Форум Новости Космонавтики

Решил открыть новую тему - иначе за "деревьями леса не видно" :P .

Известно  :idea:  
- Масса ПН на LLO орбите (высотой 100 км) - 16500 кг;
- ХС для отлётной траектории к луне (TLI маневр) 3220 м/с;
- ХС для выхода на ОИСЛ (LOI маневр) 1300 м/с;
- Старт с LEO орбиты высотой 200 км.

Предлагаю рассмотреть различные варианты EDS (Earth Departure Stage) дла вывода ПТК НП на лунную орбиту.  :?:

(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/nk/forum-pic/PPTS/PPTS-7.jpg)

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/7698.jpg)

Мысли, для начала такие:

Для обеспечения перевода на ОИСЛ, КРБ должен иметь ресур как минимум 4-5 дней (с некоторым резервом), и чисто криогенный блок может оказаться "перегружен" требованиями, а значит и массой (дополнительная ТИ или активная система охлаждения).

Поэтому:
1 вариант. КРБ выдает только разгонный импульс на отлет к Луне. Коррекции траектории и переход на ОИСЛ обеспечиваются служебным модулем ПКК. Наиболее простая и легкая конструкция криогенного КРБ.
2 вариант. КРБ делается двухступенчатым. 1 ступень - криогенная - выдает разгонный импульс для перехода на отлет к Луне. 2 ступень - на долгохранимых компонентах (например, на базе КРБ "Фрегат") - обеспечивает коррекции траектории и  перевод на ОИСЛ. Сложная конструкция, но массовые издержки отчасти компенсируются двухступенчатой схемой.
3 вариант. Уже известный полностью КРБ от РККЭ с тороидальным сбрасываемым топливным отсеком. Сбрасываемый отсек содердит топливо для разгона на отлетную траектории. После выработки компонентов не сбрасывается и служит теплоизоляционным экраном для центрального блока. Сброс топливного отсека производится непосредственно перед запуском двигателя для выдачи импульса перевода на ОИСЛ.

(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/59762.jpg)

Если речь о веселых картинках, то мне это больше нравится. Да и в реальности, не стоит повторять аполлоновские пути через полвека.

Дмитрий, спасибо за интересные мысли!

Варианты лунной архитектуры:
1. РБ и КК выводятся на LEO орбиту в однопуск (разумеется потребуется РН большей грузоподъёмности, зато не надо ждать встречи с КК для стыковки) РБ выполняет TLI, LOI и МCC манёвры и сбрасыбается на LLO;  РБ по конструкци - классическая ступень с разделёнными баками, можно поварьировать числом криогенных двигателей (от 1 до 6)  для увеличения начальной тяговоорожённости.
Относительная масса топлива ступени 0.875 (масса РЗТ к массе заправленной ступени).    

2. Аналогичен варианту 1, но РБ со сбрасываемими баками, по конструкци - "а ля" хруничевский "Бриз-М" (как на картинке с сайта Анатолия Зака).
Принимаем:
- относительную массу сбрасываемых баков 0.90    
- относительную массу центральной ступени 0.85
Диаметр центральной ступени наверное должен быть 3.9-4.1 м для того чтобы она могла быть использована  в качестве РБ для РН  "Протон","Зенит" "Ангара" и"Ангара".
Это уменьшит чило двигателей по крайней мере до 4-х.
Топливо из сбрасываемых баков используется для 1-го активного участка TLI маневра, по его завершению баки сбрасываются.
Топливо из центральной ступени используется для 2-го активного участка TLI маневра, и последующих МCC и LOI манёвров.
Думаю имеет смысл просчитать вариант когда начало 2-го активного участкa  приходится на перигей промежуточой орбиты - тут придется прикинуть высоту орбиты в апогее и на сколько это удлинит перелёт к Луне.

3. Вариант с 1.5 пуском - РБ из варианта 1 стыкуется с КК на LЕO.  

4. Вариант с 1.5 пуском - РБ из варианта 2 стыкуется с КК на LЕO.  

5. Аналогичен варианту 3 но КК + LOI РБ выводится РН с грузоподъёмностью 23.5 тонны.  

6. Комбинация из вариантов 4 и 5.  

7. РБ преставляет из себя тандем 2-х последовательно соединенных ступеней (такой вариант был у ЕКА). Предлагаю прикинуть тандем из 2-х РБ "Ястреб" (РКК Энергия проект с 1993 года).

Пока всё - двигатели для РБ - РД-0146, РД-0146Д (с выдвижным сопловым насадком) и РД-0126 (для LOI РБ).
Ну в крайнем случае остаются КВД-1 и КВД-1А.

Пятак, конечно, куда тяжелее Союза :) но всего лишь пропорционально ПГ. При этом обладает заметными плюсами, от которых отказываться не хочется - лучше уж так, чем никак. Поэтому...

