируемые полеты к Луне и Марсу + высокоэнергетические межпланетные миссии). Использование отдельных блоков в качестве основы для РН меньшей грузоподъемности проблематично.
2) Ангара – 100 (ЦиХ). При стартовой массе примерно 2600-2700 т (по моим оценкам), обеспечивает выведение на ЛЕО около 100 т, что совсем неплохо. С моей точки зрения, проект хорош применением водорода на 3-й ступени, что обеспечивает развитие водородной инфраструктуры и сохранение опыта по водородным ЖРД. В минусах – отсутствие СК и три ступени, требующих 2-х зон отчуждения на территории СНГ (этот же недостаток свойственен и Виктории – К). К недостаткам, как и в п.1, можно отнести «заточенность» под выведение сверхтяжелых грузов, а также необходимость авиатранспортировки третьей ступени (судя по опубликованным изображениям, имеет диаметр 7,7 м). Правда, учитывая небольшую сухую массу, транспортировка ступени возможна на модифицированном Ту-204 или Ил-96.
3) Вариант воссоздания РН «Энергия», предложенный мной (см. тему «Технические аспекты возрождения «Энергии»). При Мст = 2100-2150 т выводит на ЛЕО ПН = 95-100 т. Основные отличия от 11к25 – одноразовые облегченные блоки А с заправкой, увеличенной до 318-325 т, укороченный блок Ц (заправка 468-477 т) с 2-мя РД-0120 (11д122), форсированных до уровня 109-110% номинальной тяги (штатный режим форсирования). ПН размещается сверху под классическим ГО. Достоинства – наличие СК (УКСС, СК площадки 110), наличие производственных мощностей для изготовления блока Ц. Недостатки – производство блоков А возможно только на Украине (создание отечественной базы может перечеркнуть весь проект) + все та же «заточенность» на грузы массой 100т. К недостаткам, также как и для Ангары-100, можно отнести и авиационную транспортировку блока Ц, для чего нужен, как минимум, модифицированный Ил-96Т.
4) Проект SpaceR'а. По сути, «реинкарнация» РН «Гроза» с 2 блоками А и укороченным блоком Ц с 2 РД-0120. РН обеспечивает выведение на ЛЕО 55-60 т ПН. Эта РН лишена главного системного недостатка – исключительной «заточенности» на сверхтяжелые грузы. Варьированием заправки блоков возможно покрытие диапазона ПН = 45-60 т, что позволяет использовать эту РН для многих практических задач: групповое выведение ИСЗ на ГСО, выведение тяжелых модулей для МКС, выведение (в т.ч. групповое) тяжелых ИСЗ военного и прикладного назначения на низкие орбиты. Ну, и само собой – использование для полетов к Луне и Марсу + высокоэнергетические межпланетные миссии.
Все варианты 100-тонных РН в потенциале обеспечивают однопусковую схему лунной экспедиции (с учетом, конечно, последних достижений в области материалов, микроэлектроники, ЖРД и т.р.).
Последний вариант можно избавить и от недостатка, связанного с необходимостью производить блоки первой ступени на Украине: это можно сделать заменой 2-х блоков А на 4 блока, созданных на базе УРМ-1 от РН Ангара! При этом, на каждом УРМ-ББ (назовем так гипотетический блок) устанавливается либо 1*РД-180, либо 2*РД-191 (последний вариант даже предпочтительней, поскольку примерно на 1 т снижает массу ДУ, кроме того при отказе одного из РД-191 сохраняется возможность продолжения полета, а также позволяет существенно снизить динамические нагрузки при отказе одного из ЖРД 1-й ступени, что важно для пилотируемых вариантов РН). Переход от 2-х блоков А к четырем блокам решает и проблему ветровых нагрузок (что было ахиллесовой пятой 2-хблочных дериваций Энергии – Гроза, Энергия-М). Более того, использование УРМ-ББ и модифицированного блока Ц позволяет:
- снизить нагрузки на ББ от эксцентриситета тяги относительно опор верхнего пояса связи и сохранить достаточно высокое массовое совершенство ББ;
- обеспечить вариации ПН в диапазоне от 33 до 90-100 т за счет использования различного числа УРМ-ББ (естественно в модифицированном виде для каждого варианта РН);
- снизить стоимость производства единичного УРМ-ББ за счет увеличения серийности.
- загрузить работой на многие годы все основные ракетные фирмы (РККЭ, ЦиХ, ЦСКБ-Прогресс, КБХА, Энергомаш и т.д.).
Расчеты показывают, что в базовом варианте (4*УРМ-ББ с заправкой по 170 т и с двумя РД-191 на каждом и блок Ц с заправкой около 360 т) РН имеет следующие параметры: Мст=1242т, Мпн (переходная незамкнутая орбита (-10-0)*185 км, наклонение 51,6 град, завершение АУТ на высоте 155км) = 63 т (при массе ГО = 9т, сброс на 195 с полета), тяговооруженность на старте 1,5. Поскольку расчет не учитывает дросселирования ДУ для ограничения скоростного напора и осевых перегрузок, а также для учета погрешностей модели (спредшит ratman'а), принимает Мпн на переходной орбите 59-60 т, что, по моим прикидкам обеспечит на опорной орбите (185*185 км, наклонение 51,6 град) Мпн=57-58 т.
При этом, длина УРМ-ББ (от плоскости среза сопла ЖРД) до вершины опорного конуса не превышает 32 м. Указанная длина, при использовании на блоке Ц совмещенного днища, позволяет полностью разгрузить блок Ц от сжимающих нагрузок на АУТ 1-й ступени (верхний пояс связи расположен перед баком ЖК на верхнем переходнике).
«Младший» вариант РН предусматривает применение 4*УРМ-ББ с заправкой по 100 т и с 1*РД-191 на каждом, укороченный блок Ц с заправкой 188т и с 1*РД-0120, при массе ГО =6000 кг, обеспечивает выведение на ту же орбиту ПН=33т. А это уже близко к «40-тоннику», искомому многими форумчанами,! Остальные варианты возможных РН на базе водородного блока Ц и УРМ-ББ не рассматривались – здесь, как говориться «поле не пахано!». Таким образом, вариант РН, предложенный уважаемым SpaceR' ом вполне обеспечивает, при сравнительно небольших затратах:
- двухпусковую схему лунной экспедиции;
- сборку МЭК массой 480т за 8-9 пусков (что возможно в течение одного года).
Двухпусковая схема (две РН с ПН по 60 т), лично мне, видится следующим образом. Первым выводится на ЛЕО лунный вслетно-посадочный комплекс (ВПК)с КВРБ. После необходимого фазирования этот комплекс выводится на окололунную орбиту, где и ожидает прилета пилотируемого компонента. Затем запускается пилотируемый КК с блоком «возврата» и тоже с отлетным КВРБ. Затем вывод на окололунную орбиту и стыковка с ВПК, переход части эипажа в лендер и посадка на Луну, взлет с Луны и стыковка с пилотируемым КК, возврат на Землю с помощью блока «возврата». Схема стыковки на окололунной орбите имеет следующее преимущество, имхо, перед стыковкой у Земли. В случае отмены запуска пилотируемого компонента системы, «лэндер» с водородным РБ не сможет достаточно долго «дожидаться» повторного запуска ПКК (водород испариться!). Можно конечно использовать долгохранимое топливо, но это существенно снижает располагаемую энергетику.
С уважением, Дмитрий В.
Планы писаны вилами по воде. без финасирования они ничто, а вон и Клиппер уже зарезали, а про Луну так даже обещаний никаких и не было, и не на что надеяться, ни двигателей и нет, и ни ракет хороших и проектов даже нет, и финансировать даже только и проект и то ведь денег не дадут...
ЦитироватьПланы писаны вилами по воде. без финасирования они ничто, а вон и Клиппер уже зарезали, а про Луну так даже обещаний никаких и не было, и не на что надеяться, ни двигателей и нет, и ни ракет хороших и проектов даже нет, и финансировать даже только и проект и то ведь денег не дадут...
Думаю, дело не в финансах, а в отсутствие политической воли руководства страны или, в лучшем (если это слово применимо в данной ситуации) случае - в остутствие видения необходимости космонавтки. Про "худший" случай я уж лучше умолчу.
Если б дело было в политике, то тогда бы не зарезали науку с 4% до около 1% с большим урезанием штатов и роспуском около тысячи научных организаций...
Мне кажется, Дмитрий, основные преимущества такой ракеты - в том, что её ПН примерно 60 тонн. Просто это самая востребованная ПН.
ЦитироватьМне кажется, Дмитрий, основные преимущества такой ракеты - в том, что её ПН примерно 60 тонн. Просто это самая востребованная ПН.
Я не уверен, что 60 т - наиболее востребованная нагрузка, но в любом случае, она будет более востребована, чем 100т и более.
Можно сказать и так. Ещё лучше была бы ракета с ПН в 40 тонн, особенно с возможностью повышения ПН. Например, чтобы далеко не ходить, Тризенит. Двухступенчатая, с керосином на обоих ступенях даёт 35-40 тонн, и позволяет варьировать вторую ступень, и выше.
Используя авиацию, можно отойти от ограничения по диаметру. Тогда даже Двузенит, со стартовой тягой в 1500 тс - больше полутора Протонов - на более выгодном топливе может давать 30-35 т. И это при керосиновой второй ступени.
Кто бы подсказал стоимость протоновских и зенитовских ЖРД...
Почему ракета на 40 т - особенно с возможностью роста - ещё более востребована, уже вроде обсуждалось.
ЦитироватьМожно сказать и так. Ещё лучше была бы ракета с ПН в 40 тонн, особенно с возможностью повышения ПН.
Да, насчет 40 т полностью согласен. Кстати, забыл написать, что со стандартной УРМовской заправкой РН рассмотренной компоновуки выведет как раз примерно 40 т на ЛЕО. Ну, а если решить вопрос с авиатранспортировкой, то тогда смело можно использовать водород на 2-й ступени.
ЦитироватьНу, а если решить вопрос с авиатранспортировкой, то тогда смело можно использовать водород на 2-й ступени.
А как это связано?
ЦитироватьЦитироватьМожно сказать и так. Ещё лучше была бы ракета с ПН в 40 тонн, особенно с возможностью повышения ПН.
Да, насчет 40 т полностью согласен.
(http://img68.imageshack.us/img68/2702/pechora2ot9.jpg)
:wink: :mrgreen:
ЦитироватьЦитироватьНу, а если решить вопрос с авиатранспортировкой, то тогда смело можно использовать водород на 2-й ступени.
А как это связано?
Если решена проблема с транспортабильностью крупногабаритных блоков, то нет смысла держаться за керосин.
У водорода проблемы не только с транспортабельностью крупных ракетных блоков вроде.
ЦитироватьУ водорода проблемы не только с транспортабельностью крупных ракетных блоков вроде.
Уж сколько все это обсуждалось... Никаких непреодолимых проблем при использовании водорода нет.
ЦитироватьЦитироватьУ водорода проблемы не только с транспортабельностью крупных ракетных блоков вроде.
Уж сколько все это обсуждалось... Никаких непреодолимых проблем при использовании водорода нет.
Верно, обсуждали, но, подозреваю, каждый решил про себя по-своему :) . На мой взгляд, на начальной стадии лучше избегать дополнительных затрат, связанных с использованием водорода. Оставив эту возможность на будущее для развития системы.
А так - конечно, никаких непреодолимых проблем при использовании водорода нет. Как и при строительстве ТЯРДа, утрируя, конечно.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьУ водорода проблемы не только с транспортабельностью крупных ракетных блоков вроде.
Уж сколько все это обсуждалось... Никаких непреодолимых проблем при использовании водорода нет.
Верно, обсуждали, но, подозреваю, каждый решил про себя по-своему :) . На мой взгляд, на начальной стадии лучше избегать дополнительных затрат, связанных с использованием водорода. Оставив эту возможность на будущее для развития системы.
А так - конечно, никаких непреодолимых проблем при использовании водорода нет. Как и при строительстве ТЯРДа, утрируя, конечно.
Проблема в том, имхо, что если изначльно не закладывать водород в проект, оставляя это дело "на потом", затраты могут быть гораздо выше, чем если сразу ориентироваться на ЖВ.
Для "лунного 40-тонника" водород противопоказан
Для его апгрейда до 70-80 тонн - вполне годится
"Я так думаю" (С)
ЦитироватьДля "лунного 40-тонника" водород противопоказан
Для его апгрейда до 70-80 тонн - вполне годится
"Я так думаю" (С)
Только водород, Зомби! :lol: И никакого керосина на 2-й ступени! :twisted:
(http://img164.imageshack.us/img164/5839/pechora3st5.jpg)
Зомби! Я оценил Ваш юмор :lol: Тем не менее - ЖВ! Только компоновочку изменить надо... Ну, если пакет, то ЦБ диаметром 7,7 м. А про тандем мы с Вами в прошлом году очччень хорошо пообщались! :wink:
ЦитироватьЗомби! Я оценил Ваш юмор :lol:
"Слюшай, дарагой! Какие шютки?" (С) :wink: :mrgreen:
ЦитироватьТем не менее - ЖВ! Только компоновочку изменить надо... Ну, если пакет, то ЦБ диаметром 7,7 м.
Так потому и пакет, чтобы не менять и ваще не трогать... эээ... "любимый размер Старого" (4.1 м)
PS.
Вот вместо, чтобы мечтать пустое... о водороде... некоторые иные... расчитали бы... такой пакет... керосиновый... :roll:
Не сочтите за намёк :roll: :roll: :roll:
:wink: :mrgreen:
ЦитироватьА про тандем мы с Вами в прошлом году очччень хорошо пообщались! :wink:
Тандем - это хорошо...
Но возможно, что это "абстрактно оптимальный" вариант
А "конкретно оптимальный"... :roll: :mrgreen:
to Зомби
Эт-та, Зомби!
А ведь я Вам не так давно считал керосиновые пакеты (месяц-другой назад). Но, Вам помнится, не очень понравилось :(
Дык не те пакеты :?
А нужно так:
Зенит + 4 "типа Ангарские УРМы" (т.е. одногоршковые боковухи)
И Зенит + 4 "типа двухгоршковые" боковухи
И в первом случае, если "не хватит", то с доразгоном третьей ступенью
А во втором - с водородом на 2-й ступени
Типа того :roll:
:wink: :mrgreen:
PS.
Не, "абстрактно ясно", что так можно сделать
В конце-концов, берем "Старый трехзенит" и пилим из них два зенита пополам, напильником, то есть, перетачиваем на 4-е боковухи :roll:
Но хотелось бы "добиться того же эффекта" на боковухах с меньшим числом горшков, чтоп подешевле-помассовее :mrgreen:
Не, Зомби ! Увы, если брать в качестве боковушек 4*УРМ-1 от Ангары ("одногоршковые"), то ракета просто не получится - топливо из ЦБ (первая ступень Зенита) выгорит раньше чем из ББ. Ну, а если снять ограничения на заправку, то у меня получается, что при Мст=1040т, можно вывести ПН = 37т на ЛЕО, но заправка УРМов должна быть 73 т, а ЦБ 585 т. Не получаецца :( Да и начальная тяговооруженность 2-й ступени больше 2 (перегрузка в конце АУТ около 8). Двухгоршковый вариант не считал, но он будет получше, правда ПН будет тонн 50 (навскидку).
Ну, "одногоршковый вариант" надо считать, видимо, "нетривиально" :mrgreen:
В конце-концов берется "русский Зенит" (которого нет :roll: )
И не строго "ангарские УРМы", а "типа того"
А топливо выгорать раньше должно в боковухах - как в семерке, будет "полутораступенчатый вариант" = выигрыш по ПН
Не, не, должно "что-то выйти", только какой ПН можно добиться таким образом?
Как ни прискорбно, вынужден признать, что ошибся. Зомби! С 4-мя "одногоршковыми" УРМами и ЦБ на базе Зенита ПН будет тонн 10. Всего-то. А вот с 2-хгоршковыми (РД-180) при Мст=1591т, ПН = 32,3 т. Заправка УРМ 175 т, ЦБ - около 700. В общем, кака получается. Так что или ББ с РД-170 и ЦБ с РД-180 надо. Либо, что лучше, ЦБ на водороде!
ЦитироватьПроблема в том, имхо, что если изначльно не закладывать водород в проект, оставляя это дело "на потом", затраты могут быть гораздо выше, чем если сразу ориентироваться на ЖВ.
Это что-то новое, по-моему.
1) Почему водородный РБ, или даже верхняя ступень, устанавливаемые впоследствии, дадут гораздо более высокие затраты?
Пожалуйста, не ссылайтесь на больший диаметр ступеней :) или, скажем, аэродинамические нагрузки.
2) Почему обязательно, в условиях ограниченных стартовых затрат, нужно делать сразу или всю водородную ракету, или с различными компонентами?
Мне кажется, оптимальным было бы делать чисто керосиновый мощный двухступенник, с циклограммой, аналогичной зенитовской. Поменять верхнюю ступень на водородную или поставить водородный РБ при желании можно впоследствие. Неоптимальность по сравнению с "глобально оптимизированной" системой, думаю, будет порядка неоптимальности при выведении на разные орбиты разных ПН - то есть, эта неоптимальность будет стоить меньше эксплуатационного выигрыша от обычной унификации.
ЦитироватьЦитироватьПроблема в том, имхо, что если изначльно не закладывать водород в проект, оставляя это дело "на потом", затраты могут быть гораздо выше, чем если сразу ориентироваться на ЖВ.
Это что-то новое, по-моему.
1) Почему водородный РБ, или даже верхняя ступень, устанавливаемые впоследствии, дадут гораздо более высокие затраты?
Пожалуйста, не ссылайтесь на больший диаметр ступеней :) или, скажем, аэродинамические нагрузки.
2) Почему обязательно, в условиях ограниченных стартовых затрат, нужно делать сразу или всю водородную ракету, или с различными компонентами?
Мне кажется, оптимальным было бы делать чисто керосиновый мощный двухступенник, с циклограммой, аналогичной зенитовской. Поменять верхнюю ступень на водородную или поставить водородный РБ при желании можно впоследствие. Неоптимальность по сравнению с "глобально оптимизированной" системой, думаю, будет порядка неоптимальности при выведении на разные орбиты разных ПН - то есть, эта неоптимальность будет стоить меньше эксплуатационного выигрыша от обычной унификации.
1)Придется последовательно разрабатывать 2 ступени: сначала керосиновую, затем водородную. При этом, если 1-я ступень остается неизменной, может оказаться. что ПН, полученная при модификации, окажется в "неудачном" диапазоне (скажем, чрезмерно большая). При переходе на водород на 2-й ступени, придется существенно дорабатывать СК, что может вообще приостановить пуски на время реконструкции. И. хотя Вы просили меня не писать о диаметрах и т.п., могут возникнуть компоновочные "коллизии" (чрезмерная длина 2-й ступени, нестыковки с СК и т.п.).
2)Речь об обязательности не идет. Все зависит от конкретных условий. Для РН с ПН до 15-20т вполне можно обойтись и керосином. А вот при бОльших нагрузках применение водорода может оказаться гораздо более целесообразным, в т.ч., а может быть и в первую очередь, с экономической точки зрения.
Замечу, что речь о КРБ в данном случае я не вел. КВРБ в составе КГЧ применим на любых РН - и керосиновых и водородных и "смешанных".
ЦитироватьДля РН с ПН до 15-20т вполне можно обойтись и керосином. А вот при бОльших нагрузках применение водорода может оказаться гораздо более целесообразным, в т.ч., а может быть и в первую очередь, с экономической точки зрения.
Замечу, что речь о КРБ в данном случае я не вел.
Это интересно. Вы считаете, что РН на 40 т ПН может быть дешевле сделать с использованием водорода, чем без него? Почему?
ЦитироватьКак ни прискорбно, вынужден признать, что ошибся. Зомби! С 4-мя "одногоршковыми" УРМами и ЦБ на базе Зенита ПН будет тонн 10. Всего-то. А вот с 2-хгоршковыми (РД-180) при Мст=1591т, ПН = 32,3 т. Заправка УРМ 175 т, ЦБ - около 700. В общем, кака получается. Так что или ББ с РД-170 и ЦБ с РД-180 надо. Либо, что лучше, ЦБ на водороде!
Дмитрий, а как у вас с арифметикой? :mrgreen:
"Этого не может быть, потому что не может быть никогда" (С)
У Зенита ПН насколько известно ~14 тонн
Добавление к первой ступени 4-х одногоршковых УРМов (с пропорциональным временем работы и соответствующим увеличением второй ступени) не может уменьшить величину ПН (если конечно не постараться специально)
Другое "масштабное" соображение:
у Ангары-5 заявленная ПН ~ 22 тонн
Но у нее все модули первой ступени одинаковые
А если ей в качестве ЦБ подставить "типа Зенит"?
Неужели ПН тоже уменьшиться?
Позвольте словцо кинуть.
Я тоже за разработку сразу водородного варианта, но исхожу несколько из другого.
Пожалуй только на Космос 3М не предполагалось ставить водородную ступень, а воз и ныне там. Я думаю, и даже почти уверен, что и на Ангаре водорода никогда не будет. Сделают керосиновый вариант, обкатают, получат ракету летающую и скажут, мол она и так летает, а на водород денег уже нет, да вроде бы и так хорошо, а там сложности разные, стоимость большая, переделки разные.
Нее. Ежели мы хотим ракету на водороде, то и делать ее надо на водороде и средства на этот водород и выделять. Потом можно и к керосину вернуться, дабы уменьшенным вариантом рынок перекрыть, если опять же захочется (в чем сомневаюсь). Иначе сейчас не получится. Воппрос только в одном, нужен ли этот самый водород, а тут мнения диаметрально расходятся на четыре стороны в шести направлениях ...
А вот когда технологии окончательно утрясут, научатся водород производить дешево, появятся блоки, которые можно слегка модифицировать и на другие ракеты ставить, вот тогда и можно будет сначала керосин, а потом водород.
Не, в принципе можно просто диаметр ЦБ увеличить - до 4.6 метров
Но возить тогда придется не на паровозе
А что, самолетом зато быстрее :wink: :mrgreen:
То, что "на базе Зенита" можно сделать 40-тонник - это понятно
Но вопрос в том, можно ли ограничится однокамерными двигателями на боковых блоках и иметь их в числе четыре
(а вообще, "тонких" блоков могло бы быть и все шесть)
То есть, тяговооруженность такой ракеты будет в два раза больше Зенита, поэтому "от фонаря" можно ожидать увеличения ПН тоже в два раза, т.е. до 28 тонн - грубо говоря
Но есть еще два фактора, которые можно применять для увеличения ПН, это
- "полутораступенчатость снизу" (сброс ББ "как у семерки"),
- и "довыведение сверху" (третья ступень)
Так что можно ожидать, что требуемые 35 тонн таки можно дожать
Однако "на пальцах" это неочевидно
А вопрос интересный :wink: :mrgreen:
Поэтому и хотелось бы чиста канкретна...
Работает ли... ээээ... "схема Белла" (лунный "40-тонник" = "Зенит с боковухами")
Дмитрий, вероятно, посчитал по своей "тандемной" схеме и чего-то не учел или не применил
Ясно, что "циклограмма", тяга и масса ступеней будут, скажем, "несколько иные"
Так штаааа...
:mrgreen:
2 Зомби.
Насчет "арифметики" - еще раз проверю в понедельник, хотя и считал по 2-м разным методикам. Конкретно рассчитывал пакетную 2-хступенчатую схему с 4 ББ с 1*РД-191 на каждом и ЦБ с 1*РД-170. Зенит с УРМами в качестве боковух однозначно не проходит - я уже писал, что в данном случае топливо из ЦБ (время работы 135-140 сек примерно, а с учетом дросселирования - не более 150, навскидку) выработается быстрее чем из УРМ (время работы около 200 сек). То есть РН вырождается в уродливую одноступенчатую ракету. А при подборе оптимальных заправок получились те цифры которые я уже называл. так что при имеющихся/проектируемых однокамерных керосиновых ЖРД вариант такого апгрейда Зенита попросту непроходной.
Цитировать2 Зомби.
Зенит с УРМами в качестве боковух однозначно не проходит - я уже писал, что в данном случае топливо из ЦБ (время работы 135-140 сек примерно, а с учетом дросселирования - не более 150, навскидку) выработается быстрее чем из УРМ (время работы около 200 сек). То есть РН вырождается в уродливую одноступенчатую ракету. А при подборе оптимальных заправок получились те цифры которые я уже называл. так что при имеющихся/проектируемых однокамерных керосиновых ЖРД вариант такого апгрейда Зенита попросту непроходной.
Давайте разберемся неторопясь.
1. Чтобы Россия приняла такой носитель (при сегодняшней политике), нужо чтобы все производилось в Росии. Тоесть, надо производить ступень под РД-171 и она не обязана быть в точности как первая ступень Зенита!
2. Что Вы понимаете под "оптимальных заправок"? Запуск боковых УРМ-ов почти пустыми? А перекачывание топлива из боковушек в ЦБ нельзя сделать? Или (смотри т.1) сделать ЦБ побольше (насколько тяга позволяет)?