Вроде бы понятно, что полёты на ПТК к Луне - это не ближайшие 5 лет, при имеющихся темпах и направлениях. А если летать к Луне в достаточно отдалённой перспективе - в частности, с возможностью и достаточно тяжёлые РН делать - то можно рассмотреть менее очевидные варианты.

Вариант с околоземной ОС. Как известно :) давно уже подумывается о высокоширотной российской ОС, предназначенной для скорее промышленных, чем научных применений, для сборок космических комплексов... Такая станция может, в частности, служить заправкой для лунного РБ. Чтобы не строить ракет более тяжёлых, чем 40-тонники - которые пока что всё равно плохо просматриваются - можно летать к Луне в стиле добрых старых шестидесятых - на одном керосине.

При УИ 3550 м/с суммарная ХС 3220+1300 м/с достигается при массовом совершенстве 3,6. При сухой массе РБ в 5,5 тонн масса кислород-керосинового топлива получается 57 тонн, которые можно доставить на ОС либо тремя запусками Ангар-5, либо другим удобным способом - скажем, один запуск РН класса Гроза. Технология долгохранения ЖК уже была достаточно отработана, на ОС требования минимальные.

Конечно, минусы :) . Во-первых, ретро - это не всегда хорошо. Во-вторых, 80 тонн отправлять к Луне... надо будет подыскивать подходящие движки. Хотя можно сэкономить на разработке ракет, но придётся заплатить за запуски заправщиков...

Думаю водородные технологии по-любому будут реализованы. Это нужно далеко не только для Луны. А при наличии водорода в составе, скажем, РН и РБ летать к Луне на керосине как-то странно...

Теперь цифры для, пожалуй, самого низкомассового :) варианта - водородный РБ со сбрасываемым баком. Пусть УИ - 4542 м/С, как здесь: http://www.russianspaceweb.com/rd0146.html

Сначала набираем 3220 м/с, массовое соотношение получается 2.03 . Потом добираем 1300 м/с, тут соотношение 1,33 . При массе "чистой" ПН 16,5 тонн можно оценить сухую массу водородной "центральной" ступени РБ в 2 тонны, и заправку её - в 6,1 тонны. Это заметно хуже, чем у 12КРБ, но спишем на дополнительные требования. Общая масса 24,6 тонны, к ней добавляем "сухую" массу сбрасываемого бака - скажем, ещё 3,3 тонны - и 29 тонн топлива; общая масса комплекса, стартующего к Луне, получается 57 тонн. При этом масса двухступенчатого водородного РБ - 40,3 тонны.

Безусловно, легче, чем на керосине. Требуется довольно сложный двухступенчатый водородный РБ и 40-тонник. Последний уже не получается легко поделить на части :( - ракету придётся делать, вместе со стартами, проблемами перевозок, поисками других ПН... Не нужна "заправка на орбите", с другой стороны.

ЦитироватьДумаю водородные технологии по-любому будут реализованы. Это нужно далеко не только для Луны. А при наличии водорода в составе, скажем, РН и РБ летать к Луне на керосине как-то странно...

Я в целом тут согласен.

Для водородного РБ требуется 40-тонник. Для керосинового варианта возможны обходные пути, которые с учётом идей строительства новой ОС могут быть достаточно привлекательны.

Но, опять же, ретро - отнюдь не всегда хорошо :) .

Союз делался для Луны. ПТК если и делается для Луны - что было бы хорошо - то однозначно требует адекватных дополнительных систем, в виде ли заправочной инфраструктуры, в виде ли "большой" ракеты... и надо, конечно, считать и оценивать, что будет удобнее и когда.

ЦитироватьТеперь цифры для, пожалуй, самого низкомассового :) варианта - водородный РБ со сбрасываемым баком. Пусть УИ - 4542 м/С, как здесь: http://www.russianspaceweb.com/rd0146.html

Сначала набираем 3220 м/с, массовое соотношение получается 2.03 . Потом добираем 1300 м/с, тут соотношение 1,33 . При массе "чистой" ПН 16,5 тонн можно оценить сухую массу водородной "центральной" ступени РБ в 2 тонны, и заправку её - в 6,1 тонны. Это заметно хуже, чем у 12КРБ, но спишем на дополнительные требования. Общая масса 24,6 тонны, к ней добавляем "сухую" массу сбрасываемого бака - скажем, ещё 3,3 тонны - и 29 тонн топлива; общая масса комплекса, стартующего к Луне, получается 57 тонн. При этом масса двухступенчатого водородного РБ - 40,3 тонны.

Безусловно, легче, чем на керосине. Требуется довольно сложный двухступенчатый водородный РБ и 40-тонник. Последний уже не получается легко поделить на части :( - ракету придётся делать, вместе со стартами, проблемами перевозок, поисками других ПН... Не нужна "заправка на орбите", с другой стороны.