Цитировать1. Чтобы Россия приняла такой носитель (при сегодняшней политике), нужо чтобы все производилось в Росии. Тоесть, надо производить ступень под РД-171 и она не обязана быть в точности как первая ступень Зенита!
Именно
От Зенита в сущности мы хотим сохранить только диаметр ЦБ - "не более 4.1 метров"
Цитировать2. Что Вы понимаете под "оптимальных заправок"? Запуск боковых УРМ-ов почти пустыми? А перекачывание топлива из боковушек в ЦБ нельзя сделать? Или (смотри т.1) сделать ЦБ побольше (насколько тяга позволяет)?
Не надо ничего перекачивать
За "прототип" можно взять "циклограмму" "от семерки", не "недозаправить УРМ", а сделать боковой блок подходящей размерности, авось "меньше" не сложнее, чем "больше"
PS.
Еще мысль возникла: а можно вообще обсчитать "типа Протон" (с его ББ, с вариантами "отделяемый - не отделяемый"), но на керосине и с длиной первой ступени "как у Зенита"
И с вариантом "дополнительных двигателей по центру", с одной камерой (ну чисто "Ангара-7" :wink: :mrgreen: ), с двумя и четырьмя
Вообще, "вариантов есть", только надо прикинуть все по-правильному
Можно ожидать, что найдется и на "40-тонник"
О какая ракета! :wink: :mrgreen:
(http://img228.imageshack.us/img228/5787/pechora4ij0.jpg)
ЦитироватьЦитироватьДля РН с ПН до 15-20т вполне можно обойтись и керосином. А вот при бОльших нагрузках применение водорода может оказаться гораздо более целесообразным, в т.ч., а может быть и в первую очередь, с экономической точки зрения.
Замечу, что речь о КРБ в данном случае я не вел.
Это интересно. Вы считаете, что РН на 40 т ПН может быть дешевле сделать с использованием водорода, чем без него? Почему?
Да, разумеется. Скажем так, к этому же выводу пришли и, в частности, американские ракетчики. Дешевле из-за меньшей стартовой и сухой массы РН.
ЦитироватьЦитироватьЭто интересно. Вы считаете, что РН на 40 т ПН может быть дешевле сделать с использованием водорода, чем без него? Почему?
Да, разумеется. Скажем так, к этому же выводу пришли и, в частности, американские ракетчики. Дешевле из-за меньшей стартовой и сухой массы РН.
Это не факт. Водородная ракета легче керосиновой но килограм керосиновой ракеты дешевле килограма водородной. Так что совсем не очевидно что более тяжёлая керосиновая ракета окажется дороже более лёгкой водородной.
Американцы действовали в специфических условиях когда вынуждены были "дожимать" ПН с помощью водорода и ТТУ. В итоге у них развилась водородная и твердотопливная база и заглохла высококипящая. Поэтому делать РН на этой базе в их условиях оказывается дешевле чем возрождать высококипящую. Но в других условиях, когда страна сильна в высококипящих технологиях и слаба в водороде и твёрдом топливе всё может быть наоборот.
А зачем на центральном блоке размером с Зенит четырехгоршковый моторчик, заменить на двух, а тяговооруженность на старте обеспечить за счет боковух, может даже разного типа (Зенит, УРМ, ТТУ), смотря какой ПГ хочется. На вскидку два Зенита на боковухи вот и 33-35 тонн, а если еще четыре Тополя то за полста как с куста, правда такой чудной разношерстный монстр получается. Центральный блок отработает вдвое дольше, а тяги на том учаске траектории хватит по заглаза, третью ступень можно взять полегче.
ЦитироватьА зачем на центральном блоке размером с Зенит четырехгоршковый моторчик, заменить на двух, а тяговооруженность на старте обеспечить за счет боковух...
Именно
Я это и имею в виду
Цитировать, может даже разного типа (Зенит, УРМ, ТТУ), смотря какой ПГ хочется. На вскидку два Зенита на боковухи вот и 33-35 тонн, а если еще четыре Тополя то за полста как с куста, правда такой чудной разношерстный монстр получается.
Бррррр... :shock: :mrgreen:
Ладно, шутки в сторону :wink:
Берем первую ступень Протона, вытягиваем в длину "как у Зенита", втыкаем в ... э... в ЦБ :roll: ... дополнительный двухкамерный ... э... РД-180...
... и считаем, что получицца
ЦитироватьЦентральный блок отработает вдвое дольше, а тяги на том учаске траектории хватит по заглаза, третью ступень можно взять полегче.
Примерно так
Откровенно говоря, сдается мне, что на базе того что есть (в разной степени готовности), т.е. Зенит и УРМ - не выдет ничего путнего :(
Пакет на базе РД-180 смотриться намного лучше...
ЦитироватьОткровенно говоря, сдается мне, что на базе того что есть (в разной степени готовности), т.е. Зенит и УРМ - не выдет ничего путнего :(
Ну ессессно
К тому же Зенит - забугорная ракета, а УРМов и вовсе нет в природе
Не, "все по новой", но "на основе прототипов" и с использованием того, что есть (двигатели в основном)
Использование 4х УРМов и ЦБ приводит к 2м схемам:
1. Увеличение ЦБ на базе Зенита раза в 1,5 - прямой путь к керосиновой Энергии, либо большая длина, либо - диаметр.
2. Урезание тяги - замена РД-170 на РД-180 - прямой путь к Ангаре-5...
Боюсь, это тупиковое направление...
Предпочтительней смотрится Трехзенит или Пятиатлас.
ЦитироватьИспользование 4х УРМов и ЦБ...
Не
6 боковых блоков, как у Протона, только отделяемые
Либо 4-е, но на ЦБ четырехкамерный РД-170
Итого 8 камер
Вопрос в том, хватит или нет?
Цитировать1. Увеличение ЦБ на базе Зенита раза в 1,5 - прямой путь к керосиновой Энергии, либо большая длина, либо - диаметр.
Зачем увеличивать (удлинять??? :shock: ) ЦБ Зенита?
Большой диаметр - вообще "решает все" (даже ненамного бОльший, чем есть)
Но упирается в ... э.... ширину ЖД колеи, как известно
Поэтому вопрос в том, можно ли его не увеличивать?
ЦитироватьБоюсь, это тупиковое направление...
???
ЦитироватьПредпочтительней смотрится Трехзенит или Пятиатлас.
Вот че-то ненравится мне "трехзенит"
Как... э... нравственная категория? :mrgreen:
Зомби, то что вы предлагаете обычно называется Керосиновый Протон ;)
Зверь не такой уж редки и вполне изученный. Те же 35-40 т на ЛЕО.
ЦитироватьЗомби, то что вы предлагаете обычно называется Керосиновый Протон ;)
Зверь не такой уж редки и вполне изученный. Те же 35-40 т на ЛЕО.
Ну дык ить то, что надо, ага? :wink: :mrgreen:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЭто интересно. Вы считаете, что РН на 40 т ПН может быть дешевле сделать с использованием водорода, чем без него? Почему?
Да, разумеется. Скажем так, к этому же выводу пришли и, в частности, американские ракетчики. Дешевле из-за меньшей стартовой и сухой массы РН.
Это не факт. Водородная ракета легче керосиновой но килограм керосиновой ракеты дешевле килограма водородной. Так что совсем не очевидно что более тяжёлая керосиновая ракета окажется дороже более лёгкой водородной.
Американцы действовали в специфических условиях когда вынуждены были "дожимать" ПН с помощью водорода и ТТУ. В итоге у них развилась водородная и твердотопливная база и заглохла высококипящая. Поэтому делать РН на этой базе в их условиях оказывается дешевле чем возрождать высококипящую. Но в других условиях, когда страна сильна в высококипящих технологиях и слаба в водороде и твёрдом топливе всё может быть наоборот.
Поэтому я, как правило, вставляю фразы типа "может оказаться целесообразным" и стараюсь избегать категоричности. В вопросах стоимости средств выведения мы все (участники форума) можем только высказывать предположения, оперируя качественными, а не количественными, параметрами. Экономическая эффективность РН может быть более или менее точно рассчитана только после достаточно полной проработки проекта (включая альтернативные варианты).
ЦитироватьЦитироватьЗомби, то что вы предлагаете обычно называется Керосиновый Протон ;)
Зверь не такой уж редки и вполне изученный. Те же 35-40 т на ЛЕО.
Ну дык ить то, что надо, ага? :wink: :mrgreen:
Протон это Хруничев, а Хруничев это Ангара. Со всеми вытекающими :(
Кроме того, такой девайс был бы недостаточно универсальным и избыточным в современных условиях, разве что двухступенчатый?
Опять-таки НК-33 - невылетной...
ЦитироватьЦитировать2 Зомби.
Зенит с УРМами в качестве боковух однозначно не проходит - я уже писал, что в данном случае топливо из ЦБ (время работы 135-140 сек примерно, а с учетом дросселирования - не более 150, навскидку) выработается быстрее чем из УРМ (время работы около 200 сек). То есть РН вырождается в уродливую одноступенчатую ракету. А при подборе оптимальных заправок получились те цифры которые я уже называл. так что при имеющихся/проектируемых однокамерных керосиновых ЖРД вариант такого апгрейда Зенита попросту непроходной.
Давайте разберемся неторопясь.
1. Чтобы Россия приняла такой носитель (при сегодняшней политике), нужо чтобы все производилось в Росии. Тоесть, надо производить ступень под РД-171 и она не обязана быть в точности как первая ступень Зенита!
2. Что Вы понимаете под "оптимальных заправок"? Запуск боковых УРМ-ов почти пустыми? А перекачывание топлива из боковушек в ЦБ нельзя сделать? Или (смотри т.1) сделать ЦБ побольше (насколько тяга позволяет)?
1.Конечно, об этом и пишу. Как "Зенит" не получается.
2. Заправки - оптимальные с точки зрения максимума ПН при заданных тяге ДУ и стартовой массе.
Водород более чем оправдан на верхней ступени. Так, замена МЕТАНОВОГО двигателя на водородный дает выигрыш в ПН примерно в 50%, при этом масса водородной ступени всего около 20% от массы РН. Но вот 'внизу' водород использовть не просто бессмыслено, но и ВРЕДНО. Во первых, растет аэродинамическое сопротивление из-за бОльших баков. Во-вторых, относительный вес бака получается выше. И наконец сам бак на единицу массы стоит дороже.
Так что по моему, А-100 - это есть самый оптимум. 4 или 2 боковушки на РД-170, ЦБ на РД-180 и третья ступень на одном РД-0120. Минимум двигателей, минимум водорода, максимум ПН ;-)
Навеяно постами hcube в этом топике и Ворона в «Водородной Ангаре».
Как я уже не раз писал, категоричность крайне вредна как вообще, так и при выборе компонентов топлива для РН. Вопрос этот сложный и на практике решается с учетом многих факторов (наличие имеющихся или разрабатываемых ЖРД, транспортные ограничения, традиции фирмы-разработчика, экономика и т.д. и т.п.). Вначале выскажу свое ИМХО, а потом попробую проиллюстрировать его примерами. Да, сразу оговорюсь, все рассуждения относятся к 2-хступенчатым РН (почему – уже говорил в «Две ступени vs три ступени...»).
1.Для РН с ПН до 15-20 т на ЛЕО (ну, и плюс-минус, конечно) вполне можно обойтись без водорода (в маршевых ступенях, в РБ водород полезен не зависимо от компонентов, применяемых на маршевых ступенях). Хотя, во многих странах (США, Европа, Япония) водород применяют и на РН с меньшей грузоподъемностью. Из-за влияния масштабного фактора, как правило, на РН небольшой размерности трудно получить приличное массовое совершенство водородных ракетных блоков. Правда, и здесь не так все просто. Например, «Центавр» на Атласе-5 при заправке всего около 20 т имеет конструктивную характеристику более 10 единиц (что, объясняется в т.ч. и сравнительно небольшим вкладом в сухую массу массы ДУ – тяговооруженность маленькая).
2.Для РН с ПН более 20 т применение водорода куда целесообразнее. А вот как его применять – это уже большой вопрос. Если РН проектируется с нуля (в т.ч. заново проектируем ЖРД), то, пожалуй, я бы использовал на 1-й ступени керосин, а на второй – водород. А вот если у нас в распоряжении имеется уже готовый водородный ЖРД подходящей размерности, то можно рассмотреть и вариант полностью водородной ракеты.
Рассмотрим примеры. За основу возьмем мой гипотетический проект «Водородной Ангары».
Итак:
1) «Водородная Ангара». Пакетная схема – 2 ББ с 2*11д122 на каждом, на ЦБ – 1*11д122. При Мст = 505т, на переходной орбите 0*185 км ПН = 32,5 т (номинальное расчетное значение), суммарная масса «конструкции» РН (включая массу ГО, остатки незабора, газы наддува и т.п.) 64,5 т. Рабочие запасы топлива (РЗТ) ББ около 128 т, ЦБ – около 152 т. Длина ББ с учетом носового конуса – около 40м, ЦБ вместе с переходным отсеком – около 42 м. Диаметр всех боков 4,1м. Диаметр переходника (выбран из условия существенной разгрузки ББ от внецентренного изгиба) и ГО – 6,2 м.
2) 2-хступенчатая полностью керосиновая РН с удельными параметрами ЖРД, соответствующими РД-170/171 и РД-180. При той же схеме и тяговооруженности 1-й ступени (1,56), что и у «ВА», с тем же соотношением тяг ЦБ и ББ и при той же ПН, Мст = 1083 т. Заправка (РЗТ) ББ – 305 т (почти как у блока А 11к25), ЦБ – 337т. При этом габариты РН почти в точности совпадают с «ВА»! Суммарная масса «конструкции» РН (включая массу ГО, остатки незабора, газы наддува и т.п.) равна примерно 104 т. Ну, а если на такой РН применить уже имеющиеся ЖРД (РД-170 на ББ и РД-180 на ЦБ), то при Мст = 1265 т, ПН составит более 36 т (при соответствующем увеличении габаритов и масс блоков).
3) «Смешанный вариант». На ББ применяются ЖРД с параметрами ЖРД, соответствующими РД-170/171 и РД-180, а на ЦБ – с параметрами, как у 11д122. При прочих равных условиях, такая РН выведет на ту же орбиту ПН = 32,5 т при Мст = 624т и при массе конструкции около 64т. РЗТ блоков : ББ – по 170 т., а в ЦБ около 187 т. При этом, на ББ очень хорошо «смотрятся» РД-180. А вот для ЦБ нужен водородный ЖРД с тягой в пустоте 250 тс. Если же на ЦБ применить 11д122, то при той же стартовой массе ПН составит 31,8 т (т.е. ПН уменьшится всего лишь на 2%, т.е. явно в пределах точности расчетов), но несколько перераспределятся РЗТ: в ББ по 183,5 т, а в ЦБ – около 161,5 т. Однако, если в первых 2-х вариантах все блоки выполнены в диаметре 4,1м, то в данном случае объем ББ сокращается почти в 2 раза, что при сохранении диаметра 4,1 м, приведет к уменьшению их длины и создаст определенные проблемы с компоновкой - необходимость размещения верхнего пояса силовой связи непосредственно на обечайке бака ЖВ. Что, вообще говоря, технически возможно, но не желательно. Альтернатива – перевод ББ на диаметр 2,9 м.
Для дальнейшего рассмотрения оставляем варианты 1 и 3. 2-й вариант – явный «аутсайдер». Учитывая, что «керосиновая» конструкция более дешева, 3-й вариант представляется предпочтительным (тем более, что его габариты меньше, а масса конструкции такая же, как у «ВА»). И если на предприятии уже есть оснастка под оба диаметра (2,9 и 4,1 м), то я, лично, предпочту именно 3-й вариант. Таким образом, видно, что обоснованный выбор типа компонента топлива не может быть сделан однозначно только на основе общих умозрительных рассуждений. Требуется тщательная проработка проекта, а с заявлениями типа «применение водорода на 1-й ступени категорически противопоказано» нужно быть поосторожнее.
С уважением, Дмитрий В.
Дмитрий, а сколько по-вашему выведет на ЛЕО чисто двухступенчатый Пятиатлас? Академический интерес замучал :)
ЦитироватьЗомби, то что вы предлагаете обычно называется Керосиновый Протон ;)
Зверь не такой уж редки и вполне изученный. Те же 35-40 т на ЛЕО.
На форуме есть?
PS. Вообще, я так понимал, что "керосиновый Протон" - это 20 тонн на ЛЕО?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЗомби, то что вы предлагаете обычно называется Керосиновый Протон ;)
Зверь не такой уж редки и вполне изученный. Те же 35-40 т на ЛЕО.
Ну дык ить то, что надо, ага? :wink: :mrgreen:
Протон это Хруничев, а Хруничев это Ангара. Со всеми вытекающими :(
Кроме того, такой девайс был бы недостаточно универсальным и избыточным в современных условиях, разве что двухступенчатый?
Опять-таки НК-33 - невылетной...
Хмы...
Дык:
1) Его и "надо" - вместо Ангары :mrgreen:
2) Чем же он не универсален и какая, сбссно, универсальность нужна?
Вполне можно манипулировать чилом боковых блоков и числом камер на ЦБ
3) Какой НК-33? :shock:
ЦитироватьЦитироватьЗомби, то что вы предлагаете обычно называется Керосиновый Протон ;)
Зверь не такой уж редки и вполне изученный. Те же 35-40 т на ЛЕО.
На форуме есть?
PS. Вообще, я так понимал, что "керосиновый Протон" - это 20 тонн на ЛЕО?
Он и гептиловый теже 20 тонн дает.
Цитировать1) Его и "надо" - вместо Ангары :mrgreen:
Ну дык я на то и намекаю ;)
Я так хочу на Луну, что готов загубить даже Ангару :)
Цитировать2) Чем же он не универсален и какая, сбссно, универсальность нужна?
Вполне можно манипулировать чилом боковых блоков и числом камер на ЦБ
Не, реально можно "манипулировать" только водородом на 2 и 3 ступенях и числом ступеней. 1 ст. по конструкции аналогична исходной протоновской, так что что-либо выкидывать оттуда нельзя.
Получается довольно ограниченный типоряд от 25 до 45 т примерно.
Хотя вот 2х-ступенчатый керосиновый Протон неплохо смотрится вместо Ангары... :roll:
Цитировать3) Какой НК-33? :shock:
Дык нету другого керосинового ЖРД на 150 т. А РД-191 как известно - химера и афера (с) :) Кроме того, он существенно тяжелее (раза в 3) и сложнее.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЗомби, то что вы предлагаете обычно называется Керосиновый Протон ;)
Зверь не такой уж редки и вполне изученный. Те же 35-40 т на ЛЕО.
На форуме есть?
PS. Вообще, я так понимал, что "керосиновый Протон" - это 20 тонн на ЛЕО?
Он и гептиловый теже 20 тонн дает.
Неэкологично-с... :roll:
:mrgreen: :mrgreen: :mrgreen:
ЦитироватьЦитировать1) Его и "надо" - вместо Ангары :mrgreen:
Ну дык я на то и намекаю ;)
Я так хочу на Луну, что готов загубить даже Ангару :)
Ну дык и надо было не спорить со Старым, а... снабжать его соответствующим интрУментом (ну... динамитом, там :roll: ) ... в его тайных ночных вылазках в Плесецк... :roll:
:mrgreen: :mrgreen: :mrgreen:
ЦитироватьЦитировать2) Чем же он не универсален и какая, сбссно, универсальность нужна?
Вполне можно манипулировать чилом боковых блоков и числом камер на ЦБ
Не, реально можно "манипулировать" только водородом на 2 и 3 ступенях и числом ступеней. 1 ст. по конструкции аналогична исходной протоновской, так что что-либо выкидывать оттуда нельзя.
Ну..... "аналогична" - не обязательно "тождественна"
Почему так уж сразу - и нельзя?
Ну, может, это будут где-то "разные ракеты", но и общего в них достаточно много, чтобы говорить о "ряде"
Или какие-то принципиальные технологические ограничения?
ЦитироватьПолучается довольно ограниченный типоряд от 25 до 45 т примерно.
Хотя вот 2х-ступенчатый керосиновый Протон неплохо смотрится вместо Ангары... :roll:
Тоже не так уж плохо, а?
ЦитироватьЦитировать3) Какой НК-33? :shock:
Дык нету другого керосинового ЖРД на 150 т. А РД-191 как известно - химера и афера (с) :) Кроме того, он существенно тяжелее (раза в 3) и сложнее.
Не, если его "достаточно" - то это только дополнительный "плюс"
К тому же можно и движками манипулировать, ставить то НК-33, а то и РД-191... по потребности :roll: :wink: :mrgreen:
ЦитироватьЦитироватьЦитировать1) Его и "надо" - вместо Ангары :mrgreen:
Ну дык я на то и намекаю ;)
Я так хочу на Луну, что готов загубить даже Ангару :)
Ну дык и надо было не спорить со Старым, а... снабжать его соответствующим интрУментом (ну... динамитом, там :roll: ) ... в его тайных ночных вылазках в Плесецк... :roll:
:mrgreen: :mrgreen: :mrgreen:
Неее! Со Старым вопрос принципиальный!!! :mrgreen: :mrgreen: :mrgreen:
ЦитироватьДмитрий, а сколько по-вашему выведет на ЛЕО чисто двухступенчатый Пятиатлас? Академический интерес замучал :)
Нужны исходные данные. Уточняющие вопросы:
а)без Центавра?
б)Заправку ССВ сохраняем неизменной?
в)Двигатели на всех блоках РД-180?
С уважением, Дмитрий В.
Под Пятиатласом подразумевается пакет оптимальных УРМы на РД-180.
1) Центарв непричем. Если следовать вашим рекомендациям, то РН для низких орбит должна быть двухступенчатой. Так что только 5 одинаковых блоков. Для чистоты эксперимента :)
2) Заправка исходя тяговооруженности 1,4. Тяга на старте 1520 т, Мст 1090 т, ПН с обтекателем условно 30 т, совершенство УРМов 0,085. Тогда заправка получается 210 т.
3) Однозначно только РД-180.
Имхо, если пожертвовать тяговооруженностью на старте, то можно поставить небольшую, тонн на 30-35 3-ю ступень. Ну это уже выходит за пределы задачи.
ЦитироватьПод Пятиатласом подразумевается пакет оптимальных УРМы на РД-180.
1) Центарв непричем. Если следовать вашим рекомендациям, то РН для низких орбит должна быть двухступенчатой. Так что только 5 одинаковых блоков. Для чистоты эксперимента :)
2) Заправка исходя тяговооруженности 1,4. Тяга на старте 1520 т, Мст 1090 т, ПН с обтекателем условно 30 т, совершенство УРМов 0,085. Тогда заправка получается 210 т.
3) Однозначно только РД-180.
Имхо, если пожертвовать тяговооруженностью на старте, то можно поставить небольшую, тонн на 30-35 3-ю ступень. Ну это уже выходит за пределы задачи.
Я правильно понял, что со старта работают только 4 ББ?
Если ступени работают последовтельно (сначала 4 ББ, а потом ЦБ), то при выведении с Канаверала на ЛЕО 185*185 км результаты следующие:
1)Мст = 1120т
2)Тяговооруженность 1-й ступени 1,4, 2-й ступени 1,6. На всех блоках утановлены РД-180 с тягой у Земли 392 тс и УИ=338с в пустоте.
3)РЗТ каждого из 5 блоков 195,65т.
4)ПН=37,6т. С учетом сброса ГО массой 6,5т на 160-190 с полета, ПН ориентировочно составит 36т.
При расчете накладывалось ограничение по равенству заправок ББ и ЦБ.
Я имел в виду вот что - использование водорода на первой ступени, особенно в пакетной схеме, при росте сложности и массы конструкции, а также повышении сложностей по заправке, при фиксированной массе РН практически не приводит к росту ПН. Вот на второй и особенно на третьей - да, несмотря на помянутый гемморой водород вполне оправдан. А на первой - смысла нет. Даже 'единое топливо' не оправдывает. Если хочется газовое криогенное топливо - уж лучше метан взять.
Хороший пример - это Дельта-4. Подвеска на нее по бокам трех Хруничевских УРМ IMHO уменьшит ПН от силы на 10-15 процентов, а заправка водородом упадет в 2.5 раза. Масса РН при это останется почти та же самая.
ЦитироватьЯ имел в виду вот что - использование водорода на первой ступени, особенно в пакетной схеме, при росте сложности и массы конструкции, а также повышении сложностей по заправке, при фиксированной массе РН практически не приводит к росту ПН.
Как это, не приводит к росту ПН? Из приведенных мной расчетов, как раз и следует, что замена керосина на водород на 1-й ступени ведет, при одинаковой ПН, к уменьшению Мст примерно на 20%. Соответственно, при равной Мст, перевод 1-й ступени на водород дастприрост ПН не менее, чем на те же 20%!
Ага, ПН растет на 20%, а сухая масса на 40%, причем баки получаются высококриогенные. И еще топливо дорогое. Конечно, чистый выигрыш ;-).
Может стоит припомнить старое:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=1265
"Тяжелый зенит"
ЦитироватьЦитировать3) Какой НК-33? :shock:
Дык нету другого керосинового ЖРД на 150 т. А РД-191 как известно - химера и афера (с) :) Кроме того, он существенно тяжелее (раза в 3) и сложнее.
6 горшков - это необязательно 6*РД-191. Можно и 3*РД-180 :)
ЦитироватьЦитироватьЦитировать3) Какой НК-33? :shock:
Дык нету другого керосинового ЖРД на 150 т. А РД-191 как известно - химера и афера (с) :) Кроме того, он существенно тяжелее (раза в 3) и сложнее.
6 горшков - это необязательно 6*РД-191. Можно и 3*РД-180 :)
Вот именно!
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитировать3) Какой НК-33? :shock:
Дык нету другого керосинового ЖРД на 150 т. А РД-191 как известно - химера и афера (с) :) Кроме того, он существенно тяжелее (раза в 3) и сложнее.
6 горшков - это необязательно 6*РД-191. Можно и 3*РД-180 :)
Вот именно!
Не....
Так красивше:
(http://img228.imageshack.us/img228/5787/pechora4ij0.jpg)
А с тремя боковыми блоками что-нибудь было "в истории"?
А почему?
А интересно, как корпус Протона изготавливается, "удинить" - это очень сложно?
Ага, и собирать на космодроме топливную систему, да? Не, лучше уж Тризенит.
ЦитироватьА с тремя боковыми блоками что-нибудь было "в истории"?
А почему?
На первых ТОР-Дельтах стояло именно три твердотопливных бустера. Сейчас на Дельте 2 их 9, причём, с Земли работают только 6, ещё 3 включаются, когда первые 6 выгорят, а сбрасываются все одновременно.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитировать3) Какой НК-33? :shock:
Дык нету другого керосинового ЖРД на 150 т. А РД-191 как известно - химера и афера (с) :) Кроме того, он существенно тяжелее (раза в 3) и сложнее.
6 горшков - это необязательно 6*РД-191. Можно и 3*РД-180 :)
Вот именно!
Не....
Так красивше:
(http://img228.imageshack.us/img228/5787/pechora4ij0.jpg)
Ну, Зомби, тогда предлагаю обычную схему с последовательной работой ступеней. То есть к первой ступени Зенита цепляем 4 ББ с заправкой, обеспечивающей то же время работы, что и у ЦБ. Вторую ступень пропорционально, то есть примерно в 2 раза удлиняем и получаем ПН около 27 т. Для синхронной выработки топлива ставим систему одновременного опорожнения баков. Поскольку длина РН существенно растет, что может создать проблемы с динамикой, то и 2-ю ступень можно тоже нарастить с помощью навесных блоков. :lol:
ЦитироватьАга, и собирать на космодроме топливную систему, да? Не, лучше уж Тризенит.
А для Протона тоже собирают?
ЦитироватьА интересно, как корпус Протона изготавливается, "удинить" - это очень сложно?
Технологически несложно - приварить нужное количество цилиндрических секций и все! :lol: Но ракету все равно придется перепроектировать заново - новые нагрузки, другая динамика и т.п. :cry:
ЦитироватьЦитироватьАга, и собирать на космодроме топливную систему, да? Не, лучше уж Тризенит.
А для Протона тоже собирают?
А куда ж они денутся! Протон!то в собранном виде в "вагон не лезет"! :lol:
А зачем удлинять-то?
"Выше Зенита", то есть?
ББ лучче "вовремя сбросить", обеспечивая выигрыш по "полутораступенчатости" :wink: :mrgreen:
ЦитироватьЦитироватьА интересно, как корпус Протона изготавливается, "удинить" - это очень сложно?
Технологически несложно - приварить нужное количество цилиндрических секций и все! :lol: Но ракету все равно придется перепроектировать заново - новые нагрузки, другая динамика и т.п. :cry:
Не, ну уж это-то понятно :mrgreen:
Но все равно, когда прототип "перед глазами", это легче, наверное?
Опять на ночь заработал генератор бредовых идей :)
Такой вот вариант:
1 ст. - два стандартных энергиевских блока А
2 ст. - "Атлас", 250 т заправки, Мконстр 25 т, РД-180, со старта не работает
3 ст. - 2-я ст. Зенита, например.
Тоже где-то 40 т получается :)
ЗЫ. Все бы хорошо, да уж слишком напоминает Трехзенит :(
А чем Тризенит плох? :)
ЦБ на РД-180 оптимальнее по тяговооруженности, Мконстр, цене и ваще :) все равно ЦБ надо перепроектировать под навеску ББ :)
ЦитироватьЦБ на РД-180 оптимальнее по тяговооруженности, Мконстр, цене и ваще :) все равно ЦБ надо перепроектировать под навеску ББ :)
(мечтательно) Да, а если еще и водород на ЦБ... :roll:
Bell:
ЦитироватьОпять на ночь заработал генератор бредовых идей
Ну, уж если поиски продолжаются, почему бы и мне не предложить свой вариант: масштабированную под РД-180 А4.
Вообще "освоение" - громкое слово, все ракеты, что здесь обсуждались, более соответствуют теме "Если завтра Луна", т. е. берём и делаем из того, что есть.
С калькулятором и на пальцах получается вот что.
Стартовая масса - 1216 т.
Состав:
1-я ступень - 3 однобаковых блока диаметром 4,1 м, длина - до 25 м, РД-180. Сухая масса блока - 18 т, топлива (кислород-керосин) + газы в 3-х блоках - 741 т.
2-я ступень - двухбаковый блок диаметром 4,1 м, длина - 26 м, РД-180. Сухая масса блока - 19 т, топлива (кислород-керосин) + газы - 270 т.
Блоки 1-й и 2-й ступени имеют систему перелива компонентов, двигатели запускаются на старте.
3-я ступень - кислородно-водородный блок диаметром 5,5 м, сухая масса блока - 11,5 т, топлива (кислород-водород) + газы - 68,5 т.
Полезный груз - 52 т.
Блоки 1-й и 2-й ступеней могут превозиться по ЖД как негабаритный груз, КВБ придётся везти по воздуху, но он - лёгкий.
Возможности развития:
Переоборудование блоков 1-й ступени в спасаемые.
Заправка КВБ на орбите, что позволит разом отправить к Луне около 50 т.
В цифрах могут быть мелкие неточности, требуется подгонка под районы падения блоков, что может несколько изменить соотношение масс ступеней.
ЦитироватьBell:ЦитироватьОпять на ночь заработал генератор бредовых идей
Ну, уж если поиски продолжаются, почему бы и мне не предложить свой вариант: масштабированную под РД-180 А4.
Вообще "освоение" - громкое слово, все ракеты, что здесь обсуждались, более соответствуют теме "Если завтра Луна", т. е. берём и делаем из того, что есть.
С калькулятором и на пальцах получается вот что.
Стартовая масса - 1216 т.
Состав:
1-я ступень - 3 однобаковых блока диаметром 4,1 м, длина - до 25 м, РД-180. Сухая масса блока - 18 т, топлива (кислород-керосин) + газы в 3-х блоках - 741 т.
2-я ступень - двухбаковый блок диаметром 4,1 м, длина - 26 м, РД-180. Сухая масса блока - 19 т, топлива (кислород-керосин) + газы - 270 т.
Блоки 1-й и 2-й ступени имеют систему перелива компонентов, двигатели запускаются на старте.
3-я ступень - кислородно-водородный блок диаметром 5,5 м, сухая масса блока - 11,5 т, топлива (кислород-водород) + газы - 68,5 т.
Полезный груз - 52 т.
Блоки 1-й и 2-й ступеней могут превозиться по ЖД как негабаритный груз, КВБ придётся везти по воздуху, но он - лёгкий.
Возможности развития:
Переоборудование блоков 1-й ступени в спасаемые.
Заправка КВБ на орбите, что позволит разом отправить к Луне около 50 т.
В цифрах могут быть мелкие неточности, требуется подгонка под районы падения блоков, что может несколько изменить соотношение масс ступеней.
Не, перелива нам не надо :)
Что-то давно я тут не видел обсуждения переделки Протона :) - замены третьей ступени на водородную. А вроде в контексте понимания альтернатив и того, какое место занимает водород на шкале желаний/возможностей...
Итак, самым простым способом получить ПН на орбите, заметно большую, чем максимально доступная сейчас, можно, разработав для Протона 3-ю водородную ступень. Это и дешевле всего (ракета уже есть, СК тоже), и достаточно быстро (3-я ступень Протона не так велика).
Есть возражения? :)
Сколько будет стоить эта переделка? Вы уверены, что стартовый комплекс не придётся переделывать?
Не знаю, конечно :) но что-то можно оценить.
Итак, согласно Вэйду, третья ступень Протона весит 50,747 тонн, сухая масса 4,185 тонны. На ней стоит воронежский РД-0212, УИ 3210 м/с, тяга 49,1 тс, масса 640 кг. Считаем, что ПН Протона, ориентировочно, 22 тонны. Водородный двигатель предлагается, конечно, Д-57, люльковский. Точнее, Д-57М. УИ 461 с = 4522 м/с, тяга 44 тс, масса 874 кг. Раздвижное сопло :) . Это, так сказать, технические исходные данные (по движкам данные из справочника "Двигатели 1944-2000").
Суммарная масса третьей ступени (мы её не меняем) - 72,7 тонн (у нас, к сожалению, ПН неизвестна точно :( ). Сухая масса - 26,2. Отношение масс - 2,775. Логарифм этого - 1,021. При УИ 3210 м/с получаем ХС = 3276 м/с - это характеристическая скорость третьей ступени с такой ПН. Довольно большая :) хорошо. Нам нужно водородной ступенью достичь такой же ХС.
При УИ 4522 м/с отношение ХС/УИ получается 0,724, а экспонента этого - 2,063. Что при полной массе 72,7 тонн даёт сухую - 72,7 / 2,063 = 35,2 тонны. Какую часть этой массы может составлять водородная ступень?
Двигатель, как мы знаем, весит больше на 234 кг. Топлива у нас меньше по массе - всего 37,5 тонн. Будем оценочно считать, что масса ступени - 6,2 тонны, то есть, массовое совершенство ступени - около 7, вместо 12+. Для такой водородной ступени, мне кажется, выглядит реалистично. Соотношение компонентов там 5,8 - то есть, чуть меньше 6 тонн водорода в заправленной ступени, остальное кислород.
Тогда на ПН остаётся 29 тонн. Заметим, что водородный двигатель имеет несколько меньшую тягу, что приведёт к повышению времени работы двигателя, что приведёт к повышению гравитационных потерь, что потребует несколько большей ХС. Что надо пересчитать :) . Но - пока что мы получили прибавку ПН 30%, сделав всего одну ступень.
Стоимость? Понадобится, конечно, переделка ракеты - разработка новой ступени и адаптация под эту ступень остальных двух. Двигатель существует, габариты ракеты не сильно меняются (хотя, конечно, систему управления придётся адаптировать), масса вообще не меняется. Водородная система - это да. 6 тонн - умножим на 3, с учётом утечек, это 18 тонн водорода, 260 кубометров, шарик радиусом 4 метра. Хотя скорее несколько шариков поменьше :) скажем, 10 по 3,9 метра, но уже диаметром, чтобы, понятно, по ЖД везти... Придётся установить поблизости, водородные трубопроводы, остальное хозяйство... На Энергии, конечно, это всё покруче было, но всё же - несколько больше, чем 12КРБ. Переделки ракеты - несколько больше, чем переход от Протона-К к Протону-М, но сравнимы. Переделки СК - довольно большие; заметим, однако, что для КВРБ это всё равно планируется делать.
Зато, если кому интересно, РБ, выводимый таким Протоном, может отправлять связку Союз-Фрегат к Луне.
Вот здесь: http://dv-5678.narod.ru/Selena_55.jpg
можно посмотреть, как выглядит гипотетический носитель на базе элементов 11к25 и УРМ "Ангары", ПН=55-60 т. Автор начальной идеи - Spacer, развитие идеи в части перехода от блоков А к ББ на базе УРМ-1 - Ваш покорный слуга. Ну, а автор замечательного рисунка - Александр Шлядинский. За что ему огромное спасибо! С уважением, Дмитрий В.
Прикинул я «Протон» с 3-ей водородной ступенью. Расчет вел в программе на основе спредшита ratman'а.
Исходные данные:
-орбита круговая 200*200 км, наклонение 51 град, старт из Байконура;
-двигатель на 3-й ступени 11Д57М (тяга 44тс, УИ=461с, тяга рулевиков не учитывалась);
-масса топлива 1-й ступени 419,41 т (рабочий запас), конечная масса блока 1-й ступени 30,6 т, тяга одного РД-275 принята 161 тс.
-масса топлива 2-й ступени 156,113 т (рабочий запас), конечная масса блока 2-й ступени 11,4 т,
тяга 4-х ЖРД принята 234,45 тс.
-мсса ГО = 4000 кг, сброс на 183 с полета.
-варьируемые параметры – масса 3-й ступени, относительная конечная масса 3-й ступени (определяет рабочий запас топлива), параметры программу угла тангажа (в двух вариантах: линейный тангенс угла тангажа и кусочно-линейное управление).
Расчет велся из условия максимума полезной нагрузки.\
Результаты:
Мст = 690,63-697,915 т
Масса 3-й ступени (с ПН) = 69,1-76,4 т;
Масса топлива 3-3 ступени 32,6-39,56 т;
Конечная масса блока 3-й ступени 4,712-5,47 т.
Масса ПН = 31,79-31,36 т.
Разброс параметров обусловлен: точностью солвера, различием программ управления по тангажу.
С учетом поправок на погрешности расчетов и резерва, можно принять массу ПН в районе 29-30 т. Так что, на прикидки avmich'а очень похоже.
С уважением, Дмитрий В.
Так какого хрена хруники не раскручивают такой вариант?! Блин, переработка одной-единственной ступени - и такой эффект! И на фига тогда вся "Ангара"?!
Недомыслие или вредительство? :wink: :mrgreen:
Вообще любопытно, почему у нас так мало уделяется внимания разработкам водородных 3-их ступеней для уже существующих ракет...
Несимметричный диметилгидразин раздражает, наверное..
Транслирую рисунок А.Шлядинского по материалам Дмитрия В.
(http://www.aerocosmos.ru/files/MoonLV07.jpg)
Повторяю картинку от 16.02.06 :)
(http://www.geocities.com/czpanorama/zenit.jpg)
Зениты в ассортименте
ЦитироватьТак какого хрена хруники не раскручивают такой вариант?! Блин, переработка одной-единственной ступени - и такой эффект! И на фига тогда вся "Ангара"?!
Недомыслие или вредительство? :wink: :mrgreen:
Вообще любопытно, почему у нас так мало уделяется внимания разработкам водородных 3-их ступеней для уже существующих ракет...
Во-первых, эта идея даже на форумах уже проходила, тем более, уверен, о ней думали, скажем, в ЦиХе.
Во-вторых, всё-таки водород - это водород. До последней ФКП 15 лет руки не доходили до КВРБ. Только сейчас есть надежда, в связи с улучшением финансов, всё же сделать водородный РБ "для себя".
Конечно, хорошо бы, так сказать, "заодно" проапгрейдить Протону третью ступень. С другой стороны, если КВРБ примут решение запускать только на Ангаре - что возможно - то водородную инфраструктуру будут делать только в Плесецке. Если, конечно, Байтерек не станет неизбежностью.
Дальше, Д-57М, хоть и оттестирован по полной, в космос не летал, а движку всё же 30 лет. Сможет ли Люлька-Сатурн возобновить его выпуск? Это ведь довольно большой вопрос. Наверняка какие-то экземпляры имеются на складе, но Протон - ракета довольно массовая (и Ангаре, в принципе, как замене, уготована похожая участь).
С другой стороны, если Д-57 расконсервировать, возможно, со временем удастся поднять его тягу, уменьшив гравипотери и слегка подняв ПН. Кстати, возможен также (как и на Протоне, впрочем) вариант, когда третья ступень работает как третья ступень Сатурна-5 - часть топлива используется для выхода на орбиту, часть - как топливо РБ. При этом ХС может ещё повыситься.
Заметим, что для Ангары просчитать водородный вариант сложнее из-за расплывчатости характеристик Ангары... Если считать, что пакет УРМов - это первая и вторая ступени, то третья водородная там и так предполагается.
Вот, кстати. Известны ли подробности того, какая водородная ступень предлагается для Ангары, номером третьим?
avmich
ЦитироватьКонечно, хорошо бы, так сказать, "заодно" проапгрейдить Протону третью ступень. С другой стороны, если КВРБ примут решение запускать только на Ангаре - что возможно - то водородную инфраструктуру будут делать только в Плесецке. Если, конечно, Байтерек не станет неизбежностью.
А что должна представлять собой водородная инфраструктура? Особенно - если она может быть востребована на нескольких стартах? Чем она отличается для разных ракет?
Я, собственно, к чему: во-первых, от водородной инфраструктуры "Энергии" на Байконуре, наверное, хоть что-то да осталось, а во-вторых, водородная последняя ступень не помешала бы и "Союзу", и "Зениту". Если таким образом проапгрейдить все используемые РН - это ж песня бы получилась. В зависимости от ПН пускаем носители с керосиновой/гидразиновой последней ступенью, расширяем нишу каждого носителя, и, надо полагать, удешевляем выведение, пусть и несильно.
Здесь - http://www.cryogenmash.ru/hydrogen.php - предлагается и хранилище для водорода на вышеупомянутый объём (250 м3), и установки сжижения водорода (до 700 кг/час), и вспомогательные устройства. Неудивительно - фирма занималась Энергией, которая РН, по тем же вопросам. Сколько это стоит, Криогенмаш скромно умалчивает :) . Но радует уже то, что фирма есть.
Не знаю, что осталось на Байконуре от энергиевской криогеники. Надо спрашивать, например, Вована. Вообще, насколько я знаю :) системы заправки топливом, тем более таких монстров, как Энергия, тем более водородом - это, во-первых, системы очень непростые, а во-вторых, привязанные к конкретному стартовому комплексу. Ну, понятно, чтобы заправить ЦБ Энергии, сначала водород из, скажем, цистерн нужно залить в промежуточную огромную ёмкость, откуда уже водород под давлением по захоложенным магистралям поступает в ЦБ. Даже если водородный завод тут же стоит, всё равно буферная ёмкость нужна - не будешь же сжижать водород со скоростью заправки, никакой мощности не хватит... А протоновские старты далеко от УКСС. Разве что перетащить водородное хозяйство поближе... но это тоже тот ещё проект - среди прочего, это же очередной "разбор на запчасти" энергиевских стартов, то есть, усложняет их возможное использование в будущем.
Водородная ступень Союзу не помешала бы настолько, что даже есть планы её разработки, в Союзе-3 ( http://www.russianspaceweb.com/soyuz3_lv.html ) . Но вот где этот Союз-3 будут пускать... пока что ждём в октябре пуска Союза 2-1б, а в конце 2008-го - завершения строительства в Куру стартового комплекса для Союза, видимо, Союза-ST. Который вроде бы есть Союз 2-1б с обтекателем от Ариан-4, предназначенный для запусков из Куру.
Зенит... Зениту водород тоже бы не помешал, конечно. Но там политика... Так же как Протону мешает получить КВРБ то, что Байконур (и старты Протона) - на казахской земле (это не единственная, но немаловажная причина), так и Зениту водородную ступень мешает получить политика. Союзу проще - он и из Плесецка летать может, и из Куру, где с водородом попроще :) . Ещё водород бы пошёл для Ангары - но её нет ещё...
А зачем перемещать водородный завод, оставшийся от "Энергии", к старту "Протона" или "Союза"? Нам же надо заправить не огромный ЦБ "Энергии", а относительно скромную ступень "Протона" или просто скромную - "Союза". ИМХО, в таком случае можно попытаться перевезти водород на старт просто цистернами, ведь его немного - хватит двух-трёх цистерн. Заодно, наверное, и безопасность будет повыше, раз завод дальше от старта можно держать.
То есть, наверное, непосредственно у стартов достаточно построить просто (ну, не очень просто, конечноо) заправочную арматуру, может быть, с собственными ёмкостями, куда водород сливается из цистерн - а может быть, и ёмкостей не понадобится. Главное - водородный завод один на все старты, причём уже существующий (или - частично существующий, хоть что-то ж должно было сохраниться).
Я уверен, что заправлять из цистерн (авто или ж/д) водород нельзя. Промежуточная ёмкость - на полный объём заправки плюс потери - нужна всегда вблизи старта.
Эти ёмкости и арматура перевалки водорода - довольно сложная система. И довольно дорогая. По ссылке, одна ж/д цистерна - это 100 кубометров водорода, автоцистерна - 25 или 45 кубометров. То есть, для заправки третьей ступени Протона водород даже привозить можно... Проблема не столько в самом водороде, сколько в той системе, которая нужна для его заправки.
Это как я себе понимаю состояние дел.
ЦитироватьЯ уверен, что заправлять из цистерн (авто или ж/д) водород нельзя.
На чём базируется такая уверенность? :) 12КРБ заправляли именно что с колёс. 7 тонн водорода, это, конечно, 100 кубометров, но ведь это всего семь тонн! Можно сделать восьмиосную ж/д цистерну, которая вписывается в стандартные габариты и в которую поместится полная заправка КВРБ для Протона/Ангары, и потери будут приемлемыми.
Потери водорода на захолаживание движка размера КВД-1М измеряются младшими десятками килограммов, на магистрали для заправки КВРБ - плюс ещё столько же.
Основные сложности водородной инфраструктуры другие - вакуум-насосы, осушители, захолаживатели, дожигатели и тому подобная аппаратура, без которой обходится кислородный цикл, поскольку пары кислорода можно смело травить в атмосферу, а выпавший иней - просто отфильтровать обычными сетчатыми фильтрами.
ЦитироватьПромежуточная ёмкость - на полный объём заправки плюс потери - нужна всегда вблизи старта.
Если речь идёт только о разгонном блоке/4 ступени, все трудности реально преодолимы относительно легко. А вот если о третьей ступени, я уж молчу о нижних, тогда, да, вкладываться придётся очень серьёзно, если заранее на стартовом комплексе водорода не было...
Насколько я понимаю, основная проблема водорода на Протоне - слишком большие размеры водородной ступени. Не вписывается она в габариты Протона никак :(
Как вариант - переделка 1й ступени на керосин и замена 2й и 3й ступеней на одну большую водородную. 35 - не 35, но тонн 25 должно вытягивать.
ЦитироватьНасколько я понимаю, основная проблема водорода на Протоне - слишком большие размеры водородной ступени. Не вписывается она в габариты Протона никак :(
Как вариант - переделка 1й ступени на керосин и замена 2й и 3й ступеней на одну большую водородную. 35 - не 35, но тонн 25 должно вытягивать.
Лучше всего один водородный РБ вместо 3-й ступени и блока ДМ сразу. Как Центавр. Тогда и по габариту влезет. Можно даже слегка надкалиберный.
Пардон за офтопик, а куда тот Белл делся?
Дмитрий В.:
ЦитироватьМихальчук писал(а):
ЦитироватьНу, уж если поиски продолжаются, почему бы и мне не предложить свой вариант: масштабированную под РД-180 А4.
Вообще "освоение" - громкое слово, все ракеты, что здесь обсуждались, более соответствуют теме "Если завтра Луна", т. е. берём и делаем из того, что есть.
С калькулятором и на пальцах получается вот что.
Стартовая масса - 1216 т.
Состав:
1-я ступень - 3 однобаковых блока диаметром 4,1 м, длина - до 25 м, РД-180. Сухая масса блока - 18 т, топлива (кислород-керосин) + газы в 3-х блоках - 741 т.
2-я ступень - двухбаковый блок диаметром 4,1 м, длина - 26 м, РД-180. Сухая масса блока - 19 т, топлива (кислород-керосин) + газы - 270 т.
Блоки 1-й и 2-й ступени имеют систему перелива компонентов, двигатели запускаются на старте.
3-я ступень - кислородно-водородный блок диаметром 5,5 м, сухая масса блока - 11,5 т, топлива (кислород-водород) + газы - 68,5 т.
Полезный груз - 52 т.
Блоки 1-й и 2-й ступеней могут превозиться по ЖД как негабаритный груз, КВБ придётся везти по воздуху, но он - лёгкий.
Возможности развития:
Переоборудование блоков 1-й ступени в спасаемые.
Заправка КВБ на орбите, что позволит разом отправить к Луне около 50 т.
В цифрах могут быть мелкие неточности, требуется подгонка под районы падения блоков, что может несколько изменить соотношение масс ступеней.
Не, перелива нам не надо
Желательно услышать обоснование.
Перелив позволяет использовать блоки удобного габарита, повышает к-т ПГ.
Перелив - плёвое дело на фоне задачи освоения Луны, т. е. регулярных полётов и более существенной деятельности на поверхности, чем была в прошлом веке.
Если завтра - Луна, то сегодня собираем испытательный стенд, монтируем систему перелива из сантехнической арматуры, и в ходе испытаний методом последовательных улучшений создаём то, что нам надо. :D
Трёхступенчатая схема для РН, использующей плотные компоненты, не может быть недостатком, пока не доказано, что заправка на орбите невыгодна. Если она выгодна, то понадобится верхняя ступень с ХС ~ 2,9-3,2 км/с для однопусковой и ~ 4 км/с для двухпусковой схемы.