Информация к размышлению :idea: :
Двиатель РД-0146 тяга 10 тонн, удельный импульс 463 сек;
Двиатель РД-0146Д тяга 7.5 тонн, удельный импульс 470 сек (с раздвижным сопловым насадком);
Двиатель РД-0126  тяга 4.0 тонн, удельный импульс 470 сек (с раздвижным сопловым насадком);

Я за использование водорода при выходе на отлетную у Луне траекторию. Но против водорода на околунной орбите.
Хранить жидкий водород несколько месяцев без системы охлаждения нереально. А наличие этой системы утяжеляет конструкцию и снижает надежность - вдруг откажет.
Кроме того, я вообще против использования трассы Кондратюка - она ограничивает время пребывания на Луне. Точнее при длительном пребывании старт возможен не в любой момент.
Чтобы находиться на Луне несколько месяцев, имея возможность в любой момент стартовать на Землю, нужна прямая схема полета.
И для надежности - долгохранимые компоненты после отлета с НОО.
Нужно изначально создавать транспортную систему, годящуюся для обслуживания лунной базы с длительными экспедициями. Делать  отдельную систему для первых кратковременных посадок - слишком дорого.
А рост массы компенисируем мощностью носителей.

ЦитироватьЯ за использование водорода при выходе на отлетную у Луне траекторию. Но против водорода на околунной орбите.
Хранить жидкий водород несколько месяцев без системы охлаждения нереально. А наличие этой системы утяжеляет конструкцию и снижает надежность - вдруг откажет.

Да, наверное. Хотя непонятно, почему, имея невесомую и вполне эффективную в вакууме ЭВТИ и высокоэффективные капельные радиаторы, нельзя водород поддерживать жидким сколь угодно долго относительно небольшими усилиями...

ЦитироватьКроме того, я вообще против использования трассы Кондратюка - она ограничивает время пребывания на Луне. Точнее при длительном пребывании старт возможен не в любой момент.

Что подразумевается под трассой Кондратюка? То, что Луна вращается вокруг своей оси, и есть та же проблема, что и с плоскостями орбит на Земле - это понятно, и устранимо так же, даже проще - на Луне скорости поменьше.

ЦитироватьЧтобы находиться на Луне несколько месяцев, имея возможность в любой момент стартовать на Землю, нужна прямая схема полета.

Что значит прямая схема? В любой момент можно вылететь с любой точки Луны - скорость вращения там пренебрежимо мала - в любую плоскость, и идти к Земле.

ЦитироватьИ для надежности - долгохранимые компоненты после отлета с НОО.
Нужно изначально создавать транспортную систему, годящуюся для обслуживания лунной базы с длительными экспедициями. Делать  отдельную систему для первых кратковременных посадок - слишком дорого.
А рост массы компенисируем мощностью носителей.

Надёжность, конечно, важна. Хотя нетоксичные компоненты, скажем, кислород-керосин, с учётом того, что кислород можно добывать на Луне, да и хранить долго (на Буране вон месяц собирались хранить) выглядят неплохо. А я бы вообще с Земли вёз перекись с керосином, пока с Луны кислород не начнём возить - там и массовое совершенство получше, и хранить перекись удобнее.

ЦитироватьЧто подразумевается под трассой Кондратюка? То, что Луна вращается вокруг своей оси, и есть та же проблема, что и с плоскостями орбит на Земле - это понятно, и устранимо так же, даже проще - на Луне скорости поменьше.

ЦитироватьЧтобы находиться на Луне несколько месяцев, имея возможность в любой момент стартовать на Землю, нужна прямая схема полета.

Что значит прямая схема? В любой момент можно вылететь с любой точки Луны - скорость вращения там пренебрежимо мала - в любую плоскость, и идти к Земле.

Трасса Кондратюка - оставление на окололунной орбите спускаемого аппарата с запасом топлива, чтобы вернуться на Землю.
При этом нужно с поверхности Луны лететь не к Земле, а в плоскость орбиты, на которой мы оставили орбитальный корабль. В течении части лунных суток на это понадобятся слишком большие энергозатраты - из-за вращения Луны.

Можно конечно запустить орбитальный комплекс по экваториальной орбите, и предусмотреть запас ХС у посадочного комплекса для поворота орбиты хоть на 90 градусов (при посадке в полярных областях Луны). Но в этом случае никакого преимущества по массе всего экспедиционного комплекса перед прямой схемой уже не будет.

А прямая схема - это подлетели к Луне, сели на Луну со всеми причиндалами (в том числе с запасом топлива для возвращения на Землю), а когда надо - стартовали. Данная схема по сравнению со схемой Кондратюка требует примерно полуторократного увеличения Мст на Земле.