С уважением, Михальчук
to mikhalchuk
По поводу перелива мы с Вами уже говорили по весне. Да, перелив дает некоторый выигрыш в ПГ, но незначительный. ИМХО, этот выигрыш не компенсирует усложнение конструкции и снижение надежности из-за ввода в конструкцию разъемных гидро-пневматических соединений. С уважением, Дмитрий В.
ЦитироватьЛучше всего один водородный РБ вместо 3-й ступени и блока ДМ сразу. Как Центавр. Тогда и по габариту влезет. Можно даже слегка надкалиберный.
Точно влезет? ДМ ведь нужен фактически только для ГСО, а как ЛЕО?
ЦитироватьПардон за офтопик, а куда тот Белл делся?
Не дождетесь :)
Пришлось еще раз зарегистроваться, чтоб десятый раз пароль не перевосстанавливать.
Дмитрий В.:
Цитироватьto mikhalchuk
По поводу перелива мы с Вами уже говорили по весне. Да, перелив дает некоторый выигрыш в ПГ, но незначительный. ИМХО, этот выигрыш не компенсирует усложнение конструкции и снижение надежности из-за ввода в конструкцию разъемных гидро-пневматических соединений. С уважением, Дмитрий В.
Да, был разговор, но каждый остался при своём ИМХО. Особенно по надёжности.
С уважением, Михальчук
ЦитироватьЛучше всего один водородный РБ вместо 3-й ступени и блока ДМ сразу. Как Центавр. Тогда и по габариту влезет. Можно даже слегка надкалиберный.
У этой штуки слишком узкая ниша применения получится :( . Только что на Луну летать.
ЦитироватьНа чём базируется такая уверенность?
У меня приятель делал диплом по системам заправки. Ну и Криогенмаш для индусов ставил водородную технику. То, что при этом 12КРБ заправлялась с колёс - это интересно. Откуда это известно?
Для 12КРБ нужно всего 2 тонны водорода, не 7. Что касается насосов и т.п. - я об этом упоминал.
Если всё выглядит так просто, значит, мы ещё не добрались до истинных сложностей. Где-то они должны быть :) .
Вот интересно, а нельзя сразу заправленную водородом ступень вывозить? Встроить в нее некий холодильный контур... и им водород охлаждать прямо в самой ступени? Кислород (который основную часть веса составляет) уже потом заливать, на старте.
ЦитироватьВот интересно, а нельзя сразу заправленную водородом ступень вывозить? Встроить в нее некий холодильный контур... и им водород охлаждать прямо в самой ступени? Кислород (который основную часть веса составляет) уже потом заливать, на старте.
Нет никаких непреодолимых препятствий для такого решения, имхо. Вопрос - "скока будет стоить"?!
Водород слишком быстро испаряется, нет смысла его держать в ракете
avmich
ЦитироватьСтарый писал(а):
ЦитироватьЛучше всего один водородный РБ вместо 3-й ступени и блока ДМ сразу. Как Центавр. Тогда и по габариту влезет. Можно даже слегка надкалиберный.
У этой штуки слишком узкая ниша применения получится :( . Только что на Луну летать.
Ну так топик, если память мне не изменяет, как раз о ракете для полётов к Луне :wink:
И если такой вариант реален и дёшев - то вариант весьма неплохой.
Если уж более-менее всерьёз на Луну соберёмся - для такой ракеты дела хватит, несмотря на узость ниши.
Ок, давайте тогда вот с какой стороны подъедем.
Несколько лет назад в НК печатался, если не ошибаюсь, "Легендарный Союз". Упоминалось о планах дальнейшего, после ТМА, развития корабля, варианте ТМС, и отсутствии денег на это.
Сейчас, после тендера, похоже, что находят деньги на заметную модернизацию Союза - как я понимаю, более глубокую, чем ТМС. Более того, Севастьянов заявлял, что Клипер всего лишь откладывается на следующий этап.
В связи с этом возникает редкая возможность разрабатывать технику не только с учётом задач ближайшего этапа - как он там, ТМА-Ц или ППКК? - но и с прицелом на задачи возможно следующего этапа.
А это позволяет закладывать в модернизацию интересные варианты, которые понадобятся не сразу. Например :) :
Аполлон летал на Луну в связке с ЛМ. Фактически, корабль с двумя отсеками, командный модуль имел объём около 6 м3, лунный - ещё примерно 6,5 м3.
Зонд летал без бытового отсека (БО), который имел бы объём примерно 5 м3 - а спускаемый аппарат (СА) Союза или Зонда имеет объём примерно 4 м3. С другой стороны, на Н-1 предполагалось летать на полном Союзе - с СА и БО - и ещё и лунном корабле, в который, правда, переход был бы перед высадкой на Луну.
Если бы лунный корабль был пристыкован к Союзу на манер лунного модуля Аполлона, то внутренний объём ещё бы вырос. В связи с этим возникает соблазн так и сделать - отказаться от БО как такового, а в качестве его использовать лунный корабль. Пусть на Луну летит всего двое, тогда можно добиться такого же объёма на каждого члена экипажа, как в Аполлоне. Пусть оба высаживаются на Луне, а корабль на окололунной орбите остаётся беспилотным - автоматика сейчас получше. Что мы тогда выигрываем?
Лунный модуль - его взлётная ступень - весил, согласно Вейду, 2189 кг сухой, и нёс 2358 кг долгохранимого топлива (полная масса 4547 кг). Если бы такой аппарат "пристыковать" к Зонду, то получился бы корабль, способный как летать на Луну и обратно (по доступному объёму), так и садиться на Луну. Пусть взлётная ступень прилуняется по "советской" схеме - с помощью блока Д, который отбрасывается перед прилунением (а перед этим используется для торможения связки и выхода на окололунную орбиту). Тогда получается, что мы собрали "плюсы" двух схем, и сэкономили на общей массе корабля.
Таким образом, можно было бы предложить вариант модернизации Союза с тем, чтобы его БО мог быть при небольших изменениях использован в качестве лунного модуля - на следующем этапе. Можно было бы - потому что хорошо бы посмотреть варианты, получится ли всё остальное собрать так, чтобы вписываться в целое число разгонников :) .
Такое ощущение, что, используя водородную третью ступень Протона как разгонник, и имея характеристики ПАО Союза похожими на таковые Фрегата (1 тонна сухая масса, 2 тонны топлива, а не наоборот, как это примерно есть сейчас) - этот ПАО нужен для возвращения с лунной орбиты - получается высаживаться на Луну, запуская одну РН Союз-2, один Протон-М и один Протон с водородной ступенью (там ещё некие хитрости с переливом топлива...) За счёт экономии массы на КК. Это, конечно, чисто технические "кубики".
Добавляю.
Мы по любому делаем новый БО. Его можно сделать легче, за счёт применения КМ. Значительно легче.
Дальше. Если убрать всякие окна, (садиться по видеокартинке) и оставить ОДНУ "дырку" в БО-лендере - СУ (через неё же вылезать на Луну), то экономим ещё - и массу, и увеличиваем прочность.
Дальше. Корабль предназначен для первого этапа - подготовительного - к масштабному исследованию Луны. Т.е. задачи - выбор места для ЛБ, проведение некоторых простых экспериментов (например - по Не3), возможно - сбор информации с автоматических лунных станций,замена их элементов. Стало быть, время пребывания на Луне составит максимум - неделю. Значит - вместо СБ - ТЭ.
Вообще, сдаётся мне, что КМ можно применить и шире - не только на БО.
Дальше. Если у нас время полёта составляет максимум 15 суток, то в одну сторону можно применить ЖВ. Вполне. Обратно - как амы - метан. Выигрышь по массе получается приличный, и на водороде можно обойтись двумя обычными Протонами (похоже на то). Такие вот скороспелые суждения.
А вот мне итересно, почему до сих пор не более чем на сто удачных пусков приходится один неудачный, как в России, так и в Америке? С чем это связано, с тем, что РД выуждеы работать на пределе возможностей материалов, или с тем, что РД непрерывно совершенствуются?
В первом случае космический транспорт не скоро станет столь же безопасным как другие виды транспорта. Оч важно для процветания лунного туризма.
Иллюстрация к идее развития Союза. На схеме ступень для отлёта к Земле геометрически крупнее (примерные габариты Фрегата), хотя топлива для неё нужно меньше, чем для взлёта с Луны. Так что резервы массы вроде есть...
(http://img201.imageshack.us/img201/4931/schap0.gif)
Ещё раз, ключевая идея - развитие БО в сторону, позволяющую использовать его как лунный корабль при навешивании специфических агрегатов - а именно, топливных баков и двигателей. То есть, если на Луну не надо садиться - БО используется как БО, если надо - добавляются баки и движки, и БО используется как лунный корабль. Основной плюс - существенная экономия массы.
Ещё интереснее будет вариант без переработки Протона - но с доведением КВРБ до срока службы в 5 дней. Тогде его можно будет использовать для посадки на Луну, вместо блока Д. Понятно, что всё равно без водородного РБ нечем эту связку отправить к Луне.
ЦитироватьА вот мне итересно, почему до сих пор не более чем на сто удачных пусков приходится один неудачный, как в России, так и в Америке? С чем это связано, с тем, что РД выуждеы работать на пределе возможностей материалов, или с тем, что РД непрерывно совершенствуются?
В первом случае космический транспорт не скоро станет столь же безопасным как другие виды транспорта. Оч важно для процветания лунного туризма.
Мне кажется тут наличествует совокупность трёх факторов: 1) минимальное количество энергии необходимой для разгона до 1-й космической скорости; 2) фактор масштаба - при таких масштабах возникают проблемы, которые незаметны при меньших размерах; 3) критичность конструкции - никто не делает ракеты с многократным запасом запасом мощности, прочноти, топлива и проч. (для примера - любой автомобиль использует в среднем от 30% до 50% мощности двигателя, имеет запас хода существенно превышающий длину средней поездки и многократно прочнее необходимого для перемещения с обычной для автомобиля скоростью)
ЦитироватьЕщё интереснее будет вариант без переработки Протона - но с доведением КВРБ до срока службы в 5 дней. Тогде его можно будет использовать для посадки на Луну, вместо блока Д. Понятно, что всё равно без водородного РБ нечем эту связку отправить к Луне.
ИМХО, это несложно. Можно улучшить ТИ, ввести радиаторы. Ну, или применить шугообразный водород. Кстати, ЕМНИП, у КРБ "Смерч" 14С40 САС составлял до 18 суток.
Американцы вроде собирались садиться на Луну - и даже взлетать с Луны - на RL-10. То есть, водородное топливо. Вот как они собирались водород долго держать холодным... Конечно, в космосе вакуум - естественный термос, но надо как-то от Солнца прятаться.
Вообще, интересно, почему ЦиХ так мало времени отводит для КВРБ - время автономного полёта всего 9 часов. Что, интересно, называется временем автономного полёта, чем это определяется?
У Аполлона утечки тепла через стенки криогенных баков были весьма малы.
Думаю, проще сделать КВРБ с возможностью долгой работы (5 дней) и стыковки с двух сторон, чем делать водородную ступень для Протона. Хотя, кстати, в связи с вхождением омских мощностей в сферу ЦиХа, РККЭ надо либо самой думать о создании тяжёлых (тяжелее Зенита) ракет, либо работать с ЦиХом. Подозреваю, второе предпочтительнее. Тогда РККЭ может заняться водородным РБ. Хороший был бы блок, в дополнение к ДМ.
Почитал я тут соображения по ACTS на Википедии - http://en.wikipedia.org/wiki/ACTS . Если так будут делать, получится лучше, чем вариации Союза. В основном потому, что речь идёт о более глубоких переделках - и, соответственно, части системы более оптимизированы. Хотя, конечно, дороже будет.
На Сети, к сожалению, нет подробных раскладок по системам советского лунного корабля :( насколько я знаю, во всяком случае, по американскому LM информации куда больше. А то можно было бы примерить.
ЦитироватьВообще, интересно, почему ЦиХ так мало времени отводит для КВРБ - время автономного полёта всего 9 часов. Что, интересно, называется временем автономного полёта, чем это определяется?
Очевидно, что это время, прошедшее с момента старта или момента перехода на автономное питание и окончания подпитки, ну да они мало отличаются. А определяется оно в основном емкостью аккумуляторов и величиной потерь криогенных компонентов. Может за 9 часов весь водород и не вылетит, но потери могут быть изрядными. Вот S-IVB за 2,5 часа полета теряла тонну водорода при общем запасе около 17 тонн. Для меньших баков удельные потери будут немного больше.
ЦитироватьУ Аполлона утечки тепла через стенки криогенных баков были весьма малы.
Но зато там благодаря этим утечкам обеспечивалось поступление компонентов в ТЭ на минимальном режиме без дополнительного подогрева и за счет этого оставшиеся компоненты охлаждались. А тут куда их девать? Ну и теплоизоляция была помощнее, для небольших баков это несущественно, а вот для основных ее вес может играть заметную роль.
Кто нам мешает, тот нам поможет (с)
Гоним испаряющийся водород в ТЭ, полученной энергией питаем борт, ПН (минус аккумуляторы) и небольшой холодильник. Остатки используем для работы системы ориентации.
Полученную воду можно потом мееедленно электролизировать в водород+кислород и использовать все в тех же двигателях ориентации для построения орбиты затопления, использовав пустые штатные баки как накопители.
ЦитироватьКто нам мешает, тот нам поможет (с)
Гоним испаряющийся водород в ТЭ, полученной энергией питаем борт, ПН (минус аккумуляторы) и небольшой холодильник. Остатки используем для работы системы ориентации.
Полученную воду можно потом мееедленно электролизировать в водород+кислород и использовать все в тех же двигателях ориентации для построения орбиты затопления, использовав пустые штатные баки как накопители.
Как вы собираетесь сепарировать водород и ЖВ в условиях невесомости?
Раскрутить ступень вокруг поперечной оси. Или продольной - смотря где у нее момент инерции выше. Заборник газа установить по центру.
Зачем ступень-то? Достаточно небольшой центрифуги с небольшой скоростью вращения, да труб по подводу воды и отводу газов.
Не. Предположительно, газообразование идет по всему обьему (а формально подходя - по поверхности бака). Чтобы весь газ выбрать, надо пузырьки как-то сепарировать от жидкости. Ну, вообще, да, можно прогонять газ через центрифугу... но нафига? Лучше один раз все закрутить и пользоваться ;-) Кстати холодильник для ЖВ можно IMHO 'опереть' на ЖК.
Еще вариант - заставить ЖВ как-то передавать пузьрьки на одну сторону бака негравитационным способом - там, за счет градиента плотности звуковой волны, например.
Прошу прощения :) не разобрался. Спутал с прямым углом :) о котором, собственно, думал в тот момент...
Цитировать3) критичность конструкции - никто не делает ракеты с многократным запасом запасом мощности, прочноти, топлива и проч. (для примера - любой автомобиль использует в среднем от 30% до 50% мощности двигателя, имеет запас хода существенно превышающий длину средней поездки и многократно прочнее необходимого для перемещения с обычной для автомобиля скоростью)
То есть, как я понимаю, в погоне за ПН обеспечение вероятности удачного старта равной 0.99 считается весьма приемлемым. А проводились ли исследования, насколько снизится ПН при обеспечении вероятности удачного старта, например, 0.999, на тысячу пусков один неудачный. И если проводились, хотелось бы посмотреть результаты.
ЦитироватьЦитировать3) критичность конструкции - никто не делает ракеты с многократным запасом запасом мощности, прочноти, топлива и проч. (для примера - любой автомобиль использует в среднем от 30% до 50% мощности двигателя, имеет запас хода существенно превышающий длину средней поездки и многократно прочнее необходимого для перемещения с обычной для автомобиля скоростью)
То есть, как я понимаю, в погоне за ПН обеспечение вероятности удачного старта равной 0.99 считается весьма приемлемым. А проводились ли исследования, насколько снизится ПН при обеспечении вероятности удачного старта, например, 0.999, на тысячу пусков один неудачный. И если проводились, хотелось бы посмотреть результаты.
Скорее всего вероятность 0.9999 за пределами любого бюджета, либо вовсе не сможет взлететь как SSTO. И что значит "в погоде за ПН"? Задача вывода на орбиту сейчас не имеет надёжного в общем понимании технического решения. При её решении приходится идти на компромиссы.
Ещё одна идея по развитию ракет.
Россия использует больше всего стартов для ракет Р-7. Разработка ракет под имеющиеся стартовые комплексы имеет очевидные экономические преимущества. При этом ракеты не обязаны быть непосредственными производными Р-7 - они должны всего лишь сопрягаться с СК.
Можно, например, рассмотреть такой вариант. Ракета тандемной схемы (мне всегда этот термин был интересен - тандем ассоциируется с велосипедом, где крутят педали двое, поэтому "семёрка" как раз тандемная, раз у неё 1-я и 2-я ступени работают одновременно. Ну да ладно), первая ступень - керосиновая, на 3 или 4 НК-33, высота ступени соответствует высоте кольца удержания Р-7 в "тюльпане". Кольцо удержания имеет тот же диаметр, геометрия ступени вписывается в габариты нижней части Р-7. Вторая ступень - водородная, диаметр слегка возрастает от нижней части. Третья ступень - тоже водородная. Общая масса ракеты - "под завязку" СК, значит, до 400 т. Такая ракета по крайней мере не меньше Зенита будет поднимать; но это надо уточнять расчётами.
Сначала рассматривал вариант конической первой ступени :) с шаровыми баками, а-ля НК-33 (даже похоже на Блок В), потом вспомнил причины такого решения...
avmich
ЦитироватьРоссия использует больше всего стартов для ракет Р-7. Разработка ракет под имеющиеся стартовые комплексы имеет очевидные экономические преимущества.
На начальном этапе - наверняка. А потом? Не выйдет ли сплошным убытком? Как с ограничением диаметра...
Кстати, а есть цифирь - какую часть от стоимости разработки ракеты составляет стоимость постройки СК?
Делать лунный посадочный модуль на базе БО, ИМХО, не очень хорошая идея. Слишком уж разные это девайсы. В результате как минимум перетяжелим и БО (ведь в него СЖО и всякие посадочные радиовысотомеры, пульты управления и т.д. и т.д. придётся запихивать), и лунную кабину - ну зачем ей, скажем, второй люк для соединения с СА? Да и на СА придётся стыкузел лепить... Нет, это чересчур - не стоит овчинка выделки, ИМХО.
ЦитироватьДелать лунный посадочный модуль на базе БО, ИМХО, не очень хорошая идея. Слишком уж разные это девайсы. В результате как минимум перетяжелим и БО (ведь в него СЖО и всякие посадочные радиовысотомеры, пульты управления и т.д. и т.д. придётся запихивать), и лунную кабину - ну зачем ей, скажем, второй люк для соединения с СА? Да и на СА придётся стыкузел лепить... Нет, это чересчур - не стоит овчинка выделки, ИМХО.
Идея возникла от обратного. Именно, не лунный модуль на базе БО, а использование лунного модуля как БО. Если при этом посадка на Луну не планируется, то можно убрать ряд систем - которые, с одной стороны, достаточно массивны и дороги, с другой, легко снимаются.
Хотя ещё раньше проводился анализ минимизации массы корабля при полёте на Луну.
Люк для соединения с СА вполне может использоваться для выхода на поверхность Луны. Конфигурация СА и БО предполагается такой (УС - узел стыковки):
СА - пассивный УС на СА ::: люк на БО - БО - активный УС на БО
Разделение СА и БО происходит первый раз из конфигурации "люк БО к УС СА". В дальнейшем БО и СА стыкуются стыковочными узлами.
По поводу того, что это разные модули - БО и ЛК. Оба этих модуля предназначены для работы только в вакууме и только при малой тяжести. Оба этих модуля и так предназначены для обитания - туалет, скажем, возможность отдыха экипажа. Возможность контролируемой разгерметизации, переодевания скафандров... Системы, присутствующий на ЛК и отсутствующие на БО - это посадочные опоры, ДУ, приборы посадки (радар, высотомер...), далее, система стыковки (УС на БО есть, нужна СУ), навигация, связь... многие из этих систем невелики по массе, стоимости, энергопотреблению, переносимы (!) из модуля в модуль.
В основном ЛК от БО отличается посадочными опорами и ДУ, остальное - сравнительно "простая" электроника. Опоры и ДУ (баки, двигатели) можно делать только на тех БО, которые предназначены для использования как ЛК.
avmich
ЦитироватьРазделение СА и БО происходит первый раз из конфигурации "люк БО к УС СА". В дальнейшем БО и СА стыкуются стыковочными узлами.
И получается, что штатный СА мы должна отягощать стыкузлом и всей аппаратурой для стыковки. Оно надо, всё время таскать такую тяжесть?
Другой вариант - для полётов на Луну делать особый СА. Но тогда не проще ли сделать лунный посадочный модуль для стандартного корабля, не трогая ни СА, ни БО?
ЦитироватьПо поводу того, что это разные модули - БО и ЛК. Оба этих модуля предназначены для работы только в вакууме и только при малой тяжести. Оба этих модуля и так предназначены для обитания - туалет, скажем, возможность отдыха экипажа.
Но наличие силы тяжести на Луне накладывает ограниченая, например, на компоновку. Компоновка БО - который для невесомости - получится неоптимальной.
ЦитироватьСистемы, присутствующий на ЛК и отсутствующие на БО - это посадочные опоры, ДУ, приборы посадки (радар, высотомер...), далее, система стыковки (УС на БО есть, нужна СУ), навигация, связь... многие из этих систем невелики по массе, стоимости, энергопотреблению, переносимы (!) из модуля в модуль.
Еще СЖО.
А таскать туда-сюда модули... ИМХО, это сильный перебор.
Цитироватьavmich
ЦитироватьРазделение СА и БО происходит первый раз из конфигурации "люк БО к УС СА". В дальнейшем БО и СА стыкуются стыковочными узлами.
И получается, что штатный СА мы должна отягощать стыкузлом и всей аппаратурой для стыковки. Оно надо, всё время таскать такую тяжесть?
А большая это тяжесть?
Механика собственно стыковочного узла весит не так много - думаю, десятки килограммов, для пассивного вряд ли больше 150. А то и меньше - это надо уточнять. Электроника управления - а она не СА и так? Вот её, кстати, и перетаскивать в БО, потому что у БО активный УС (узел стыковки). "Курс" и так извлекается из СА, так что тут принципиальных сложностей быть не должно. Радиоантенны? Да, для СА понадобятся таковые.
Но на всё это не так уж большая масса уйдёт.
ЦитироватьДругой вариант - для полётов на Луну делать особый СА. Но тогда не проще ли сделать лунный посадочный модуль для стандартного корабля, не трогая ни СА, ни БО?
Не проще, потому что это как раз лишняя масса. Ключевой идеей было избавиться от БО - так как все его функции может выполнять ЛК. Да и всё равно Союз надо будет адаптировать к лунным полётам - та же навигация, связь должны будут работать вблизи Луны.
ЦитироватьЦитироватьПо поводу того, что это разные модули - БО и ЛК. Оба этих модуля предназначены для работы только в вакууме и только при малой тяжести. Оба этих модуля и так предназначены для обитания - туалет, скажем, возможность отдыха экипажа.
Но наличие силы тяжести на Луне накладывает ограниченая, например, на компоновку. Компоновка БО - который для невесомости - получится неоптимальной.
Большие это ограничения? То есть, насколько понадобится перекомпоновать БО, чтобы можно было его использовать не только при 0 g, но и при 1/6 g? Ну и ещё при посадке-взлёте с Луны?
ЦитироватьЦитироватьСистемы, присутствующий на ЛК и отсутствующие на БО - это посадочные опоры, ДУ, приборы посадки (радар, высотомер...), далее, система стыковки (УС на БО есть, нужна СУ), навигация, связь... многие из этих систем невелики по массе, стоимости, энергопотреблению, переносимы (!) из модуля в модуль.
Еще СЖО.
А таскать туда-сюда модули... ИМХО, это сильный перебор.
СЖО, да. Но запасы продуктов и баллоны с газами можно забирать из СА, система терморегулирования, вероятно, есть и сейчас, какая-то. Кроме того, не предлагается на таком аппарате летать на Луну на полгода - это скорее "малый и дешёвый" аппарат для срочных полётов на небольшой срок.
Хотя, безусловно, проблем должно быть много :) .
Схема с ЛК=БО вполне разумная и стыкуется со стандартным СА Союза. Я давно заглядываюсь на эту схему. Просто к Союзу через переходное колечко теми же пироболтами, что и при стандартном БО приделывается небольшой переходник со стандартным стыковочным узлом. На него же вешаются антенны системы стыковки и некоторое оборудование не нужное в обратном полете. К нему пристыкован БО=ЛК. У этого БО имеется только два люка, один на узле, другой сбоку, для выхода. Тртий не нужен, его просто завариваем (не прорезаем). Т.е. имеем перевернутый БО от Союза с удаленным люком.
Кстати, именно в БО у Союза, если мне не изменяет склероз, находится СЖО. В СА находится только запас необходимый при посадке. Т.ч. СЖО берется штатная. А уж пульты и органы управления расположим как угодно. Места хватит.
Большой смысл оставлять ЛК на орбите Луны в автомате, тогда в СА не придется ставить дополнительную СЖО, да и вопрос с сартиром отпадает. Думаю, что сейчас стыковка с беспилотным объектом у нас отработана очень хорошо.
Корабль этот будет выводить явно не Союз, т.ч. обтекатель может иметь больший диаметр. Это позволит расположить баки взлетной ступени не под БО, а вокруг нижней полусферы БО, или даже почти по экватору. Двигатель может быть даже слегка утоплен в БО. Это позволит укоротить весь ЛК и снизить его ЦТ. В свою очередь это позволит упростить шасси.
В общем, при таком решении можно будет много чего пооптимизировать по части снятия лишнего веса.
Если лететь по многопусковой схеме, то на орбите корабль может ожидать тормозная ступень. ЛК, отстыковывается от ЛОКа и к нему пристыковывается тормозная ступень (на передний узел). Из нее на ЛК перекачивается топливо для взлета, после чего включаются двигатели на торможение. Перед прилунением тормозная ступень сбрасывается и ЛК садится на своих двигателях, а потом взлеает (по схеме Л3). Такое решение позволит выводить на орбиту корабль при пустых баках ЛК. Это полезно, если учесть, что во время выхода на орбиту баки ЛК находятся выше СА. Если топлива в них нет, то спокойно можно запускать корабль с экипажем на борту.
Цитироватьavmich
ЦитироватьРоссия использует больше всего стартов для ракет Р-7. Разработка ракет под имеющиеся стартовые комплексы имеет очевидные экономические преимущества.
На начальном этапе - наверняка. А потом? Не выйдет ли сплошным убытком? Как с ограничением диаметра...
Кстати, а есть цифирь - какую часть от стоимости разработки ракеты составляет стоимость постройки СК?
Вполне логичный подход. Обеспечить в районе крепления диаметр 2,95м для РН со стартовой массой до 400т (гарантия на Тюльпан) вполне можно. Тем более, что за счет не полного сведения площадок тюльпана можно этот диаметр и увеличить.
Ракета может быть и по схеме тандем, и по пакетной, но с цилиндрическими ступенями. Это позволит избавиться от недостатка союзовских конических ступеней, которые невозможно удлинять, а следовательно очень трудно совершенствовать первые ступени. Тут же можно увеличивать и их длину и диаметр.
Основной сложностью при переходе на тандем будет необходимость согласовать поля падения ступеней с семерочными. Тут казахи не приминут урвать свой кусок за лишние земли.
При использовании верхних водородных ступеней и при стартовой массе до 400т грузоподъемность ракеты может уйти за 20т. При наличии двух СК в Байконуре и четырех в Плесецке можно будет обеспечить порядочный грузопоток на орбиту
А зачем нужна еще одна, причём сделанная с нуля, ракета на 20 тонн, если у нас есть "Протон", а на подходе - "Ангара"?
ЦитироватьА зачем нужна еще одна, причём сделанная с нуля, ракета на 20 тонн, если у нас есть "Протон", а на подходе - "Ангара"?
"У нас" - это хорошая формулировка :) .
Абстрактно, выгодно, когда в стране два конкурирующих производителя ракет. У нас на дворе рынок, и возможности конкуренции приходится использовать - иначе, скажем, ЦиХ сядет на шею, зная, что ему замены нет. Это одна причина.
Вторая - что такая ракета может оказаться выгоднее. Хотя бы потому, что для неё уже есть несколько СК...
ЦитироватьА зачем нужна еще одна, причём сделанная с нуля, ракета на 20 тонн, если у нас есть "Протон", а на подходе - "Ангара"?
А почему все с нуля? Спросите hcube про проект Сибирь. Там есть много чего для подумать ...
ЦитироватьБольшой смысл оставлять ЛК на орбите Луны в автомате, тогда в СА не придется ставить дополнительную СЖО, да и вопрос с сартиром отпадает.
Наверное, имелось в виду, "большой смысл оставлять СА на орбите в автомате". Да, логика именно такая.
ЦитироватьКорабль этот будет выводить явно не Союз, т.ч. обтекатель может иметь больший диаметр.
КК хочется на орбиту выводить всё же Союзом, пусть и не Союзом-У. Есть ли причины, почему нельзя увеличить обтекатель у Союза-2.1б, скажем, до 4 метров в диаметре? Сколько там у Старсема получается? Вывод существующим носителем всё же имеет преимущества - по безопасности, стоимости... Иначе придётся ещё с ракетой отдельно разбираться.
В общем, разверните, пожалуйста, идею :) .
ЦитироватьЭто позволит расположить баки взлетной ступени не под БО, а вокруг нижней полусферы БО, или даже почти по экватору. Двигатель может быть даже слегка утоплен в БО. Это позволит укоротить весь ЛК и снизить его ЦТ. В свою очередь это позволит упростить шасси.
Совершенно верно, именно так и предполагалось.
Другое дело, вопрос, какой стороной "вверх" такой БО должен садиться на Луну - той стороной, которая стыкуется потом к СА или нет? И стыковаться к СА он должен - той же стороной, которой изначально собирается на старте, или нет?
С одной стороны, не хочется лишних люков, хотя бы по массовым соображениям. С другой, такой модифицированный Союз хочется иметь возможность стыковать к МКС штатным образом - для подготовки к полёту, скажем, заправки. Мне кажется, заправка на МКС проще, чем на окололунной орбите. Лучше условия связи, есть при необходимости удобная возможность работы в открытом космосе, ресурсы МКС могут быть задействованы - от манипулятора до уже имеющихся топливных баков или даже запасов, скажем, кислорода со станции.
ЦитироватьЕсли лететь по многопусковой схеме, то на орбите корабль может ожидать тормозная ступень. ЛК, отстыковывается от ЛОКа и к нему пристыковывается тормозная ступень (на передний узел).
Заметьте, это дополнительная стыковка. Не то чтобы это очень сложно, но зачем у Луны ещё одну обязательную стыковку? Если сборка происходит у Земли, то у Луны - всего одна расстыковка на орбите, потом сброс тормозной ступени перед посадкой, и снова стыковка на орбите. Может быть, сброс опор и ДУ перед отлётом к Земле.
ЦитироватьИз нее на ЛК перекачивается топливо для взлета, после чего включаются двигатели на торможение.
Я рассматривал в качестве тормозной ступени штатный Блок ДМ. Перекачка ЖК у Луны, мне кажется - дополнительная сложность.
ЦитироватьПеред прилунением тормозная ступень сбрасывается и ЛК садится на своих двигателях, а потом взлеает (по схеме Л3). Такое решение позволит выводить на орбиту корабль при пустых баках ЛК.
Да, выводить КК на орбиту с Земли надо, конечно, с пустыми баками ЛК, но заправлять их, мне кажется, лучше у Земли, чем у Луны.
STEP, ещё раз, можно оценить плюсы и минусы различных компоновок - как организованы стыковочные узлы на таком КК, какой стороной идёт посадка?
Мне пока что выглядит самой предпочтительной такая схема:
СА - пассивный УС ::: пироболты ::: люк на ЛК - ЛК - активный УС
Схема позволяет штатно стыковаться с МКС - если баки будут вблизи активного УСа, может усложниться стыковка. После отстыковки от МКС в той же конфигурации идёт стыковка с РБ ДМ (и далее - с водородным разгонником; а может быть, вместо РБ ДМ надо будет тоже использовать водородник - надо уточнять). У БО получается 2 люка, садится на Луну он активным УСом вверх. То есть, топливные баки (6 сфер диаметром 1 м для компонентов топлива - как раз примерно 2-метровый БО доводится до 4-метрового обтекателя, с запасами) и ДУ крепятся не "сверху" БО, а "между" БО и СА на старте с Земли. После прилёта к Луне и выхода на окололунную орбиту пироболты разделяют СА и БО, ЛК тормозится "вниз головой", сбрасывает тормозной блок, переворачивается (!) и садится на Луну. Выход на Луну - из люка на БО/ЛК снизу, что, мне кажется, удобно.
Если бы меня спросили... (с)
То я бы делал две РН. Всего. А-5 с водородным верхом - как носитель на 35+ тонн и Сибирь с тем же самым водородным верхом - как носитель на 20+ тонн. Для легкого класса - Сибирь-Л примерно на 7 тонн ПН (с водородом типа КВРБ наверху) и А1.2 на 4 тонны ПН на керосине с соответсвующей 'дешевой' 2й ступенью.
Кстати, А-3 опять же с тем же самым водородным верхом - это те же 20+ тонн ПН.
А вообще - Степ, может выложим полную доку по Сибири? Конкурс уже того... так что можно смело выкладывать - глядишь, кто и увидит что полезное для себя ;-).
ЦитироватьЕсли бы меня спросили... (с)
То я бы делал две РН. Всего. А-5 с водородным верхом - как носитель на 35+ тонн и Сибирь с тем же самым водородным верхом - как носитель на 20+ тонн. Для легкого класса - Сибирь-Л примерно на 7 тонн ПН (с водородом типа КВРБ наверху) и А1.2 на 4 тонны ПН на керосине с соответсвующей 'дешевой' 2й ступенью.
Кстати, А-3 опять же с тем же самым водородным верхом - это те же 20+ тонн ПН.
А вообще - Степ, может выложим полную доку по Сибири? Конкурс уже того... так что можно смело выкладывать - глядишь, кто и увидит что полезное для себя ;-).
Так я сказал "Спросите hcube про проект Сибирь. " Т.ч. нет проблем.
ЦитироватьЦитироватьБольшой смысл оставлять ЛК на орбите Луны в автомате, тогда в СА не придется ставить дополнительную СЖО, да и вопрос с сартиром отпадает.
Наверное, имелось в виду, "большой смысл оставлять СА на орбите в автомате". Да, логика именно такая.
ЦитироватьКорабль этот будет выводить явно не Союз, т.ч. обтекатель может иметь больший диаметр.
КК хочется на орбиту выводить всё же Союзом, пусть и не Союзом-У. Есть ли причины, почему нельзя увеличить обтекатель у Союза-2.1б, скажем, до 4 метров в диаметре? Сколько там у Старсема получается? Вывод существующим носителем всё же имеет преимущества - по безопасности, стоимости... Иначе придётся ещё с ракетой отдельно разбираться.
В общем, разверните, пожалуйста, идею :) .
ЦитироватьЭто позволит расположить баки взлетной ступени не под БО, а вокруг нижней полусферы БО, или даже почти по экватору. Двигатель может быть даже слегка утоплен в БО. Это позволит укоротить весь ЛК и снизить его ЦТ. В свою очередь это позволит упростить шасси.
Совершенно верно, именно так и предполагалось.
Другое дело, вопрос, какой стороной "вверх" такой БО должен садиться на Луну - той стороной, которая стыкуется потом к СА или нет? И стыковаться к СА он должен - той же стороной, которой изначально собирается на старте, или нет?
С одной стороны, не хочется лишних люков, хотя бы по массовым соображениям. С другой, такой модифицированный Союз хочется иметь возможность стыковать к МКС штатным образом - для подготовки к полёту, скажем, заправки. Мне кажется, заправка на МКС проще, чем на окололунной орбите. Лучше условия связи, есть при необходимости удобная возможность работы в открытом космосе, ресурсы МКС могут быть задействованы - от манипулятора до уже имеющихся топливных баков или даже запасов, скажем, кислорода со станции.
ЦитироватьЕсли лететь по многопусковой схеме, то на орбите корабль может ожидать тормозная ступень. ЛК, отстыковывается от ЛОКа и к нему пристыковывается тормозная ступень (на передний узел).
Заметьте, это дополнительная стыковка. Не то чтобы это очень сложно, но зачем у Луны ещё одну обязательную стыковку? Если сборка происходит у Земли, то у Луны - всего одна расстыковка на орбите, потом сброс тормозной ступени перед посадкой, и снова стыковка на орбите. Может быть, сброс опор и ДУ перед отлётом к Земле.
ЦитироватьИз нее на ЛК перекачивается топливо для взлета, после чего включаются двигатели на торможение.
Я рассматривал в качестве тормозной ступени штатный Блок ДМ. Перекачка ЖК у Луны, мне кажется - дополнительная сложность.
ЦитироватьПеред прилунением тормозная ступень сбрасывается и ЛК садится на своих двигателях, а потом взлеает (по схеме Л3). Такое решение позволит выводить на орбиту корабль при пустых баках ЛК.
Да, выводить КК на орбиту с Земли надо, конечно, с пустыми баками ЛК, но заправлять их, мне кажется, лучше у Земли, чем у Луны.
STEP, ещё раз, можно оценить плюсы и минусы различных компоновок - как организованы стыковочные узлы на таком КК, какой стороной идёт посадка?
Мне пока что выглядит самой предпочтительной такая схема:
СА - пассивный УС ::: пироболты ::: люк на ЛК - ЛК - активный УС
Схема позволяет штатно стыковаться с МКС - если баки будут вблизи активного УСа, может усложниться стыковка. После отстыковки от МКС в той же конфигурации идёт стыковка с РБ ДМ (и далее - с водородным разгонником; а может быть, вместо РБ ДМ надо будет тоже использовать водородник - надо уточнять). У БО получается 2 люка, садится на Луну он активным УСом вверх. То есть, топливные баки (6 сфер диаметром 1 м для компонентов топлива - как раз примерно 2-метровый БО доводится до 4-метрового обтекателя, с запасами) и ДУ крепятся не "сверху" БО, а "между" БО и СА на старте с Земли. После прилёта к Луне и выхода на окололунную орбиту пироболты разделяют СА и БО, ЛК тормозится "вниз головой", сбрасывает тормозной блок, переворачивается (!) и садится на Луну. Выход на Луну - из люка на БО/ЛК снизу, что, мне кажется, удобно.
Вариантов много. Надо будет порисовать. Если посадочный двигатель сделать двухкамерный, то баки ЛК однозначно между ЛК и СА.
И надо обязательно выкидывать ПО из Союза заменив его на ноутбук. Почувствуем разницу в весе?
avmich:
ЦитироватьДа, выводить КК на орбиту с Земли надо, конечно, с пустыми баками ЛК, но заправлять их, мне кажется, лучше у Земли, чем у Луны.
Полёт на Луну сложен и сулит экипажу немалые физические нагрузки. Учитывая его стоимость, очень важно, чтобы космонавты в районе Луны и на ней особенно находились в пике физической формы, были эмоционально уравновешены, обладали бодрым и ясным сознанием. Тогда отдача от экспедиции будет наибольшей, а вероятность совершения ошибок экипажем - наименьшей. Поэтому любая излишняя деятельность в районе Луны противопоказана и заправку лучше делать на околоземной орбите в относительно комфортных условиях с максимальной помощью со стороны и возможностью отдохнуть на пути к Луне.
Цитироватьavmich:ЦитироватьДа, выводить КК на орбиту с Земли надо, конечно, с пустыми баками ЛК, но заправлять их, мне кажется, лучше у Земли, чем у Луны.
Полёт на Луну сложен и сулит экипажу немалые физические нагрузки. Учитывая его стоимость, очень важно, чтобы космонавты в районе Луны и на ней особенно находились в пике физической формы, были эмоционально уравновешены, обладали бодрым и ясным сознанием. Тогда отдача от экспедиции будет наибольшей, а вероятность совершения ошибок экипажем - наименьшей. Поэтому любая излишняя деятельность в районе Луны противопоказана и заправку лучше делать на околоземной орбите в относительно комфортных условиях с максимальной помощью со стороны и возможностью отдохнуть на пути к Луне.
Стыковка на ИСЛ происходит с гораздо меньшим расходом топлива и на меньших скоростях. А перекачка топлива идет в автомате. Т.ч. надо еще посмотреть, какой вариант психологически более напряженный.
Цитироватьavmich:ЦитироватьДа, выводить КК на орбиту с Земли надо, конечно, с пустыми баками ЛК, но заправлять их, мне кажется, лучше у Земли, чем у Луны.
Полёт на Луну сложен и сулит экипажу немалые физические нагрузки. Учитывая его стоимость, очень важно, чтобы космонавты в районе Луны и на ней особенно находились в пике физической формы, были эмоционально уравновешены, обладали бодрым и ясным сознанием. Тогда отдача от экспедиции будет наибольшей, а вероятность совершения ошибок экипажем - наименьшей. Поэтому любая излишняя деятельность в районе Луны противопоказана и заправку лучше делать на околоземной орбите в относительно комфортных условиях с максимальной помощью со стороны и возможностью отдохнуть на пути к Луне.
Поэтому нужна ЛОС как надежный "форпост" и база
А не "миниминизация" деятельности
STEP:
ЦитироватьСтыковка на ИСЛ происходит с гораздо меньшим расходом топлива и на меньших скоростях.
Это не совсем понятно. Может быть речь о сближении? Но здесь важно время и затраты сил, что до расхода топлива, то его цена около Луны другая. И нужно сравнивать доступную точность выведения на орбиты Земли и Луны.
ЦитироватьА перекачка топлива идет в автомате. Т.ч. надо еще посмотреть, какой вариант психологически более напряженный.
А космонавты в это время спят! :lol: Тогда поддерживаю.
Зомби. Просто Зомби:
ЦитироватьПоэтому нужна ЛОС как надежный "форпост" и база
А не "миниминизация" деятельности
Вот две крайности:
1. Космонавты ищут мелкую ЛОС, вручную стыкуются, переходят на неё, расконсервируют, делают профилактический ремонт, заправляются, ищут скафандры и примеряют их, устраняют неполадки, находят оборудование для работы на Луне, проверяют его, всё это укладывают в ЛМ и летят уже на Луну, забыв при этом часть приборов и последовательность действий, а заодно и подрастеряв желание работать. :(
2. Космонавты прилетают на шикарную ЛОС в автомате и проводят время в сауне с девочками, пока за них делают всё. Но при этом забывают о цели своего прилёта. :)
Но при длительных полётах на несколько лунных дней не так уж важно, чтобы космонавты изначально были в самом пике формы. Здесь ЛОС не противопоказана.
Как раз крайностей не надо
Имеется дежурный экипаж - 2-3 человека, которые "рулят луноходами"
А десантный экипаж аналогичен "экспедиции посещения" на Мире/МКС
Высадки редкие, но лэндер "приличный", экспедиция относительно длительная и площадка подготовлена, в помощь десанту работают луноходы
Ну, если уж на то пошло, то на ЛОС надо держать запас топлива, заправочную систему, и пару лендеров - один садится, второй в резерве. Лендеры делать полностью многоразовые и возить только топливо. Причем по возможности кислород поднимать с Луны ;-)
На лендере же можно свалить с ЛОС на МКС ;-).
Не, это когда она уже будет обслуживать лунную базу :wink:
А поначалу "вторым" будет резервный корабль
Желательно "ТКС" с большим ресурсом, как спасательная шлюпка
Но можно и "Союз" какой-нть приткнуь, в соответствующей модификации... или даже без оной :roll:
Мы забываем про то, что одним из условий, позволяющим развивать околоземные космические станции является то, что они летают ниже радиационных поясов. И то, радиационная защита является одной из головных болей.
ЛОС от радиации не защищена, и она может быть только посещаемой. В этих условиях работа с ЛОС равносильна работе с беспилотной ступенью-заправщиком. Только она (ЛОС) будет дороже, а без постоянного ремонта, менее надежная.
Я думаю, что нужна лунная база, а операции на окололунной орбите надо по елику возможно сокращать.
ЛОС находится в тех же условиях (даже лучше), как и марсианский корабль
Если мы "когда-нибудь" собираемся лететь на Марс (а это гОды полета), то ЛОС может быть прекрасным полигоном для отработки методов радиационной защиты, это "ещё одна польза" от ЛОС
И я бы сказал, что ЛОС - самое место чтобы попробовать магнитную радиационную защиту.
Потом, по любому, без закапывания в грунт Луны метров на 100 адекватной радиационной защиты не получишь. Так что можно расслабиться и 'чувствовать как в тебя врезаются гамма-кванты' (с) Стругацкие.
Интересная мысль:
при отсутствии у Луны магнитосферы локальная намагниченность имеет место, причем, кажется, даже довольно сильная, коль скоро она привлекалась при попытке объяснить своеобразие некоторых участков поверхности Луны
Гипотеза звучала так:
"...местное магнитное поле защищает, как зонтик, соответствующую область поверхности от космического и солнечного протонного облучения, поэтому она не темнеет"
Земля и Вселенная, № 1, 2001. В.В.Шевченко. "Лунар проспектор" погиб, проблемы остались...
"Продлевая" эту гипотезу можно задаться вопросом:
насколько эффективна в действительности может быть локальная намагниченность как противорадиационый "щит" и можно ли только одним выбором места расположения базы снять часть проблем в этой области?
ЦитироватьСамая удачная ракета для освоения Луны - Сатурн-5. У неё, кстати, самая низкая в истории космонавтики цена за килограмм на орбите.
Неа. Сатурн-5 - это самая удачная ракета для флаговтыкательства в Луну (за что респект дедушке фон Брауну).
А для освоения Луны самая удачная ракета - это нечто калибром Новы или Вулкана, на худой конец Н-1М. Не зря Глушко для создания лунной базы нарисовал именно Вулкан.
В общем нечто с ПН на LEO 200 и более тонн. Желательно максимально простое и технологичное (серия будет порядка десятков ракет минимум, иначе это не освоение, а ковыряние в песочнице).
Вплоть до стартовой масс 5 килотонн аккустические нагрузки ещё не создают непреодолимых проблем, значит ракета должна быть в весовой категории 5-7 килотонн, с ПН 250-400 тонн.
Идеальной была бы двухступенчатая ракета (первая ступень - керосин, вторая - водород) для полета на LEO, и разгонный блок для отправки груза на Луну. Такая машинка была бы максимально универсальной: хочешь - на Луну лети, хочешь - на LEO орбитальную станцию одним пуском выводи, хочешь - за 2-3 пуска марсианский корабль собирай (у Сатурна-5 распределение ХС ступеней идеально для полета к Луне, что снижало универсальность ракеты - без третьей ступени ПН резко падала, а разработать "оптимальный Сатурн" с ПН 160 тонн денежку не дали). Затачивать сверхтяжелый носитель только под лунные рейсы, как Сатурн-5, не слишком разумно.
Для технологичности делать обе степени одного диаметра, для максимального весового совершенства ставить их последовательно - в общем компоновочно очень похоже на Сатурн получется. Чтобы не мучаться с перевозкой исполинских ступеней, варить баки сразу на космодроме, как для Н-1. Ставить ракету на конвеер и штамповать десятками штук. И будет нам цена за килограмм на орбите ниже, чем у Сатурна :)
Очень спорно, что минимальную стоимость ПН на LEO даст именно РН на 200+ тонн ПН. Сколько я помню, тут в форуме указывалась себестоимость Энергии в 160 миллионов рублей, т.е. порядка 250 мегабаксов. Это для 100-тонного носителя. Т.е. 2.5 килобакса за тонну. Пусть даже два.
Для банального Союза (который вполне можно улучшить в смысле критерия ПН/стоимость - например добавлением двигателей с высоким УИ на 2 и особенно 3 ступени) стоимость составляет порядка 5-7 мегабаксов за ПН в 8.2 тонны, т.е. 0.75 килобакса за тонну - это, повторюсь, себестоимость. Получается, что ПН в 100 тонн на единицу ПН в ТРИ РАЗА дороже ПН в 8.2 тонны.
Та же самая ситуация есть и в США, и в Европе - носители одного технологического уровня, например Титан-4 и Атлас-5, имеют РАСТУЩУЮ примерно от 15-20 тонн стоимость ПН.
И я даже могу сказать, ПОЧЕМУ она растет. При одинаковой серийности стоимость единицы массы РН примерно одинакова (хотя для сверхракет это не очевидно - накладные расходы начинают расти непропорционально). Но при одном и том же грузопотоке серийность неодинакова. Т.е. мы используем некое оборудование, площади, тестовые стенды разово, а после этого оно стоит и покрывается пылью, в то время как на меньшей РН МЕНЬШЕЕ количество оборудования работает постоянно.
2hcube
А какую прибавку к стоимости малых ракет дадут многочисленные стыковки (и выделение на это дополнительного топлива и весов), необходимость дробления крупных грузов на малые, не говоря уже о сразу встающей во весь рост проблеме долгохранимости разгонников и их управления на орбите в случае откладывания полета разгоняемой ПН по той или иной причине?
Во-первых, не за тонну, а за килограмм. Во-вторых, подумайте, почему серийность уменьшает цену. Это не происходит автоматически - к этому нужны ещё некоторые условия. В третьих, с ростом размеров некоторые ценовые характеристики могут и падать - что делает вопрос о фундаментальной стоимости доставки ещё менее очевидным.
Ещё раз:
ЦитироватьТ.е. мы используем некое оборудование, площади, тестовые стенды разово, а после этого оно стоит и покрывается пылью, в то время как на меньшей РН МЕНЬШЕЕ количество оборудования работает постоянно.