Прикинул ТТХ РБ "Ястерб-М" (см. картинку):
(http://s41.radikal.ru/i094/0909/b0/6fe4fbe91215.jpg)
Попрошу не пинать ногами 8) - официальных данных от РКК Энергии нет, так что все числа это по МОИМ прикидочным расчетам:

- Объём водородного бака - 30 куб. метров;
- Рабочий объём жидкого водорода ~ 27  куб. метров;
- Рабочий запас жидкого водорода - 1910 кг;
- Рабочий объём жидкого килорода ~ 100  куб. метров;
- Рабочий запас жидкого килорода - 11,450 кг;
- РЗТ - 13,360 кг;  
- Масса незаправленного РБ - 3,900 кг (получена путём экстраполяции ТТХ РБ ДМ-СЛ для РН Зенит-3СЛ);

При выводе ПТК на лунную орбиту РБ обеспечивает запас ХС = 2351 м/с (это на 80% больше чем требуется).
Попробую прикинуть "усечённый вариант" РБ "Ястерб-Л" оптимизированный для LOI манёвра.

Цитировать

ЦитироватьЧто подразумевается под трассой Кондратюка? То, что Луна вращается вокруг своей оси, и есть та же проблема, что и с плоскостями орбит на Земле - это понятно, и устранимо так же, даже проще - на Луне скорости поменьше.

ЦитироватьЧтобы находиться на Луне несколько месяцев, имея возможность в любой момент стартовать на Землю, нужна прямая схема полета.

Что значит прямая схема? В любой момент можно вылететь с любой точки Луны - скорость вращения там пренебрежимо мала - в любую плоскость, и идти к Земле.

Трасса Кондратюка - оставление на окололунной орбите спускаемого аппарата с запасом топлива, чтобы вернуться на Землю.
При этом нужно с поверхности Луны лететь не к Земле, а в плоскость орбиты, на которой мы оставили орбитальный корабль. В течении части лунных суток на это понадобятся слишком большие энергозатраты - из-за вращения Луны.

Можно конечно запустить орбитальный комплекс по экваториальной орбите, и предусмотреть запас ХС у посадочного комплекса для поворота орбиты хоть на 90 градусов (при посадке в полярных областях Луны). Но в этом случае никакого преимущества по массе всего экспедиционного комплекса перед прямой схемой уже не будет.

А прямая схема - это подлетели к Луне, сели на Луну со всеми причиндалами (в том числе с запасом топлива для возвращения на Землю), а когда надо - стартовали. Данная схема по сравнению со схемой Кондратюка требует примерно полуторократного увеличения Мст на Земле.

Да, наверное, так и надо. В общем, мощный 2-3-ступенчатый носитель на водороде; 2-ступенчатый РБ, первая ступень которого водородная, а вторая - гептиловая и аналог ЛК-700 на основе ПТК НП. Схема получается вполне надёжной и относительно простой. Дёшево и сердито.

ЦитироватьДа, наверное, так и надо. В общем, мощный 2-3-ступенчатый носитель на водороде; 2-ступенчатый РБ, первая ступень которого водородная, а вторая - гептиловая и аналог ЛК-700 на основе ПТК НП. Схема получается вполне надёжной и относительно простой. Дёшево и сердито.

Чтобы экипаж лунной базы (4-6 человек) сменить однопуском, для этого нужно нечто калибра Юпитера-3. Нечто подобное я рисовал на основе 8-метровых блоков в теме про супертяж.
Или двупуск чего-то вроде Амура-5.

А если ЛОС ходит по орбите с наклонением 45 градусов? Какая там потребуется дополнительная ХС для поворота плоскости в наихудшем случае?

Кстати, судя по картинке Зака, водородный РБ с ПТК НП выводится однопуском.

ЦитироватьПринимаем:
- относительную массу сбрасываемых баков 0.90    
- относительную массу центральной ступени 0.85

При малой массе центральной ступени такое соотношение может оказаться слишком оптимистичным. Такое примерно соотношение имеет Фрегат, при радикально других ограничениях со стороны топлива.

А вот при ступени калибра 12КРБ это уже оправдано. Правда, навешивание снаружи бака накладывает дополнительные требования - что приводит к росту массы центральной ступени...

ЦитироватьКстати, судя по картинке Зака, водородный РБ с ПТК НП выводится однопуском.

На картинке Зака еще флаг Евросоюза есть.
и вообще там ACTS.

ЦитироватьКстати, судя по картинке Зака, водородный РБ с ПТК НП выводится однопуском.

Абсолютно верно - это вариант 2 с предыдущей страницы.

Цитировать

ЦитироватьКстати, судя по картинке Зака, водородный РБ с ПТК НП выводится однопуском.

На картинке Зака еще флаг Евросоюза есть.
и вообще там ACTS.

Ох не уверен я, что флаг Евросоюза не может появиться на ПТК НП... За несколько лет вполне могут найти общий язык. Что, кстати, могло бы быть неплохо...

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьКстати, судя по картинке Зака, водородный РБ с ПТК НП выводится однопуском.

На картинке Зака еще флаг Евросоюза есть.
и вообще там ACTS.

Ох не уверен я, что флаг Евросоюза не может появиться на ПТК НП... За несколько лет вполне могут найти общий язык. Что, кстати, могло бы быть неплохо...

ESA Architecture studies для Space Exploration Strategy:
http://www.esa.int/SPECIALS/Space_Exploration_Strategy/SEMCXXVPXPF_0.html
Final architecture review presentation Human Mission to Moon Crew and cargo transportation scenarios by Astrium:
http://esamultimedia.esa.int/docs/exploration/ReferenceArchitecture/Final%20ReviewJan09/04_Human_moon_mission_version9esa120109.pdf

ЦитироватьПрикинул ТТХ РБ "Ястерб-М" (см. картинку):
Попрошу не пинать ногами 8) - официальных данных от РКК Энергии нет, так что все числа это по МОИМ прикидочным расчетам:
- Объём водородного бака - 30 куб. метров;
- Рабочий объём жидкого водорода ~ 27  куб. метров;
- Рабочий запас жидкого водорода - 1910 кг;
- Рабочий объём жидкого килорода ~ 100  куб. метров;
- Рабочий запас жидкого килорода - 11,450 кг;
- РЗТ - 13,360 кг;

За перепутанные баки даже как-то неудобно пинать. :)

А я где-то видел другой Ястреб:
конечная масса 3650 кг
заправляемое топливо - ЖВ 2700 кг, ЖК 14500 кг
Мсух не знаю, очевидно в конечную массу входит какой-то остаток от заправляемого.
Бак кислорода чичевицеобразный :roll:

Цитировать

ЦитироватьПрикинул ТТХ РБ "Ястерб-М" (см. картинку):
Попрошу не пинать ногами 8) - официальных данных от РКК Энергии нет, так что все числа это по МОИМ прикидочным расчетам:
- Объём водородного бака - 30 куб. метров;
- Рабочий объём жидкого водорода ~ 27  куб. метров;
- Рабочий запас жидкого водорода - 1910 кг;
- Рабочий объём жидкого килорода ~ 100  куб. метров;
- Рабочий запас жидкого килорода - 11,450 кг;
- РЗТ - 13,360 кг;

За перепутанные баки даже как-то неудобно пинать. :)

картинка не МОЯ, но правильная - а баки не перепутаны, по видимому я впопыхах подставил плотность кислорода в 10 раз меньше чем должна быть - спасибо за замечание. Придется пересчитать:
- Объём кислородного бака - 11 куб. метров;
- Рабочий объём жидкого кислорода ~ 10 куб. метров;
- Рабочий запас жидкого кислорода - 11,460 кг;

ЦитироватьМожно конечно запустить орбитальный комплекс по экваториальной орбите, и предусмотреть запас ХС у посадочного комплекса для поворота орбиты хоть на 90 градусов (при посадке в полярных областях Луны). Но в этом случае никакого преимущества по массе всего экспедиционного комплекса перед прямой схемой уже не будет.

Это смотря на какой высоте поворачивать надо. Если в точке лагранжа - то вообще ноль...
Да, поворачивать орбиту можно и у орбитального модуля...
Т.е. например такая схема - орбитальный модуль остаётся в лагранже, посадочный идёт вниз (расходы те же)
Когда работа внизу сделана - орбитальный идёт к Луне по нужной орбите и подбирает взлетевших

ЦитироватьЭто смотря на какой высоте поворачивать надо. Если в точке лагранжа - то вообще ноль...
Да, поворачивать орбиту можно и у орбитального модуля...
Т.е. например такая схема - орбитальный модуль остаётся в лагранже, посадочный идёт вниз (расходы те же)
Когда работа внизу сделана - орбитальный идёт к Луне по нужной орбите и подбирает взлетевших

Как-то уже обсуждалось (в топике про лендер?) - суммарные расходы больше, чем на низкой/средней орбите. И лететь с лагранжей до поверхности и обратно долго - 2-3 суток в каждую сторону.

Цитировать

ЦитироватьЭто смотря на какой высоте поворачивать надо. Если в точке лагранжа - то вообще ноль...
Да, поворачивать орбиту можно и у орбитального модуля...
Т.е. например такая схема - орбитальный модуль остаётся в лагранже, посадочный идёт вниз (расходы те же)
Когда работа внизу сделана - орбитальный идёт к Луне по нужной орбите и подбирает взлетевших

Как-то уже обсуждалось (в топике про лендер?) - суммарные расходы больше, чем на низкой/средней орбите. И лететь с лагранжей до поверхности и обратно долго - 2-3 суток в каждую сторону.

http://books.rusf.ru/unzip/add-2003/xussr_mr/puhovm40.htm?5/7

"Через четыре часа позади осталась  уже четвертая часть пути, спустя еще пять - практически половина. Луна стала отдаленным небесным телом - ее угловой  диаметр  превышал  земной  всего  раза  в  три.  До точки  либрации оставалось тридцать тысяч километров и пятнадцать часов пути..."

2-3 суток - эт ты загнул.