Так мы строим конвейер для Союза, который делает по 2, нет, 4 Союза в неделю. А так мы делаем конвейер для Энергий, которые делает 2 Энергии в месяц. Цифры не сходятся? Может, союзный конвейер не успеет делать столько ракет, сколько надо, понадобится вдвое больше оборудования? А серийное оборудование тоже дешевеет, скажете? :) Как раз получается, что на меньшей РН большее количество оборудования работает столько же. Видите, как смешно выходит. При высокосерийном выпуске стоимость одноразовых затрат нивелируется - и уже неважно, составляют они 5% или 0,5% всей цены, они всё равно малы, и на передний план выходят повторяемые расходы. На них и надо смотреть при серийном выпуске.
Скажем так - при росте обьема серии стоимость оборудования (ессно, если мы не выпиливаем шайбы напильником, а штампуем) растет МНОГО медленнее чем растет обьем серии. Т.е. сделать 10 ракет по 30 тонн массы в год стоит скажем 5 миллионов за ракету, а сделать 1000 - стоит уже не 5 миллионов, а 500 тысяч, потому что они производятся уже не мелкосерийными, а конвеерными методами. Для СОВСЕМ большой серии можно представить себе завод-автомат, который Зениты штампует примерно как сейчас автомобили, по штуке раз в 10 секунд - т.е. ВСЕ операции автоматические, от производства и тестирования двигателей и электроники до сборки и упаковки корпусов, на выходе - готовые морские контейнеры '1 ступень', '2 ступень+обтекатель'. Примерно как Локхид Атласы делает ;-).
Постоянные расходы - да, согласен, актуальны. Но всю сложность составляет, повторюсь, обрабатывающее оборудование. Которое для Союза сильно проще и дешевле чем для Энергии. А для Энергии - опять же сильно проще и дешевле чем для Новы. Вы же понимаете, что для серии 4 штуки в НЕДЕЛЮ - это не нагрузка, американцы спускали Либерти по 4 штуки в ДЕНЬ, а это не РН на 30 тонн массы, а теплоход на 20к тонн ;-). Паршивый теплоход, согласен, но вполне сравнимый с одноразовой РН ;-).
Далее, по поводу стыковки. СОГЛАСЕН, для ТЕКУЩИХ приложений как ни крути, а нужен РД, т.е. желательно пускать все одним куском. ОДНАКО это ничего не убирает из соображений о пользе серийности - все равно иметь ракету под одну ПН ВЫГОДНЕЕ, чем под две - что скажем можно подтвердить примером Атлас-5 Vs Ариан-5 ESC. Хотя конечно тут тонкий момент - РБ такая штука, которой пофиг сколько разгонять - 5 тонн, 10 или 50, лишь бы топлива хватило.
Преимущество по стоимости крупносерийной ракеты - поточное конвеерное производство (не важно, маленькая это ракета или большая, важно чтобы их делали много). Понятно, что в абсолютных цифрах более крупная ракета будет дороже, но нас интересует цена на единицу веса ПН.
Для заброски в космос определенного груза легких ракет понадобится на порядок больше, чем сверхтяжелых. Но если речь идет про освоение Луны (то есть как минимум о создании на Луне постоянной базы с немаленьким экипажем, с собственными источниками энергии, желательно с собственным горно-добывающим и металлургическим промышленным комплексом) - то даже сверхтяжелых ракет понадобится десятки и сотни единиц, то есть их производство уже будет крупносерийным.
Кроме того, есть ещё такой момент, как доля ПН в стартовой массе ракеты. Я встречал утверждение, что эта доля максимальна для ракет массой 2-3 тысячи тонн. Для более легких ракет она меньше из-за масштабных эффектов, для более крупных ракет требуется утяжелять конструкцию для борьбы с аккустическими нагрузками и относительная доля ПН опять начинает падать (и достигает нуля при массе ракеты 15-20 тысяч тонн).
Поскольку ракет в 5-7 тысяч тонн на практике никто не делал, трудно определить точно определить их весовое совершенство. Примем что оно будет примерно равным с ракетами "калибра" Протона.
Как тут уже справедливо заметили, вывода нагрузок легкими ракетами будут существенны затраты веса на стыковочные узлы и топливо для стыковок. Кроме того, некоторые тяжелые грузы вообще трудно разобрать на небольшие элементы и собрать на орбите.
C другой стороны, сверхтяжелые носители требуют больших дорогих стартовых комплексов.
Но есть ещё такое понятие, как трудоемкость предстартовой подготовки. Так вот, для тяжелых ракет эта трудоемкость на единицу веса ПН существенно ниже, чем для легких. Многие операции требуется одинаково выполнять и для тяжелой, и для легкой ракеты, но запусков легких носителей будет на порядок больше (это аналогично тому, что и для мотоцикла, и для самосвала требуется 1 водитель, которому надо платить примерно одинаковую зарплату, но грузоподъемность самосвала на 2 порядка выше).
Если общий объем грузопотока потребует всего нескольких (порядка 5-10 стартов мелкосерийного тяжелого носителя), то экономически выгоднее использовать в 2-3 раза большее количество более легких серийных носителей.
А что нам нужно для поддержания Лунной базы? Пусть есть база на поверхности Луны и станция на окололунной орбите, с экипажем по 3 человека (довольно скромные цифры). Замена экипажей 2 раза в год. Значит нужно за год 12 человек доставить на Луну и привезти обратно. Для этого потребуется минимум 2 старта, причем ракета должна быть почти вдвое крупнее Сатурна-5. И ещё для доставки на Луну модулей базы, транспортных средств, кислорода, воды, солнечных батарей, научного оборудования понадобится в разные годы порядка 2-4 грузовых запусков.
Если такая исследовательская программа будет продолжатся 5-7 лет, то уже получается десятки стартов и наша ракета будет вполне серийной.
Причем я тут даже не рассматривал к примеру программу добычи на Луне гелия-3 или производства металлов в интересах космонавтики. Поскольку для Луны очень мала скорость отрыва, и сила тяжести маленькая (то есть при старте нет больших перегрузок и можно все производимые элементы делать легкими, рассчитанными на малую тяжесть), то там выгодно производить тяжелые конструкии для космических объектов. Реалиация таких проектов сразу увеличит грузопоток Земля-Луна в разы, и понадобятся уже сотни пусков сверхтяжелых ракет.
Один-два раза слетать на Луну, используя стыковку небольших ПН, ещё возможно. Но доставлять туда таким образом тысячи тонн грузов - это то же, что оперировать гланды через задний проход - возможно, но неэффективно.
ЦитироватьСкажем так - при росте обьема серии стоимость оборудования (ессно, если мы не выпиливаем шайбы напильником, а штампуем) растет МНОГО медленнее чем растет обьем серии. Т.е. сделать 10 ракет по 30 тонн массы в год стоит скажем 5 миллионов за ракету, а сделать 1000 - стоит уже не 5 миллионов, а 500 тысяч, потому что они производятся уже не мелкосерийными, а конвеерными методами. Для СОВСЕМ большой серии можно представить себе завод-автомат, который Зениты штампует примерно как сейчас автомобили, по штуке раз в 10 секунд - т.е. ВСЕ операции автоматические, от производства и тестирования двигателей и электроники до сборки и упаковки корпусов, на выходе - готовые морские контейнеры '1 ступень', '2 ступень+обтекатель'. Примерно как Локхид Атласы делает ;-).
Так ведь тут речь идет не просто про полет на Луну, и даже не просто про лунную базу, а про ОСВОЕНИЕ Луны. Для этого потребуется Новы штамповать такими сериями, какими сейчас Атласы штампуют.
Не случайно сейчас используют средние и тяжелые носители 40-летнего возраста разработки, а сверхтяжелые проекты благополучно скончались. Просто космонавтика у нас пока маленькая, карманная, нет задач для серийного производства "супертяжей". Изменятся масштабы - изменятся и ракеты.
Причем не только для Луны сверхтяжелый носитель понадобится.
Без него не обойись, если к Марсу лететь, если отправлять луноходик например на спутники Сатурна, если создать радиоинтерферометр со сверхдлинной базой (а для этого нужно здоровенный радиотелескоп с диаметром антены в сотни метров забросить за миллионы километров от Земли, а второй такой телескоп иметь на орбите).
Если просуммировать все эти задачи, получается что нужна серия ракет, способная на LEO забросить груз порядка 10000 - 20000 тысяч тонн. Это можно сделать сотней сверхтяжелых носителей или 500 тяжелыми ракетами. ИМХО при таких сериях различия в себистоимости производства уже небольшие.
А вот затрат на 500 стартов (пусть даже с более простого стартового комплекса) будет больше, чем на 100.
К примеру для падения первой ступени нужен совершенно одинаковый район для временного отчуждения, хоть Нову пускаем, хоть Зенит.
ЦитироватьНо есть ещё такое понятие, как трудоемкость предстартовой подготовки. Так вот, для тяжелых ракет эта трудоемкость на единицу веса ПН существенно ниже, чем для легких. Многие операции требуется одинаково выполнять и для тяжелой, и для легкой ракеты, но запусков легких носителей будет на порядок больше (это аналогично тому, что и для мотоцикла, и для самосвала требуется 1 водитель, которому надо платить примерно одинаковую зарплату, но грузоподъемность самосвала на 2 порядка выше).
Кстати, вы навели меня на аналогию: когда строишь один небольшой коттеджик - вполне достаточно каблука или газели, большинство грузов идет "россыпью" и относительно невелики. Стоит замахнуться на хоть чуточку большее (несколько коттеджей покрупнее со, скажем, перекрытиями из стандартных ЖБ плит, а также большими объемами разовых перевозок стройматериалов) - уже сразу появляется надобность в полноценном грузовике, который на порядки дороже газели, но оправдывает себя при массовом строительстве. Конечно, можно делать плиты на месте и закупить целую ораву газелей, но это будет геморройно, ненадежно, а в эксплуатационных расходах и дороже помянутого грузовика (большее количество водителей и износ техники)
Ошибочная аналогия. В отличие от Газелей, РН - принципиально одноразовая штука ;-).
Не, я согласен что при ДОСТАТОЧНО большой серии можно и Нову штамповать с себестоимостью Союза. Но по моим прикидкам - примерный обьем серии для мелкосерийного производства - это 100 штук в год, а для конвеера - 10000. Обе границы - переход от штучного к поточному и от поточного к конвеерному производству - дает резкое уменьшение стоимости производства - и Союз (ну, условно, на самом деле некий упрощенный Зенит) преодолет барьер конвеерности раньше чем Нова.
И опять же хочу заметить, что сейчас наиболее распространенная технология - монолитный бетонный каркас и пенобетонная стена - а для них вполне хватит Газели... ну, может Камаза. А вот мегатяжеловесы типа Белаза или Камацу не нужны.
Применительно к задаче конструирования - я лично думаю, что надо делать полумногоразовый носитель вида АКС+2-я ступень, оптимизированный по стоимости выведения, и 20-тонными блоками пулять с высокой частотой. Ракетные блоки же штамповать на конвеере - они относительно небольшие для этого носителя. В конечном итоге, все освоение Сибири скажем производилось с помощью грузов которые влезали в стандартный ЖД вагон ;-)
ЦитироватьОшибочная аналогия. В отличие от Газелей, РН - принципиально одноразовая штука
Ну, если Газель нагружать 3-5 тоннами груза, она фактически будет 1-2 разовой :)
Причем в определенных условиях это будет экономически выгодно.
Кроме того, если брать автомобильные аналогии, конвейерное производство априори дает худшее качество, чем стапельная сборка (ВАЗовское ОПП - исключение, подтверждающее правило).
В ракетной терминологии это будет давать изрядный процент пусков за бугор, что означает либо задержку пуска ПН (либо ее потерю/свод с орбиты) из-за невывода РБ (встает вопрос о гибкости графика пусков и выполняемых работ), либо необходимость в долгоживущих РБ и системой управления их долгосрочным полетом в случпн невывода ПН.
ЦитироватьОшибочная аналогия. В отличие от Газелей, РН - принципиально одноразовая штука ;-).
Не, я согласен что при ДОСТАТОЧНО большой серии можно и Нову штамповать с себестоимостью Союза. Но по моим прикидкам - примерный обьем серии для мелкосерийного производства - это 100 штук в год, а для конвеера - 10000. Обе границы - переход от штучного к поточному и от поточного к конвеерному производству - дает резкое уменьшение стоимости производства - и Союз (ну, условно, на самом деле некий упрощенный Зенит) преодолет барьер конвеерности раньше чем Нова.
И опять же хочу заметить, что сейчас наиболее распространенная технология - монолитный бетонный каркас и пенобетонная стена - а для них вполне хватит Газели... ну, может Камаза. А вот мегатяжеловесы типа Белаза или Камацу не нужны.
Применительно к задаче конструирования - я лично думаю, что надо делать полумногоразовый носитель вида АКС+2-я ступень, оптимизированный по стоимости выведения, и 20-тонными блоками пулять с высокой частотой. Ракетные блоки же штамповать на конвеере - они относительно небольшие для этого носителя. В конечном итоге, все освоение Сибири скажем производилось с помощью грузов которые влезали в стандартный ЖД вагон ;-)
Бетонные многоэтажные здания имеют значительно большую удельную стоимость за метр квадратный, нежели котеджи.
ЦитироватьБетонные многоэтажные здания имеют значительно большую удельную стоимость за метр квадратный, нежели котеджи.
Ничего удивительно, многоэтажное здание требует гораздо более прочных-толстых-тяжелых-дорогих стен - стены первого этажа должны держать на себе всю эту махину.
Так что и сверхтяжелые ракеты будут конечно дороги в производстве.
Но вот вы не задумывались, а почему люди всё-таки строят многоэтажные дома, если коттеджи так хороши и дешевы? :)
Если постороить в одном месте миллион котеджей, то они займут огромную площадь, и люди на ежедневные поездки будут тратить уйму времени и топлива для энергии для транспорта.
Поэтому если люди живут большими кучами, выгоднее многоэтажные дома.
Так и с ракетами - возможно что собрать на конвеере тысячи легких носителей будет недорого. Но вот запустить их все за несколько лет будет очень трудоемким процессом (понадобится множество пусковых комплексов, этим будет заниматься масса людей и т. д.).
ЦитироватьЦитироватьБетонные многоэтажные здания имеют значительно большую удельную стоимость за метр квадратный, нежели котеджи.
Ничего удивительно, многоэтажное здание требует гораздо более прочных-толстых-тяжелых-дорогих стен - стены первого этажа должны держать на себе всю эту махину.
Так что и сверхтяжелые ракеты будут конечно дороги в производстве.
Но вот вы не задумывались, а почему люди всё-таки строят многоэтажные дома, если коттеджи так хороши и дешевы? :)
Если постороить в одном месте миллион котеджей, то они займут огромную площадь, и люди на ежедневные поездки будут тратить уйму времени и топлива для энергии для транспорта.
Поэтому если люди живут большими кучами, выгоднее многоэтажные дома.
Так и с ракетами - возможно что собрать на конвеере тысячи легких носителей будет недорого. Но вот запустить их все за несколько лет будет очень трудоемким процессом (понадобится множество пусковых комплексов, этим будет заниматься масса людей и т. д.).
Там где умеют и любят считать деньги строят много катеджей и мало высоток.
ЦитироватьНе, я согласен что при ДОСТАТОЧНО большой серии можно и Нову штамповать с себестоимостью Союза. Но по моим прикидкам - примерный обьем серии для мелкосерийного производства - это 100 штук в год, а для конвеера - 10000. Обе границы - переход от штучного к поточному и от поточного к конвеерному производству - дает резкое уменьшение стоимости производства - и Союз (ну, условно, на самом деле некий упрощенный Зенит) преодолет барьер конвеерности раньше чем Нова.
Что за субъективизм? Почему именно 100 и 10000, а не 98 и 10014? :D
Вообще критерий поточного производства довольно прост: когда произведенная продукция стоит на порядок дороже произведшего её оборудования.
Например если завод выпускает патроны - то поточное производство измеряется миллионами штук. А если атомные подлодки, то даже 50 штук - очень большая серия.
ЦитироватьТам где умеют и любят считать деньги строят много катеджей и мало высоток.
Там просто развитая автомобильная промышленность, дешевый (относительно доходов населения) бензин и дешевая земля в пригородах.
Ну и плюс ко всему традиционно престижным считается иметь собственный дом.
Причем даже в США бедные семьи живут в многоэтажках, а "средний класс" в котеджах в пригородах. Образ жизни в котедже получается в целом затратнее.
ЦитироватьЦитироватьТам где умеют и любят считать деньги строят много катеджей и мало высоток.
Там просто развитая автомобильная промышленность, дешевый (относительно доходов населения) бензин и дешевая земля в пригородах.
Вы удивитесь, но во многих местах можно жить за городом без автомобиля.
ЦитироватьНу и плюс ко всему традиционно престижным считается иметь собственный дом.
Причем даже в США бедные семьи живут в многоэтажках, а "средний класс" в котеджах в пригородах. Образ жизни в котедже получается в целом затратнее.
50/50 в чем-то затратнее, в чем-то дешевле. Все зависит от размера. Если домик площадью с квартиру, то в нем жить очень сильно дешевле, чем в квартите.
ЦитироватьПрименительно к задаче конструирования - я лично думаю, что надо делать полумногоразовый носитель вида АКС+2-я ступень, оптимизированный по стоимости выведения, и 20-тонными блоками пулять с высокой частотой. Ракетные блоки же штамповать на конвеере - они относительно небольшие для этого носителя. В конечном итоге, все освоение Сибири скажем производилось с помощью грузов которые влезали в стандартный ЖД вагон ;-)
Вообще схема получается привлекательная, причем более универсальная, чем моя.
Серийное производство сверхтяжелых ракет заточено под грузопотоки порядка тысяч тонн в год.
А такой полумногоразовый АКС может быть рентабелен и при меньших масштабах перевозок.
Я думаю что при больших грузопотоках подобного типа носитель всё равно понадобится, параллельно сверхтяжелому. Для пилотируемых пусков (доставки экипажей на LEO), запуска спутников и т. д. - чтобы не гонять по каждому поводу махину с ПН 200 тонн.
Они отлично будут друг друга дополнять. Причем пусков АКС будет большинство, две трети или три четверти, тут и пригодится его частичная многоразовость. Но бОльшую часть грузопотока по весу будет обеспечивать именно сверхтяжелая РН.
Один пуск сверхтяжелого РН по заброшенной массе будет аналогичен 10 пускам АКС.
Я конечно не могу провести точного подсчета, но мне кажется что 10 пусков, 10 циклов межполетного обслуживания АКС и изготовление 10 верхних ступеней будет стоить немало.
Причем первую ступень сверхтяжелой РН вполне можно сделать спасаемой. Вряд ли удасться прицепить к ней крыло и заставить возвращаться на старт - пропорции не те, для обеспечения высокого весового совершенства, высокой стойкости к вибрациям и обеспечения большой площади днища (для размещения большого числа двигателей) ступени сверхтяжелого носителя будут "короткими и толстыми", с удлинением порядка 2. И на паршюте ступень с сухой массой 150-200 тонн не посадишь. Но её вполне множно мягко посадить, используя её реактивные двигатели (понадобится небольшой остаток топлива), а потом снова доставить на космодром, например дирижаблем.
Пустая первая ступень при падении тормозится в атмосфере до установившейся скорости порядка сотен метров в секунду, для тормозного импульса понадобится совсем немного топлива.
В общем мне видится перспективной примерно такая пара легкого (многоцелевого) и тяжелого (грузового) носителя:
1) http://www.abo.fi/~mlindroo/SpaceLVs/Slides/sld045.htm
С возможностью выбора одноразовой или многоразовой второй ступени, в зависимости от характера груза)
2) http://www.astronautix.com/lvs/nova1dac.htm
Возможно с системой спасения (мягкой посадки по принципу SSASTO) первой ступени
Ни! Ни, ни ни! Ни в коем случае не многоразовая верхняя ступень на АКС. Она просто не дает выигрыша. То есть даже окупаемость ступени чисто по стоимости производства будет где-то за 50 пусками одноразового блока, а уж про НИОКР я вообще молчу.
Еще раз, схема такая - АКС - это ассистирующая ступень. Его задачи -
1. принятие на себя ВСЕХ аэродинамических и гравитационных потерь второй ступени, равно как и аэродинамических нагрузок на нее при выведении.
2. обеспечение воздушного старта без пускового комплекса.
3. обеспечение части ХС
Для этого АКС имеет грузовой отсек-ложемент, в котором уложена сборка 2й ступени и ПН, и несет ТРД для подьема на 20км и 1 км/с горизонтальной скорости, ЖРД для набора 2.5 км/с горизонтальной и 1 км/с вертикальной скорости, ну и струйные сопла для построения ориентации входа в атмосферу.
2-я ступень - это простой ракетный блок, с удлинением порядка 4-5, на которой без обтекателя закреплена ПН. Т.е. похож на РБ, но имеет несколько большую тяговооруженность - порядка 1.5, двигатель дроселлируетя. Разделение происходит на высоте порядка 60-70 км, уже вне атмосферы, на восходящей ветке суборбитальной траектории.
Такая схема позволяет получить низкую стоимость ОБОИХ компонентов за счет разных механизмов - 1-я ступень за счет не слишком сложных условий эксплуатации, а 2-я - за счет простоты конструкции и высокой серийности производства.
ЦитироватьВы удивитесь, но во многих местах можно жить за городом без автомобиля.
Нет, я не удивлюсь. По 2-3 недели в году я живу за городом без автомобиля, без телефона, без водопровода и без электричества (до ближайшей деревни 30 км).
Но жить так постоянно я бы не хотел :D
ЦитироватьНи! Ни, ни ни! Ни в коем случае не многоразовая верхняя ступень на АКС. Она просто не дает выигрыша.
Это для большинства пусков, которые "непилотируемые"
Но все же иметь отдельную версию с многоразовым "кораблем" в качестве второй ступени
PS.
А поменять ЖРД на ПВРД не получится?
ЦитироватьДля этого АКС имеет грузовой отсек-ложемент, в котором уложена сборка 2й ступени и ПН, и несет ТРД для подьема на 20км и 1 км/с горизонтальной скорости, ЖРД для набора 2.5 км/с горизонтальной и 1 км/с вертикальной скорости, ну и струйные сопла для построения ориентации входа в атмосферу.
А вот это, извиняюсь, фантазии. Ну вы сами посудите: у вас есть самолет, способный разогнаться до 3 Махов на ТРД. Что-то вроде Валькирии Б-70. А потом этот самолет должен ещё и разогнаться на ЖРД примерно на 3 км/c, причем на горбу он тащит вторую ступень.
То есть для разгона на керосин-кислороде соотношение начальной/конечной массы должно быть минимум порядка 2,5. Около 60% стартовой массы должна состовлять масса топлива для разгона первой ступени на ЖРД, а в 40% нужно втиснуть вторую ступень, массу конструкции крылатой первой ступени, ТРД и топливо для него.
Причем крылья у первой ступени должны быть такие, чтобы выдержать горизонтальный взлет системы на старте (а не декоративные легкие крылышки, которые нужны для системы с ракетным стартом и возвращением на космодром ПУСТОЙ и легкой первой ступени).
Давайте рассмотрим сначала полет на ТРД, а ЖРД первой ступени, топливо для него, и вторую ступень будем рассматривать как полезный груз.
Получается, что для наш трехмаховый самолет должен взлететь, набрать высоту 20 км и разогнаться до 3 Махов, неся при этом груз минимум вдвое тяжелее себя самого (вторую ступень и топливо для ЖРД первой ступени). Это абсолютно нереальная цифра, это вам любой авиаконструктор скажет.
Ваша первая ступень имеет характерестическую скорость более 4 км/c. Это хорошая характерестическая скорость для ОДНОРАЗОВОЙ, полностью ракетной первой ступени, масса которой состовляет 75-80% стартовой массы РН.
А вы хотите добиться такого же результата, таша за собой крылья, шасси и ТРД для горизонтального старта и посадки. Это абсолютно нереально. Я бы сказал, что намного проще с точки зрения весового совершенства сделать одноступенчатый водородный носитель вертикального взлета и посадки (типа SASSTO), хотя и это труднейшая задача.
Другое дело, если стартовать вертикально, на ЖРД, набрать характерестическую скорость порядка 3 км/c, произвести разделение ступеней, а потом первая ступень спланирует на маленьких крыльях, включит маленький ТРД (пустая первая ступень примерно раз в 15-20 легче, чем вся РН на старте, так что крылья и ТРД будут очень маленькими и легкими по сравнению с горизонтальным стартом), и на ТРД потихоньку вернется на старт.
Вот такого рода схема вполне реальна технически, её много раз предлагали и реализовали на разгонном блоке Байкал.
При этом весовое совершенство первой ступени будет порядка 8-10. Маловато по ракетным меркам, но зато первая ступень многоразовая, а высокое массовое совершенство для первой ступени не так уж остро необходимо.
ЦитироватьPS.
А поменять ЖРД на ПВРД не получится?
Получится, это будет "Зенгер", только очень большой (в 3 раза больше немецкого проекта). Зенгер - один из немногих проектов АКС, который вполне реалистично продуман и гарантированно может быть реализован.