Тут всё дело в том, что мы хотим делать. Если остановиться - то действительно на подходе к точке будем ползти как улитки (притяжение ведь в ней околонулевое, практически не тормозит). А если мы её проскакиваем, даже на десятках м/с - то оно быстро.
Но в моём варианте это как раз и хорошо. Основная фича у меня - ранняя расстыковка ЛМ и СА, ещё в процессе полёта к Луне (конкретную точку надо считать исходя из траекторий в ситуации отказа от посадки, чтобы в этом случае состыковаться удобно было)
Поэтому ЛМ её пролетит быстро и пойдёт на посадку - а СА будет потихоньку к ней ползти, ему всё равно спешить некуда.

Вариант 7:

ПТК НП выводится вместе с РБ Ястереб в однопуск, а  затем стыкуется на LEO орбите с
EDS ступенью для отлёта к Луне. РБ Ястереб выполняет следующие маневры:
- довыведение на круговую орбиту высотой 200 км (ХС = 275 м/сек);
- сближение и стыковка с EDS ступенью на околоземной орбите (ХС =160 м/сек);  
- коррекция траектории после сброса EDS ступени (ХС =30 м/сек);  
- выход на орбиту ИСЛ (LOI манёвр ХС = 1300 м/сек).

Если принять данные Белла по РБ (конечная масса РБ 3650 кг) для двигателя РД-0126 с тягой 4 тонны и
уд. импульсом 470 сек (у КБХА на сайте заявлено 476 сек :roll:).

Расход компонентов топлива:
- довыведение: 1712 кг
- сближение и стыковка: 950 кг
- коррекция траектории: 175 кг
- выход на ЛЛО орбиту: 6566 кг    

РЗТ ~9400 кг (т.е. РБ заправлен менее чем на на 2/3) и началная масса РБ Ястреб 13050 кг.  
Таким образом масса головной части РН Русь-М (без САС и переходного адаптера) - 29550 кг.  
- Объём кислородного бака - 7.8 куб. метров;
- Рабочий объём жидкого кислорода - 7.1 куб. метров;
- Объём водородного бака - 21.3 куб. метров;
- Рабочий объём жидкого водорода - 19.4 куб. метров;

Дмитрий, у меня к Вам вопрос - т.к. грузоподьемность у РН Русь-М была заявлена около 23.5 тонн,
на какую орбиту она вытянет ПН в 30 тонн :?:

Хотя  с другой стороны если такой вариант рассматривался более- менее серьёзно, то есть
определённая логика в том, чтобы уменьшить стандартный РБ Ястреб (оптимизированный наверняка
для вывода на ГСО/ГПО) раза в 1.5-2 - тогда при конечой массе РБ менее 3 тонн он лучше подойдет под РН.

Для варианта 7 ПН (связка Ястреб + КК после стыковки с разгонным блоком) для TLI манёвра 26891 кг.

ЦитироватьДмитрий, у меня к Вам вопрос - т.к. грузоподьемность у РН Русь-М была заявлена около 23.5 тонн,
на какую орбиту она вытянет ПН в 30 тонн :?:

На незамкнутую переходную, очевидно.

Цитировать

ЦитироватьДмитрий, у меня к Вам вопрос - т.к. грузоподьемность у РН Русь-М была заявлена около 23.5 тонн,
на какую орбиту она вытянет ПН в 30 тонн :?:

На незамкнутую переходную, очевидно.

При апогее в 200 км, каким может быть перигей :?:

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьДмитрий, у меня к Вам вопрос - т.к. грузоподьемность у РН Русь-М была заявлена около 23.5 тонн,
на какую орбиту она вытянет ПН в 30 тонн :?:

На незамкнутую переходную, очевидно.

При апогее в 200 км, каким может быть перигей :?:

Это надо считать.  :roll:

Не совсем гуманно людей без САС пускать...

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьДмитрий, у меня к Вам вопрос - т.к. грузоподьемность у РН Русь-М была заявлена около 23.5 тонн,
на какую орбиту она вытянет ПН в 30 тонн :?:

На незамкнутую переходную, очевидно.

При апогее в 200 км, каким может быть перигей :?:

Это надо считать.  :roll:

Что-то мне подсказывает, что 30 т Русь не выведет ни на какую орбиту с апогеем 200.

А вот 26 т (КРБ + ПН на ГПО) выведет на -650/200 на 51,7гр.

30 тонн на орбиту примерно -1964*200 км.

Недобор наверно порядка 500 м/с?

ЦитироватьНедобор наверно порядка 500 м/с?

Да я в спредшите "в лоб посчитал": при заданной массе ПГ получить максимальную "горизонтальную" скорость на высоте 200 км. :D

Народ - спасибо!

ЦитироватьНе совсем гуманно людей без САС пускать...

Lanista,  к моменту ДОВЫВЕДЕНИЯ (наколько я понял) САС и переходник между второй ступенью должны быть отделены и следовательно
не являются ПН выводимую на околоземную орбиту. Никто САС не отменял.  

Дмитрий спасибо! С 30 тоннами ПН я слегка погорячился (будет чуть поменьше - 29550 кг). Таким образом, мой вопрос - параметры эллипса выведения с апогеем 185 км или 200 км :?:

ЦитироватьДмитрий спасибо! С 30 тоннами ПН я слегка погорячился (будет чуть поменьше - 29550 кг). Таким образом, мой вопрос - параметры эллипса выведения с апогеем 185 км или 200 км :?:

-1117*200 км
или
-1109*185 км.

Цитировать

ЦитироватьДмитрий спасибо! С 30 тоннами ПН я слегка погорячился (будет чуть поменьше - 29550 кг). Таким образом, мой вопрос - параметры эллипса выведения с апогеем 185 км или 200 км :?:

-1117*200 км
или
-1109*185 км.

Недобор ХС - 450-460 м/сек (при заложенных на довыведение 250 м/сек).  Да уж, Боливар явно не вынесет двоих... :roll:

Переношу дискуссию о РБ для ППТК НП в эту тему:  8)

Для вывода ППТК НП (масса 16.5 тонн) на Лунную орбиту без учета грав. потерь при разгоне к Луне (ХС 3175 м/с+1100 м/с)
для РБ с РД-0146 с фиксированным неохлаждаемым сопловым насадком (Уд. импульс 463.5 сек) потребуется РБ:

- РЗТ 33849 кг (массовое совершенство блока такое же как у КВРБ для Ангары-7 Мт/Мc =0.861);  
- пустой блок 5184 кг;  
- начальной массой 39302 кг.

Таким образом если РН выводит в однопуск РБ и ППТК НП (не считая массы адаптеров) грузоподьемность 55802 кг  :idea:

Теперь понятно откуда выплывает РН Русь-М с грузоподьемностью 50-60 тонн.

А вот расчеты которые я обещал Зомби  8)
(http://s50.radikal.ru/i130/0910/d7/f3dd5b19adc3.jpg)
КК Союз-ТМА, Шэньжоу и ПТК НП с ПАО на базе разгонного блока по схеме предложенной ULA
(запас ХС 5900 м/с по маршруту Земля-Луна-Земля). Сам КК (вернее все что от него осталось) летит без топлива.
Расчеты приведены для ряда массового совершенства РБ (масса РЗТ к массе заправленного РБ) в диапазоне 0.85 -0.9.  
Заранее извиняюсь за английский - перевести не успевал!  :roll:

А почему Союз-ТМА только 6350 кг? По-моему 7000 кг.

ЦитироватьА почему Союз-ТМА только 6350 кг? По-моему 7000 кг.

Союз-ТМА без топлива - все компоненты топлива в ПАО на основе РБ. В ПАО Союза-ТМА  только кислород, азот и СЖО.
Кстати еше можно вычесть массу маршевого двигателя (310 kg).
Дизайн аналогичен вот этому ULA:
(http://i024.radikal.ru/0909/1e/212e6e5423cc.jpg)
Кстати какя масса ОДУ у китайcкого "клона" Союза - там 4  движка по 2.5 кн очень похожих на RS-28.

Большое, конечно, спасибо, за проделанную работу, но удручает чудовищный разброс результирующей потребной массы ПН - от 33 до 43 тонн по Союзу!!

А превратить эти тонны в потребную тягу движка УРМа для пятиблочной схемы, так вообще получится чистое "соотношение неопределенности"?

УжОсс!!

Выходит, что от совершенства конструкции и тем самым от умелости конструктора зависит сама возможность/невозможность схемы на основе 40-тонника?

Чудовищно!! :shock:  :?  :(

ЦитироватьВыходит, что от совершенства конструкции и тем самым от умелости конструктора зависит сама возможность/невозможность схемы на основе 40-тонника?

А когда было иначе?

Я имею в виду - результат конструирования такой миссии непредсказуем?

ЦитироватьЯ имею в виду - результат конструирования такой миссии непредсказуем?

Предсказуем, если. как все нормальные люди, оставлять резерв и бороться за снижение веса.

То есть, так вот, просто-запросто повысить точность оценки мощности потребного двигателя в 75  - 100 тонн "на камеру" не представляется возможным?
Нужно реальное профессиональное проектирование, и то цифры будут в сильной степени приблизительными?

ЦитироватьБольшое, конечно, спасибо, за проделанную работу, но удручает чудовищный разброс результирующей потребной массы ПН - от 33 до 43 тонн по Союзу!!

А превратить эти тонны в потребную тягу движка УРМа для пятиблочной схемы, так вообще получится чистое "соотношение неопределенности"?

УжОсс!!

Выходит, что от совершенства конструкции и тем самым от умелости конструктора зависит сама возможность/невозможность схемы на основе 40-тонника?