Вот на ПВРД, используя их высокий (по сравнению с ЖРД) удельный импульс, можно будет разогнать примерно до 3 км/с здоровенный самолет со стартовыми ТРД и второй ступенью приличной массы на горбу.
А на ЖРД такой разгон просто физически невозможен (или вторая ступень будет весить 5-10% от массы первой).
ЦитироватьПолучится, это будет "Зенгер"...
А мы его перекрасим и переименуем :mrgreen:
Главное, что это
Цитировать- один из немногих проектов АКС, который вполне реалистично продуман и гарантированно может быть реализован.
Абсолютная скорость разделения - 3 км/с. Поделены они как 1 км/с по вертикали и 2.5 - по горизонтали.
При этом 1 км/с по горизонтали набирается на ТРД. Расход топлива на ТРД для этого составляет порядка 25 тонн топлива на 200 тонн носителя. Далее, разгон на 2.2 км/c на ЖРД. Топливо - метан-кислород, УИ 350. На этот разгон расходуется 45% массы самолета ПОСЛЕ разгона на ТРД. Т.е. взлетели, израсходовали 25 тонн. Осталось 175. Из них 75 - топливо для разгона на ЖРД. Оставшиеся 100 тонн - конструкция самолета плюс ПН. Ну, скажем, пусть конструкция весит 50 тонн. Остается 50 тонн на вторую ступень и ПН - это 10 тонн ПН на 5 тоннах второй ступени и 35 тоннах топлива.
Вроде по порядку величины ничего не напутал? ;-)
Согласен по поводу нереальности цифры для САМОЛЕТА, которому надо не просто подняться на 20 км, но и пролететь километров так 5000 - типа Конкорда / Ту-144, скажем. Но у нас задача только разогнаться. Конструкция самолета гибридная между обычным самолетом и ракетной ступенью. Само по себе крыло и двигатели на самом деле весят не НАСТОЛЬКО много, по сравнению с обьемом который расходуется на 'живой груз'. Собственно, это можно видеть на примере сверхтяжелых самолетов типа того же Геракла - их чистая ПН составляет более половины взлетного веса - и это не считая топлива для полета.
5 тонн - это ракетная ступень примерно размером с ЦБ Союза. Оптимально будет потолще и покороче. Если на метане - то порядка 4 метров диаметром и 10-12 метров длиной. Половина ЖД вагона.
Теперь по размеру самолета. Топливо метан-кислород, 75 тонн, займет диаметр в 4 метра и длину в 25 метров. Плюс 2 ступень - 15 метров, и плюс ПН - еще 10 метров (с прицелом на замену 2 ступени + ПН многоразовым модулем с несущим корпусом, хотя баба-Яга - против!). Получается 50 метров. Что вполне сравнимо с длиной фюзеляжа Ту-144, который имел ту же взлетную массу- 63 метра.
Баки метана для ТРД можно разместить либо в крыле, либо в корневых наплывах крыла, либо просто увеличить бак метана - поскольку вообще говоря фюзеляж будет как минимум 5 метров диаметром чтобы уместить 4-х метровую ступень. Тогда снизу фюзеляжа стоит 4 ТРД, а сверху - 'горб' топливного бака оканчивающийся тремя ЖРД, как вариант - одним линейным аэроспайком.
Вообще, я бы сделал симметричный профиль крыла (либо профиль изменяемый механизацией) и разместил ТРД НАД крылом, как и фюзеляж с отсеком ПН с ВЕРХНИМ при сбросе люком. При этом взлет и разгон на ТРД производится фюзеляжем вниз, в схеме верхоплана, а (возможный) доразгон на ГПВРД и аэроспайке - после переворота 'спиной' вниз, чтобы спрятать ТРД в аэродинамической тени корпуса и подставить потоку профиль корпуса, оптимальный для работы аэроспайка. При сбросе мы находимася в состоянии невесомости - поэтому как сбрасывать разницы нет. Торможение тоже производится в таком положении, опять же из тех же соображений. После чего - опять перевернулись и на посадку.
Тогда все цифры выглядят более-менее пристойно.
Я просто вначале подумал, что вы после разгона на ТРД ещё 3 км/с на ЖРД добираете (на это понадобилось метана и кислорода не 40% массы, а 58%).
Правда для стратегических бомбардировщиков масса пустого самолета (без топлива и полезной нагрузки) состовляет порядка 40% от максимальной взлетной. А ведь при их проектировании идет жесточайшая борьба за вес.
У рекордного Вояджера (который едва не рассыпался при старте, настолько был облегчен) сухой вес был 21% от стартового.
А у вас получается 25%.
Боюсь что реально вес конструкции первой ступени (вместе с ЖРД для разгона) получится не 50, а где-то в районе 60-65 тонн.
То, что вы взяли для второй ступени большую сухую массу (целых 5 тонн) совершенно правильно, так как стартует она горизонтально и на её корпус будут действовать значительные изгибающие нагрузки. Характерестическая скорость ей понадобится порядка 5,2 км/с (с учетом скорости первой ступени и практического отсутствия гравитационных потерь).
В общем если не 10, то уж тонн 7-8 ваша система должна на орбиту вытащить (из-за того, что реально вторая ступень будет весть тонн 35-40, а не 50).
Кстати обычная двухступенчатая система (метан и водород) в состоянии вывести на орбиту около 13 тонн.
Такова плата за многоразовость первой ступени - ПН уменьшается в полтора раза.
А вот если первую ракетную ступень оснастить складным крылом и маленьким ТРД для возвращения на космодром, то ПН будет примерно 11 тонн (сухая масса первой ступени возрастает на 9-10 тонн).
И ещё один вопрос, описанный вами АКС это неплохой легкий носитель. Но чтобы он мог выводить 20-тонные блоки, его стартовую массу нужно увеличить в 2,5 раза.
Вот если бы разгонялся ваш АКС не на ЖРД, а на ПВРД, то топлива на разгон ушло бы вдвое меньше. И вторая ступень могла бы быть тонн на 30-40 тяжелее и выводила бы на орбиту ПН порядка 15 тонн.
Ну, по поводу изгибающих моментов спорно - ступень, как я уже заметил, лежит на створках грузового отсека, которые играют роль своеобразного ложемента. А разделение происходит, считай, в невесомости.
Но даже если и принять что ПН будет порядка 7 тонн - все равно по сравнению с Союзом заметная экономия - там одноразовая конструкция весит более 30 тонн, а здесь - менее 5. Число двигателей также в 6 раз меньше. Вот что крест животворящий делает! (с) При этом ТО разгонщика будет вполне сравнимо с ТО скажем Ту-160 после дежурного полета. А оно должно стоить сотни килобаксов максимум.
Метановая РН той же стартовой массы подняла бы на орбиту примерно те же 10 тонн. Т.е. увеличение массы первой ступени мы компенсируем высоким УИ двигателей которые работают на атмосферном участке полета, да еще немного повышаем УИ двигателей для заатмосферного участка. Если применить в схеме АКС водородную ступень, то можно получить ПН порядка тех же 15 тонн, но... она плохо компонуется в грузовой отсек - у водорода интегралная плотность почти вдвое ниже чем у метана, т.е. придется делать грузовой отсек вдвое большо по обьему.
ГПВРД... я тут где-то описывал главный недостаток ГПВРД. Это нагрев самолета. Да, мы получим бОльшую массу ракетной ступени. НО при этом потеряем две вещи.
1) скорость разделения у нас 3 км/c, это 9М. На такой скорости поток мощности будет порядка 5.5 КВт/кг. Это означает серьезную теплозащиту полного профиля, в то время как для 3М достаточно просто теплостойких конструкционных материалов и захолаживания конструкции перед обратным входом. Удорожание носителя, и главное - увеличение расходов на ТО.
2) скорость разделения не может иметь большую вертикальную составляющую и вообще разделение происходить вне атмосферы. Это значит что мы автоматически лишаемся более высогкого УИ на второй ступени, и еще вынуждены туда установить обтекатель для защиты ПН от набегающего потока. И еще парировать гравитационные и аэродинамические потери.
ЦитироватьЕсли применить в схеме АКС водородную ступень, то можно получить ПН порядка тех же 15 тонн, но... она плохо компонуется в грузовой отсек - у водорода интегралная плотность почти вдвое ниже чем у метана, т.е. придется делать грузовой отсек вдвое большо по обьему.
Пардон, не заметил, что у вас первая ступень метановая. Тогда у вас получается маленькая характерестическая скорость (я думал что она водородная).
ХС второй ступени всего 4,2 км/c.
Пусть у вас полностью отсутствуют гравитационные и аэродинамические потери. Тогда надо придать ПН 7,7 км/с горизонтальной скорости и около 2 км/с вертикальной (чтобы забросить её на 200 км вверх).
Учитывая, что ХС первой ступени 3 км/c, из них 1 км/с вертикальная скорость, горизонтальная компонента состовляет 2,8 км/c.
Тогда вторая ступень должна разгонять ПН на 4,9 км/c по горизонтали и на 1 км/c по вертикали, то есть общая ХС второй ступени 5 км/c.
Даже если бы ваша вторая ступень весила 50 тонн (а в реальности она скорее будет весить 40 тонн), то из этих 50 тонн 38 должно состовлять топливо, а на ПН и конструкцию остается всего 12 тонн.
Получается что ПН будет не более 8,5 тонн, даже при высоком весовом совершенстве ступени.
А если взять более реалистичную цифру - вторая ступень массой 40 тонн, то ПН получается массой 6,8 тонн.
ЦитироватьПравда для стратегических бомбардировщиков масса пустого самолета (без топлива и полезной нагрузки) состовляет порядка 40% от максимальной взлетной. А ведь при их проектировании идет жесточайшая борьба за вес.
Это всё-таки боевые самолёты, поэтому у них есть приличные запасы прочности - в т.ч. на маневрирование с перегрузками. Не истребительными, конечно, но тоже заметными.
Вообще, насколько я помню семинары по сопромату, в авиации средний запас прочности - 1,5. В космической же технике - заметно меньше. Так что здесь тоже можно наиграть минимум 10-20%.
Цитировать2) скорость разделения не может иметь большую вертикальную составляющую и вообще разделение происходить вне атмосферы.
Может, самолет на скорости 10 Махов может выполнить "горку" и забраться на 40-50 км. Хотя при этом горизонтальная скорость конечно немного упадет.
Цитата: "Fakir"ЦитироватьЭто всё-таки боевые самолёты, поэтому у них есть приличные запасы прочности - в т.ч. на маневрирование с перегрузками.
Когда АКС будет совершать разгон на ЖРД, чтобы набрать скорость (в том числе вертикальную компоненту 1 км/c, это достаточно крутая "горка"), то перегрузка будет вполне заметной. К тому же начало этого разгона будет происходить практически с полными баками, а бомбардировщики могут энергично маневрировать только в районе цели, когда топливо наполовину израсходовано (сразу после старта они перегружены топливом).
То есть уровень рассчетных перегрузок будет немного ниже, чем для бомберов, но тоже заметным.
Не на гиперзвуке. Ему бы, болезному, в горизонтали удержаться, какие уж там горки ;-). Любой маневр на гиперзвуке (т.е. наращивание перегрузки) означает пропорциональное увеличение теплового потока. Хотите 2G? Нет проблем, но на 8М ТЗП должна быть как у Шаттла, а то и лучше. И повторюсь - ГПВРД работает ТОЛЬКО в атмосфере. Причем скоростной напор должен иметь вполне приличную величину. т.е. никаких безударных сбросов в невесомости и вакууме - а только активное разделение в полете. Что на мой взгляд есть сакс ;-). Конечно можно набрать горизонтальную скорость на ГПВРД, а потом прыгнуть на ЖРД - но по моему, проще и горизонталь и вертикаль на ЖРД набрать. Причем на ЖРД перегрузка будет осевой, а поскольку бОльшая часть запаса топлива как раз по оси, то крылья тут уже работать не будут.
Да, и вертикальная скороть несколько ниже - у нас разделение происходит на 85 км, опорная орбита скажем 185, вертикальная скорость 1 км/с, плюс еще надо учесть то что ступень сама по себе разгоняется в горизонтали.... в общем, для набора орбитальной скорости есть порядка 200-250 секунд. 7.5-2.5 = 5 - т.е. средняя по траектории перегрузка для ракетной ступени должна быть порядка 2-2.5G. Принимая 'эффективное G' примерно за 8 м/с2, получаем что с 1 км/с вертикальной скорости и с разгоном в горизонтали ракетная ступень взлетит примерно на 150 км. Что даже несколько выше чем нам нужно.
Согласен полностью.
Но если горизонтально разгоняться только на ТРД, то больше 1 км/c не получить, и ради этого нужно тащить тяжеленные ТРД, тяжеленное шассии, тяжеленные крылья и утяжелять конструкцию для горизонтального полета.
ИМХО проще стартовать на ЖРД, и потом просто планировать на маааленьких крылышках, расчитанных только под пустую первую ступень.
Правда понадобится пусковой стол для вертикального старта. Но зато посадочную полосу можно делать короткую, как для истребителя - для посадки пустой первой ступени много места не надо, она будет иметь малую удельную нагрузку на крыло и маленькую посадочную скорость.
ЦитироватьПри этом ТО разгонщика будет вполне сравнимо с ТО скажем Ту-160 после дежурного полета. А оно должно стоить сотни килобаксов максимум.
ТО будет больше похоже на SR-71 :)
Многоразовые ЖРД имеют ресурс порядка 10 полетов, и после каждого полета требуют переборки на стенде. С Шаттла после каждого полета двигатели снимают для ТО.
Это неудивительно, ТРД тоже за его жизнь несколько раз переберают по винтику на регламентных осмотрах, просто у него ресурс на 2 порядка больше.
Так полоса и так будет не шибко длинная. На 200 тонн самолета 100 тонн тяги двигателей - это тяговооруженность как у 144-го или 160-го. Причем схема с ПГО - т.е. нет проблем при взлете иметь большие углы атаки.
Касательно же бесполезности крыла... ну, не совсем так ;-). Оно полезно для взлета - не надо строить стартовый комплекс. Полезно при посадке. Полезно при разгоне до 3М/20 км. Полезно при входе - меньше тепловая нагрузка. В общем, оно IMHO себя окупает.
ЦитироватьТак полоса и так будет не шибко длинная. На 200 тонн самолета 100 тонн тяги двигателей - это тяговооруженность как у 144-го или 160-го.
Интересно, с насколько короткой полосы взлетает полностью загруженный Ту-144 или Ту-160? :wink:
Видел я те полосы - километра по 3 длиной. А вот По-2 имеет движок всего 100 л. с., а ВВП для него всего 120 м.
Помимо высокой тяги двигателей играет роль (негативную) высокая нагрузка на крыло "трехмахового" самолета (то есть относительно небольшие крылья) и малое аэродиномическое качество на дозвуке - взлетная скорость получается высокой. А иначе никак нельзя, не то до 3 Махов не разгонимся.
ЦитироватьКасательно же бесполезности крыла... ну, не совсем так ;-). Оно полезно для взлета - не надо строить стартовый комплекс.
Оппаньки! А, что - аэродром это уже не стартовый комплекс (придется строить ведь специальный, да не абы какой) со всей сопутствующей инфраструктурой?!
Аэродром - на порядок более универсальный стартовый комплекс! :)
С него смогут взлетать АКС самых разных типов.
Кроме того, у него есть еще и сугубо "земное" применение - как у части транспортной системы для доставки грузов на космодром.
ЦитироватьАэродром - на порядок более универсальный стартовый комплекс! :)
С него смогут взлетать АКС самых разных типов.
Кроме того, у него есть еще и сугубо "земное" применение - как у части транспортной системы для доставки грузов на космодром.
Да, ну? С аэродрома могут взлетать аппараты с Мст не более 600т (да, и то таких аэродромов по всему миру десятка полтора), тогда как с УКСС могут стартовать системы с Мст от 370 (типа РН "Ямал") до 4800 т.
Нет, конечно, если Вы желаете ПОДНЯТЬ стоимость выведения ПН, то да - АКС - самая для этого подходящая система.
ЦитироватьНет, конечно, если Вы желаете ПОДНЯТЬ стоимость выведения ПН, то да - АКС - самая для этого подходящая система.
Ну я бы не стал это утверждать так уверенно. Но вот по поводу схемы ТРД+ЖРД c горизонтальным стартом первой ступени меня гложут сомнения в её эффективности. Из всех известных мне проектов АКС такая схема прорабатывалась только у Боинга. Будь она мега-эффективна, уж обратили бы на неё большее внимание, ИМХО.
ЦитироватьЦитироватьНет, конечно, если Вы желаете ПОДНЯТЬ стоимость выведения ПН, то да - АКС - самая для этого подходящая система.
Ну я бы не стал это утверждать так уверенно. Но вот по поводу схемы ТРД+ЖРД c горизонтальным стартом первой ступени меня гложут сомнения в её эффективности. Из всех известных мне проектов АКС такая схема прорабатывалась только у Боинга. Будь она мега-эффективна, уж обратили бы на неё большее внимание, ИМХО.
Вообще-то, я старался не встревать в споры о многоразовых системах, в т.ч. АКС, т.к. имею вполне определенное мнение о их бесперспективности (с точки зрения существенного снижеия затрат на выведение) для большинства классических задач. Кстати, что Вы имеете в виду под "эффективностью"?
ЦитироватьКстати, что Вы имеете в виду под "эффективностью"?
Стоимость заброски килограмма груза на LEO.
Но мне в этом смысле АКС тоже совсем не нравятся.
Из многоразовых систем дать существенное снижение стоимости ИМХО может разве что спасаемая первая ступень ракетного носителя. Первая ступень самая дорогая, а спасать её относительно просто, причем 5-6 кг лишнего веса первой ступени (из-за средств спасения) уменьшают ПН всего на 1 кг (для второй ступени соотношение 1:1).
hcube, смотри какая картинка ;)
http://dreamsofspace.nfshost.com/gifs/insideinfospacetravel1970a.gif
Крылья правда меньше, чем у твоей системы
ЦитироватьПравда для стратегических бомбардировщиков масса пустого самолета (без топлива и полезной нагрузки) состовляет порядка 40% от максимальной взлетной. А ведь при их проектировании идет жесточайшая борьба за вес.
Ту-160
Масса, кг
пустого самолета 110000
максимальная взлетная 275000
т.е. ровно 40%. Но не надо забывать, что на нём дофига всякой военной аппаратуры, которпя нафиг не нужна. Кабину тоже можно выкинуть.
Итого - "сухая масса" вполне составит 25%, если не меньше...
Плюс - можно включить ЖРД и на старте. Что позволит увеличить тягу в разы и увеличить стартовую массу практически при том же весе конструкции.
Цитироватьскорость разделения у нас 3 км/c, это 9М. На такой скорости поток мощности будет порядка 5.5 КВт/кг.
На какой высоте? Может имеет смысл повыше забраться, пусть даже вместо набора горизонтальной скорости? И разделяться проще...
ЦитироватьМногоразовые ЖРД имеют ресурс порядка 10 полетов, и после каждого полета требуют переборки на стенде. С Шаттла после каждого полета двигатели снимают для ТО.
Всё зависит от давления в камере. Снизь его на порядок - ресурс вырастет на четыре порядка. УИ конечно упадёт, тут ничего не сделаешь...
Например, НК-33 запросто проработал 14000с (в 100 раз больше требуемого) за раз
ЦитироватьПлюс - можно включить ЖРД и на старте. Что позволит увеличить тягу в разы и увеличить стартовую массу практически при том же весе конструкции.
А бензинчик он расходовать не будет? ;)
ЦитироватьПлюс - можно включить ЖРД и на старте. Что позволит увеличить тягу в разы и увеличить стартовую массу практически при том же весе конструкции.
Но вобще с ЖРД идея здравая. А если поставить два ЖРД? И выкинуть все эти ноги/крылья/хвост? А также и ВРД?
Сократим мы массу конструкции? Вот об этом и речь.
Вообще говоря, ситуация упирается в то, что "плотные слои атмосферы" выгодней проходить на маленькой (дозвуковой) скорости.
А ЖРД для этого подходят мало - По выдаваемой тяге им действительно равных нет - но и по расходу топлива тоже.
Т.е. оптимальная схема полёта такая:
Старт (ВРД+ЖРД) - Подъём (ВРД) - Разгон (ЖРД) - расстыковка - посадка (ВРД)
Ну и всё упирается в цену разработки разгонника...
ЦитироватьВообще говоря, ситуация упирается в то, что "плотные слои атмосферы" выгодней проходить на маленькой (дозвуковой) скорости.
А ЖРД для этого подходят мало - По выдаваемой тяге им действительно равных нет - но и по расходу топлива тоже.
Т.е. оптимальная схема полёта такая:
Старт (ВРД+ЖРД) - Подъём (ВРД) - Разгон (ЖРД) - расстыковка - посадка (ВРД)
Ну и всё упирается в цену разработки разгонника...
Нет. Выгоднее пройти плотные слои как можно быстрее. Что и делается.
Старый, практика - критерий истины (с)? ;-) Расчетно, описанная метановая система имеет ПН порядка 8-10 тонн на LEO, при этом теряется ступень массой от 3.5 до 5 тонн. Стартовая масса при этом в районе 200 тонн. Союз, имеющий ту же самую массу ПН на LEO (ну, может немного выше в метановом варианте - 10-11 тонн), имеет стартовую массу в 320-330 тонн. И его сухая масса - которая полностью теряется - порядка 25 тонн. Т.е. в предположении что один полет разгонщика стоит относительно небольших, сравнимых с самолетными, денег, мы получаем, что система ВТРОЕ экономичнее Союза, который и сам довольно недорогая РН ;-).
Хотя, не буду спорить, возможно схема Байкала более прогрессивна, чем разгонщик. Там самолеторакета, тут ракетосамолет.. Байкал обьективно проще. С другой стороны, под него нужно делать старт, а разгонщик можно с обычного аэродрома 1 класса эксплуатировать - только метановую заправку построить, и чистую комнату для подготовки ПН и сборки ее с ракетной ступенью.
ЦитироватьСтарый, практика - критерий истины (с)? Т.е. в предположении что один полет разгонщика стоит относительно небольших, сравнимых с самолетными, денег, мы получаем, что система ВТРОЕ экономичнее Союза, который и сам довольно недорогая РН ;-).
Вы в одном абзаце смешали практику и предположения. В предположениях можно предполагать что угодно. А практика показывает что нигде и никогда. И никаких шансов.
ЦитироватьБайкал обьективно проще. С другой стороны, под него нужно делать старт, а разгонщик можно с обычного аэродрома 1 класса эксплуатировать - только метановую заправку построить, и чистую комнату для подготовки ПН и сборки ее с ракетной ступенью.
Заставить эту чуду взлететь будет сложнее чем построить старт для Байкала. Метановая заправка и чистая комната будут лишь лёгким довеском.
Я так понимаю, основная претензия - к сухой массе разгонщика? В том смысле, что 50 и даже 60 тонн на 200 тонн заправленной массы для него мало? Или вы отрицаете существование СПС? ;-)
ЦитироватьЯ так понимаю, основная претензия - к сухой массе разгонщика? В том смысле, что 50 и даже 60 тонн на 200 тонн заправленной массы для него мало? Или вы отрицаете существование СПС? ;-)
Основная претензия к тому что горизонтально взлетающий разгонщик с крыльями и ВРД сложнее и дороже чем вертикально взлетающий ракетный разгонщик.
ЦитироватьЦитироватьЯ так понимаю, основная претензия - к сухой массе разгонщика? В том смысле, что 50 и даже 60 тонн на 200 тонн заправленной массы для него мало? Или вы отрицаете существование СПС? ;-)
Основная претензия к тому что горизонтально взлетающий разгонщик с крыльями и ВРД сложнее и дороже чем вертикально взлетающий ракетный разгонщик.
Переход от ракет к АКС как средству выведения - это обязательная "очередная ступень" в развитии космонавтики
В 10 раз более дорогой чем ракета АКС будет обладать в 100 раз бОльшим ресурсом (цифры, ессессно, условные)
АКС с ТВРД + ПВРД лучше, чем АКС с ТВРД + ЖРД, последний может рассматриваться только как "промежуточная стадия" в развитии "настоящего (окончательного :wink: ) АКС" и если без нее можно обойтись, то надо обойтись
Это аксиомы
Не аксиома - это определить "момент, когда уже пора" - переходить на АКС
Но хочется... :wink: :mrgreen:
К тому же есть "неопределенности технического плана", типа "широкодиапазонного ПВРД" никто, наверное, еще не видел
И хотя, как можно понять, особых сомнений в том, что "можно сделать" нет, тем не менее - а вдруг там при проектировании встретиться какое-то непредвиденное осложнение?
Опять же, всякие вопросы "теплозащиты" и тп. ...
Все это, на мой взгляд, оправдывает разработку "раньше, чем необходимо", хотя бы может быть более дешевых "частичных" реализаций
Например АКР :roll: (незаметно наступая на ногу hcub'у :mrgreen: )
Ато мы "ставки" делаем, а как окажется... :roll:
ЦитироватьОсновная претензия к тому что горизонтально взлетающий разгонщик с крыльями и ВРД сложнее и дороже чем вертикально взлетающий ракетный разгонщик.
Скажем так. В обоих многоразовых реализациях есть крылья, ноги и хвосты - просто в разных пропорциях. ВОЗМОЖНО, что Байкал лучше чем АКР, потому что его сухая масса меньше, и ему нужен менее мощный ТРД. С другой стороны, АКР не нуждается в инфраструктуре старта и в МИКе - ну то есть его МИК значительно проще МИКа для полноценной ракеты. Да и расходуемая часть у него немного проще. Что же до бОльшей массы самой ступени - то не надо забывать, что эта масса - сугубо многоразовая, т.е. обладает (за исключением, и там и там, разгонных ЖРД) ресурсом порядка 1000-5000 полетов, как обычный самолет. Т.е. при эксплуатации расходы на замену ТРД и ТО ступени не будут определяющими, во всяком случае IMHO бОльшие расходы на разгонщик оправдаются меньшей стоимостью ракетной ступени и полным отсутствием ТО стартового комплекса ;-). Так что баш на баш.
По поводу разгонщика с ГПВРД не согласен. Я уже отмечал, что применение ГПВРД, само по себе почти бесплатное по массе, и ВРОДЕ БЫ дающее выигрыш - на самом деле резко удорожает конструкцию и ТО разгонщика за счет резкого увеличения рабочей температуры. Если на 3М она находится в пределах 300С, что терпимо без принятия специальных мер, то с ростом скорости она растет как минимум линейно и на 10М уже приближается к 1000С. На обшивке, да, но идеального ТЗП не бывает, и часть тепла все равно просачивается на конструкцию. А поскольку разгон (в отличии от торможения Шаттла, тепловые потоки в обоих случаях сравнимы) штука длительная, то надо как минимум сделать систему активного охлаждения конструкции аналогичную теплообменной рубашки ЖРД. Что, повторюсь, удорожает и усложняет конструктив. А большого выигрыша использование ГПВРД не дает. УИ даже идеального ГПВРД на высоких М все равно приближается к УИ ЖРД, причем использовать в ГПВРД скажем метан на М более 6 уже не получится из-за недостаточной скорости его диффузии. Т.е. 'простой и дешевый' разгонщик не получится. А дорогой автоматически увеличивает срок окупаемости и увеличивает технический риск.
ЦитироватьВообще-то, я старался не встревать в споры о многоразовых системах, в т.ч. АКС, т.к. имею вполне определенное мнение о их бесперспективности (с точки зрения существенного снижеия затрат на выведение) для большинства классических задач.
ИМХО, тут вы глубоко не правы.
Только у многоразовых систем есть принципиальный шанс снизить стоимость килограмма на порядок и более. Из одноразовых можно выжать снижение стоимости килограмма в полтора, ну, может быть, в два раза - но вряд ли больше.
У многоразовых нижний (недостижимый, конечно) предел стоимости - цена топлива. Конечно, тут еще много чего не учитывается. Но ведь у одноразовых и нижний (также недостижимый!) предел много, много выше!
Конечно, выигрыша в многоразовых системах удастся добится не вдруг. Придётся немало попотеть. Но это единственный шанс снизить стоимость килограмма на порядок - для одноразовыъ это в принципе недостижимо.
ЦитироватьЧто же до бОльшей массы самой ступени - то не надо забывать, что эта масса - сугубо многоразовая, т.е. обладает (за исключением, и там и там, разгонных ЖРД) ресурсом порядка 1000-5000 полетов, как обычный самолет.
Более того, за счёт многоразовости есть смысл применять более совершенные (и дорогие) материалы и технологии - композиты, титан, экзотические сплавы и т.п. Что позволит уменьшить сухую массу.
Цитироватьна самом деле резко удорожает конструкцию и ТО разгонщика за счет резкого увеличения рабочей температуры.
Сказано от балды :wink: Температуры не просчитаны, удорожание - тем более.
Так что "резкое удорожание" - пока что чистой воды спекуляция.
ЦитироватьЕсли на 3М она находится в пределах 300С, что терпимо без принятия специальных мер, то с ростом скорости она растет как минимум линейно и на 10М уже приближается к 1000С. На обшивке, да,
Да не на обшивке даже, это температура воздуха!!!
ЦитироватьА поскольку разгон (в отличии от торможения Шаттла, тепловые потоки в обоих случаях сравнимы) штука длительная, то надо как минимум сделать систему активного охлаждения конструкции аналогичную теплообменной рубашки ЖРД.
Сначала, как минимум, надо посчитать :wink: , и посмотреть, нужно ли вообще активное охлаждение.
ЦитироватьА большого выигрыша использование ГПВРД не дает.
Даёт-даёт :)
ЦитироватьУИ даже идеального ГПВРД на высоких М все равно приближается к УИ ЖРД,
Это даже не так важно. Главное, что на меньших М он существенно выше - одно это уже оправдывает его применение вплоть до М, при которых его УИ сравнится с ЖРД.
Цитироватьпричем использовать в ГПВРД скажем метан на М более 6 уже не получится из-за недостаточной скорости его диффузии.
Получится-получится. См. топик про ГПВРД - конверсия метана "на лету" в водород и СО. Кроме этого, возможна еще куча разных примочек к ГПВРД - МГД-тракт, работа с неравновесной плазмой (при помощи дуги либо СВЧ, либо других методов) и т.д.
Да даже если б и не получилось - на метане клином свет не сошёлся.
ЦитироватьВОЗМОЖНО, что Байкал лучше чем АКР...
Если речь идет об АКР "системы Зомби" :oops: :wink: (похожей на Бурю), то она ОЧЕНЬ интересна, так как её ПВРД-ступень потребует разработки этого самого ПВРД
При этом она сама в целом кажется намного проще, чем "АКС в сборе"
И еще при этом она действительно интересна как версия "ракеты для Клипера", точнее, для "исправленного и дополненного МАКСа"
То есть, представляя собой конкретный "шаг" в развитии технологий АКС она одновременно может реально эксплуатироваться, до прихода на смену полноценного АКС
Так что Роскосмос может рассматривать это как альтернативное конкурсное предложение, в дополнении к Клиперу, МАКСу и ТКС :roll: :mrgreen:
(Вконец распоясавшись :roll: )
А многоразовая ЧИСТО РАКЕТНАЯ ступень мне не нравится СУГУБО! :shock:
Это подмена реального прогресса фиктивным, размен его на приманку "дешевизны" :shock: :shock: :shock:
Вот!
:mrgreen: :twisted: :mrgreen: :twisted: :mrgreen:
Ну, про чисто ракетную ступень речь не идет в любом случае - даже для Байкала есть ВРД-атрибутика необходимая для посадки. Вопрос, повторюсь, в масштабах этой атрибутики ;-)
ЦитироватьДа не на обшивке даже, это температура воздуха!!!
Ага, после скачка уплотнения, он же ударная волна. Т.е. это температура того воздуха который непосредственно контактирует с обшивкой, точнее с ТЗП на обшивке.
Факир, вы как думаете, конструктора скажем Шаттла, Бурана и Спирали знали те способы снижения теплового потока о которых вы говорите? И почему при этом ТЗП помянутых челноков греется до величин в 1300-1600С? Если все так просто?
ЦитироватьСм. топик про ГПВРД - конверсия метана "на лету" в водород и СО. Кроме этого, возможна еще куча разных примочек к ГПВРД - МГД-тракт, работа с неравновесной плазмой (при помощи дуги либо СВЧ, либо других методов) и т.д.
Не сошелся, не спорю. Но еще раз - разгонщик от hcube - это ПРОСТАЯ, ненагруженная конструкция, наиболее эффективная по стоимости запуска. Этакий Байкал с перекосом в сторону воздушной части. Предлагаемые супер-мега-ГПВРД варианты, которые чуть ли не до орбиты на ГПВРД летают, обладают рядом принципиально присущих им недостатков, которые в принципе преодолимы, но существенно удорожают разработку, конкретную конструкцию И приводят таким образом к удорожанию ПН. ПН при этом (пересчитанная скажем к сухой массе) несколько растет - но далеко недостаточно чтобы оправдать рост стоимости разгонщика.
Я даже скажу вот что. При наличии АКС в моем варианте, можно выделить один серийный аппарат и на нем экспериментировать с ГПВРД и теплозащитой. Если что-то получится - оч. хорошо, можно модернизировать остальные. Если нет - ну, больших затрат не будет ;-). А вот если сразу закладываться на ГПВРД - то могут штаны порваться, как у амов с Х-33.
hcube
ЦитироватьФакир, вы как думаете, конструктора скажем Шаттла, Бурана и Спирали знали те способы снижения теплового потока о которых вы говорите? И почему при этом ТЗП помянутых челноков греется до величин в 1300-1600С? Если все так просто?
ПОТОМУ ЧТО НЕ НАДО ПУТАТЬ ШАТТЛ С РАЗГОНЩИКОМ!!!
Совершенно разные режимы и условия полёта: разные скорости, разные высоты (как следствие - плотности) и т.п.
... но одно и то же давление на крыло и сравнимый тепловой поток.
Еще раз. Есть аэродинамическое качество. Оно определяет отношение подьемной силы (которая у разгонщика равна весу) к лобовому сопротвлению. У шаттла АК на гиперзвуковом режиме равно примерно 1,7, у Союза - 0,3, у Востока - 0 ;-). Мы не будем мелочиться и возьмем АК равное 5.
Это значит, что на тонну массы разгонщика он должен иметь тягу двигателей в 200 кг только чтобы поддерживать текущую скорость, а чтобы разгоняться - то и вдвое-втрое выше. И эта тяга ЦЕЛИКОМ переходит в тепло торможения потока. Не говорю, правда, что она переходит в нагрев обшивки, но воздух будет греться ой-ой как.
Берем скорость 8М, то есть 2.5 км/с. На этой скорости выделяемая мощность будет равна V*F = 2500*2000 = 5 МВт. Ну, чуть меньше, 200 КГс - это не 2000Н. Т.е. на одну тонну разгонщика надо погасить на скорости в 8М мощность в 5 МВт. Если задаться геометрией типа Ту-144, площадь нижней поверхности будет порядка 500 м2. Выделяемая мощность - 200*5 = 1 ГВт. Т.е. на один м2 придется 2 МВт мощности.
Цитировать... но одно и то же давление на крыло и сравнимый тепловой поток.
Еще раз. Есть аэродинамическое качество. Оно определяет отношение подьемной силы (которая у разгонщика равна весу) к лобовому сопротвлению. У шаттла АК на гиперзвуковом режиме равно примерно 1,7, у Союза - 0,3, у Востока - 0 ;-). Мы не будем мелочиться и возьмем АК равное 5..
Ну причём, причём тут качество?!
Смотри: шаттлу надо тормознуться с 1-й космической. Температура торможения - дай боже какая. И тут не так важно, что она достигает максимума лишь на коротком участке траектории спуска - она уже подогрела обшивку, а дальнейший спуск, где температура торможения меньше (хотя плотность воздуха - выше, что тоже немаловажно), просто не даёт ей остыть. То есть тут есть температурный пик, которого для разгонщика просто не существует.
ЦитироватьНе говорю, правда, что она переходит в нагрев обшивки,
Ну хорошо хоть этого уже не утверждается ;)
ЦитироватьТ.е. на один м2 придется 2 МВт мощности
Ну неверно! Ну нельзя так считать!!! На воздух она приходится, а сколько на квадрат обшивки - вопрос совершенно отдельный!
У разгонщика пик будет в конце разгона, когда он горку будет делать для выпрыгивания. И по поводу пика - сильно спорно, что пик хуже чем длительный нагрев.
Качество вот при чем. Нам надо иметь подьемную силу равную весу, так? Иначе мы падаем вниз, в более плотнные слои, и сила нарастает без нашего участия. А чтобы иметь силу надо иметь скоростной напор. А скоростной напор - это поток воздуха который бьет в обшивку. Прошу заметить, в аэродинамическом качестве УЖЕ учтены эффекты донного обтекания - и даже с ними качество на гиперзвуке препаршивое.
Условия работы теплозащиты Шаттла просты и приятны по сравнению с работой теплозащиты на гиперзвуковом разгонщике c ПВРД, который набирает скорость в атмосфере. Ибо время движения через плотные слои атмосферы возрастает на порядок. В связи с этим даже на меньших скоростях (8-10 М против 25 М у Шаттла) теплозащита прогревается сильнее.
ЦитироватьНу, про чисто ракетную ступень речь не идет в любом случае - даже для Байкала есть ВРД-атрибутика необходимая для посадки. Вопрос, повторюсь, в масштабах этой атрибутики ;-)
Этот ПВРД вроде русалки на носу какой-нть "каравеллы"
Дева-то деревянная, блин :mrgreen:
Цитировать...ГПВРД...
Коль скоро "система" все равно двухсупенчатая, ГПВРД переезжает на вторую ступень - и "второй этап развития"
И пусть с ним :roll:
Потом...
А "маленький ЖРД" можно включить в комплект первой ступени - для выполнения исключительно "горки", точнее, чтобы компенсировать в той или иной степени потери скорости при полете с уже неработающим или неэффективным ПВРД, перед разделением "в вакууме"
Но исключительно "по минимуму", по абсолютному, и только если это окажется целесообразным при оптимизации параметров выведения
ЦитироватьЦитироватьНу, про чисто ракетную ступень речь не идет в любом случае - даже для Байкала есть ВРД-атрибутика необходимая для посадки. Вопрос, повторюсь, в масштабах этой атрибутики ;-)
Этот ПВРД вроде русалки на носу какой-нть "каравеллы"
Дева-то деревянная, блин :mrgreen:
Это не ПВРД. Это самый что ни на есть ТРДД от самого что ни на есть МиГ-29.
"ПВРД" - очепятка
Читай: "ВРД"
Ну и что, что от МиГ-29?
Все равно пользы от него как от той русалки
Разве только помечтать глядя на него :roll: :mrgreen:
ЦитироватьНет. Выгоднее пройти плотные слои как можно быстрее. Что и делается.
Неверно. Летишь медленно - имеешь гравитационные потери, да. Но летишь быстро - имеешь аэродинамические потери.
И оптимальная скорость - минимум суммы этих потерь.
ЦитироватьТолько у многоразовых систем есть принципиальный шанс снизить стоимость килограмма на порядок и более. Из одноразовых можно выжать снижение стоимости килограмма в полтора, ну, может быть, в два раза - но вряд ли больше.
У многоразовых нижний (недостижимый, конечно) предел стоимости - цена топлива. Конечно, тут еще много чего не учитывается. Но ведь у одноразовых и нижний (также недостижимый!) предел много, много выше!
Считаем - для многоразового теряем N кг топлива стоимостью $1/кг.
Для одноразового - столько же топлива + 1/10 N кг конструкций, которые в основном есть достаточно простая железяка.
смотрим цены: Железо - $0.5/кг, люминий - $4/кг, медь - $10/кг и т.д. (розница, готовые изделия)
Т.е. стоимость запуска не факт что вдвое выше многоразовика получится. А ПН - втрое выше...
Да не в стоимости материалов дело ;-) А в стоимости ТО многоразовой части. Апологеты полной многоразовости заворожили себя словом многоразовость, и думают, что АКС многоразовый как автомобиль или хотя бы как самолет. НЕТ. Нету такого даже близко. И вся многоразовость идет в ущерб ПН - при равной стартовой массе многоразовая вторая ступень вытащит раза в 2-3 меньше чем одноразовая. Это заметьте, ограничено многоразовая, если делать по самолетным нормам безопасности - оно вообще на орбиту не выйдет ;-).
Собственно, могу потешить публику концептом многоразового носителя минимального уровня ;-)
Берем списанный Миг-25 ;-). Разбираем, оставляем крыло, оперение и стабилизатор. Двигатели раздвигаем на метр, между ними впихиваем баки ЖК и ЖМ. Между баками - отсек второй ступени. В отсеке висит вторая ступень+ПН. На хвосте - двигатель РД-0234CH, один. На второй ступени - что-то поменьше, скажем РД-162, кажется, он на 15 тонн тяги. Взлетная масса 50 тонн, масса второй ступени - 10 тонн. Масса ПН - порядка тонны-полутора. Для сравнения, Ишим основанный на Миг-31, выводит порядка 200-300 кг.
Именно. Подготовить "многоразовый" аппарат к следующему полёту будет дороже, чем сделать новый одноразовый. Но, даже если дешевле, с учётом разработки, доводки и, главное, поддержания инфраструктуры, не занятой производством новых одноразовых изделий, многоразовые выйдут дороже, и сильно.
Ведь нельзя сделать десять клиперов, а потом всех уволить нафиг? Значит, нужно тратить деньги, поддерживая структуру, которая, в общем-то, уже не нужна. Или нужна, но не вся.
Одно из двух: или я ничего не понимаю, или неоднозначное использование терминологии
Любая "разумная" аэрокосмическая система сегодня может быть только двухступенчатой, так я понимаю?
Первая ее ступень может быть не только оченьмногоразовой, но и с относительно дешевым ТО, так я понимаю?
Вторую ступень целесообразно делать в масштабах меньше шаттла, скорее это должно быть "20 тонн на орбите", чем 30 тонн чистой ПН
Если это "грузовой вариант", то пусть будет одноразовая ракета
Если пилотируемый - то многоразовый "самолет"
Даже в этом случае его обслуживание не обязательно будет дороже постройки целого нового КК Союз
То есть, если фактически выйдет и дороже, то "сопоставимо", не "гораздо дороже", в пределах "раза в полтора"
Причем "есть мнение", что в процессе развития системы этот вопрос может "как-то утрястись"
Где ошибка в цепи силлогизмов (если она есть)?
Многоразовому средству - своё место в системе средств выведения![/size]
Ещё раз:
www.enextec.ru
ЦитироватьПервая ее ступень может быть не только оченьмногоразовой, но и с относительно дешевым ТО, так я понимаю?
Где ошибка в цепи силлогизмов (если она есть)?
ТО первой ступени будет на уровне примерно SR-71 (то есть очень дорого по авиационным меркам) во всём, что не касается двигателей.
Ведь первая ступень совершает гиперзвуковой полет по аэробаллистической траектории, причем её конструкция по авиационным нормам облегчена до придела и работает на пределе возможности материалов. Не ждите, что такое изделие будет дешево в обслуживании как дозвуковой авиалайнер, или даже как двухмаховый Ту-160.
ЖРД первой ступени будут иметь ресурc порядка 10-15 полетов, и их переборка и замена будет ещё больше удорожать ТО.
Вообще любая многоразовая космическая система будет такой же "многоразовой", как болид Формулы-1 (там несколько раз за заезд меняют покрышки и ресурс двигателя всего несколько заездов). В космической технике все узлы работают в предельных условиях - все они максимально облегчены и имеют минимальный запас прочности, а многие сталкиваются с огромными температурами (двигатели, теплозащита). НЕЛЬЗЯ ожидать от них большого ресурса.
Однако же должен отметить, что ТО аэробаллистического разгонщика, все же, будет заметно (в разы) дешевле, чем изготовление новой первой ступени той же размеренности. Вот со второй ступенью, действительно, есть неоднозначность что вообще дешевле - одно или многоразовая концепция.
К слову, а сколько стоило ТО SR-71?
ЦитироватьЖРД первой ступени будут иметь ресурc порядка 10-15 полетов, и их переборка и замена будет ещё больше удорожать ТО.
Какое, нах.р, "ЖРД" у первой ступени? :evil:
Ну так я и думал - разночтения :(
Речь идет об АЭРОКОСМИЧЕСКОЙ первой ступени
Можно понимать под этим первее всего "космоплан" с ТурбоВРД + ПВРД "до ~6М"
ЖРД может быть там и будут полезны (это надо смотреть по параметрам оптимальности), для "заатмосферного подпрыга", но МАЛЕНЬКИЕ
А может их вообще не будет
Если рассматривать в качестве АКС АКР (это во вторую очередь), то ее ускорители "на базе Байкала" включают РД-191, который, по своему "родителю" должен быть (может быть сделан) достаточно ресурсным, чтобы отлетать десяток-другой полетов без переборки
ЦитироватьК слову, а сколько стоило ТО SR-71?
ЦитироватьЖРД может быть там и будут полезны (это надо смотреть по параметрам оптимальности), для "заатмосферного подпрыга", но МАЛЕНЬКИЕ
А может их вообще не будет
Величина ЖРД на самолёте-разгонщике определяется не высотой "подпрыга", а взлётной массой всей системы. Так что они там однозначно будут большими.
Самолёт без ЖРД - бяка та ещё. Стоимость увеличивает, гимор увеличивает, а выигрышь даёт мизерный - 10-20 км высоты и 1-1,5 км/с скорости. Размеры и масса у него при этом будут такие...
Да и саму ракету придётся двухступенчатой делать.
Не, разгонщик однозначно должен прыгать из атмосферы. Для этого у него однозначно должны быть ЖРД.
ЦитироватьРечь идет об АЭРОКОСМИЧЕСКОЙ первой ступени
Можно понимать под этим первее всего "космоплан" с ТурбоВРД + ПВРД "до ~6М"
Уж никак не 1-1,5 км/с
"Более 2-х", вероятно
Впрочем, если вы, вопреки Shestoper'у считаете, что это невозможно, то можно ограничиться схемой "АКР", с последовательно расположенной ПВРД-ступенью
Тогда разделение без "подпрыга" не будет столь уж сложным
ЦитироватьВообще любая многоразовая космическая система будет такой же "многоразовой", как болид Формулы-1 (там несколько раз за заезд меняют покрышки и ресурс двигателя всего несколько заездов). В космической технике все узлы работают в предельных условиях - все они максимально облегчены и имеют минимальный запас прочности, а многие сталкиваются с огромными температурами (двигатели, теплозащита). НЕЛЬЗЯ ожидать от них большого ресурса.
Если её делать как "рекордную систему" - то да.
А если поступится параметрами в пользу надёжности - то ТО станет намного дешевле. Засчёт удорожания старта, да - но непропорционально.
Если делать ЖРД на давление 40-60 атм - то не факт, что его вообще потребуется перебирать
http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/ziv/1989/6/novos.html
Иде тут ЖРД?
Ну елки-палки... это ПОЛНЫЙ многоразовик. У него СЛОЖНАЯ вторая ступень с МАЛОЙ ПН. И при этом дорогая первая - полетов которой в силу малой ПН понадобится больше. В общем, недостаточно оптимизировано ;-)
Вообще, конечно, по поводу оптимизации интересный вопрос. Надо сделать некую 'универсальную модель', на которой есть все. А потом посмотреть разные варианты с отказом от части функций. И посмотреть по каждой, какой оптимальный вариант будет и как они соотносятся.
ЦитироватьНу елки-палки... это ПОЛНЫЙ многоразовик. У него СЛОЖНАЯ вторая ступень с МАЛОЙ ПН. И при этом дорогая первая - полетов которой в силу малой ПН понадобится больше. В общем, недостаточно оптимизировано ;-)
Вторую ступень отбрасываем сразу, как объект на данном этапе неинтересный :mrgreen:
Чтобы упростить первую делаем следующее:
1) отказываемся от "крейсерского полета" и соответствующего запаса топлива, нам нужен только "разгон"
2) разделяем универсальные "турбопрямоточные" двигатели на "ТВРД отдельно, ПВРД - отдельно"
:wink:
А за "неполный" многоразовик сошла бы и аэрокосмическая ракета на базе пары "типа Байкалов" (уменьшенных, конечно, т.к. ...), и разгонной ПВРД-ступени "последовательного расположения"
Хотя (сейчас посмотрел) китайцы "делают похоже" - на вас
У них ПВРД работает посередине участка разгона, а старт и доразгон на ЖРД
Причем "плавное переключение"
Ну так тож китайцы... :roll: :mrgreen:
ЦитироватьСобственно, могу потешить публику концептом многоразового носителя минимального уровня ;-)
Берем списанный Миг-25 ;-) ...
Да
Нравится :wink:
ЦитироватьЕсли её делать как "рекордную систему" - то да.
А если поступится параметрами в пользу надёжности - то ТО станет намного дешевле. Засчёт удорожания старта, да - но непропорционально.
Если делать ЖРД на давление 40-60 атм - то не факт, что его вообще потребуется перебирать
Ну да, и УИ будет ниже, чем у Сатурна-5. И с учетом весового совершенства многоразовой системы (средства возвращения, теплозащита, более долговечная и следовательно тяжелая конструкция) ПН упадет до величины порядка 1%. :D
Одноразовые ракеты сами по себе облегчены как никакая другая техника. А уж если возить с собой "примочки" для обеспечения многоразовости, то мы просто вынуждены использовать "рекордные" решения, чтобы хотя бы на орбиту выйти.
Подниму-ка я тему. Вдруг возродится :wink:
А что её возрождать? Всё и так понятно. Это - "Вулкан". :wink:
РЛА-150. :D
"Самая удачная ракета"... А почему "ракета"? Ракеты! Все! Все, что делаются, и готовятся ("Ангара") серийно + 40-тонник, для начала.
:D
"Ангара-5" с атомным разгонным блоком (третьей ступенью), либо Ангара + атомный буксир