Чудовищно!! :shock:  :?  :(

Зомби, для Союза-ТМА может быть чуть меньше - 310 кг это масса маршевого двигателя КК (который в данной
конфигурации не вострбован). Если найдете данные по массе двигателей ориентации и РЗТ для них для Союза-ТМА,
можно прикинуть поточнее. То же самое у Шеньжоу плюс абсолютно ничего неизвестно сколько весит каждый
из 4-х 2.5Кн двигателей.

С другой стороны - результаты слегка завышены из-за того что не вычли массу ОДУ в коэффициенте
массового совершенства, так хотя даже для 4-х двигателей суммарная масса ~ 1000 кг и это всего лишь
~2-2.5% разницы.

Ну и для ясности надо считать и  для РД-0146Д (с выдвижным соплом) а также учитывать грав потери
при разгоне к Луне. К сожалению диаметр раздвижного насадка неизвестен, поэтому не вполне
ясно какой будет диаметр РБ чтобы разместить 2 х РД-0146Д. Завтра выложу уточенные результаты
для Союза-ТМА и Шеньжоу.

Потом не забываем, что результат получен для ХС 5900 м/сек, для вывода на лунную орбиту требуется
меньше (4520 м/сек), так что 40 тонник пригодится (хотя и потребуется 1.5 пусковая схема выведения с  EOR),
хотя 60-тонник лучшее...

ЦитироватьЗомби, для Союза-ТМА может быть чуть меньше - 310 кг это масса маршевого двигателя КК (который в данной
конфигурации не вострбован). Если найдете данные по массе двигателей ориентации и РЗТ для них для Союза-ТМА,
можно прикинуть поточнее. То же самое у Шеньжоу плюс абсолютно ничего неизвестно сколько весит каждый
из 4-х 2.5Кн двигателей.

310 кг это сухая масса ОДУ вместе с баками. Запас топлива у них общий.

Цитировать...40 тонник пригодится (хотя и потребуется 1.5 пусковая схема выведения с  EOR),
хотя 60-тонник лучшее...

С равным основанием можно сказать, что пригодится и 30-тонник.
Не об этом речь.
И Лев, кстати, говорил о достаточности для вывода лунного союза 30-ти, а не 40-тонной ракеты.

Тут вопрос в другом - я сразу же говорил, что "форумные оценки дают результат между 30 и 50 тоннами".

Ваши расчеты, увы, РАЗБРОСА не уменьшили, а только его подтвердили.

PS.
По-моему, ни о каких "полутора" или, тем паче "двух и более пусках" речи не должно быть.

ЦитироватьВаши расчеты, увы, РАЗБРОСА не уменьшили, а только его подтвердили.

Хотя задача абсолютно четкая - параметры керосинового пятиблока под лунноорбитальный "Шеньджоу" (прежде всего, потребная тяга двигателя).

А ответ, увы, с точностью "плюс-минус 50%"... :cry:

Цитировать

ЦитироватьЗомби, для Союза-ТМА может быть чуть меньше - 310 кг это масса маршевого двигателя КК (который в данной
конфигурации не вострбован). Если найдете данные по массе двигателей ориентации и РЗТ для них для Союза-ТМА,
можно прикинуть поточнее. То же самое у Шеньжоу плюс абсолютно ничего неизвестно сколько весит каждый
из 4-х 2.5Кн двигателей.

310 кг это сухая масса ОДУ вместе с баками. Запас топлива у них общий.

Спасибо, Сало - вы знаете "Мат.часть" намного лучшее чем я.   :oops:  
Еще вопрос - какой обший вес двигателей ориентации у Союза?

По-моему, Зомби не должен принимать чисто водородное решение. Сидеть на окололунной неизвестно сколько, всё это время водород придётся хранить; сделать при этом массовое совершенство 0,85... может, и можно, конечно... но 0,9 уж наверняка сложно :) .

(http://s48.radikal.ru/i119/0911/7a/a986c35ccdb4.jpg)
Примечания:
- В 3-х случаях "усечённый" КК (без топлива) комбинируется со служебным модулем на базе криогенного РБ с запасом ХС 5900 м/сек для выполнения всех маневров
на трассе Земля - Луннная орбита - Земля (такая конфигурация ЛОК предложена ULA);  
- Масса "усечённого" ПАО Союза-ТМА получена путем вычитания из массы ПАО стандартного КК массы РЗТ (880 кг)  и массы маршевого двигателя + массы
топливных баков (310 кг);    
- Масса "усечённого" ПАО Шеньжоу получена путем вычитания из массы ПАО стандартного КК массы РЗТ (1000 кг)  и массы 4-х маршевых двигателей (данных не нашел,
ближайший US аналог RS-28 имеет массу 12.7 кг); Масса топливных баков неизвестна;  
- Масса "усечённого" ПАО ПТК НП принята такая же как в прокете ULA для CEV Orion/ACES-41 (отсек СЖО массой 2000 кг);
- Массы ЛЭК (РБ+КК) посчитаны для ЖРД РД-0146 с фиксированным сопловым насадком (Isp 463.5 сек) для массового совершенства РБ в диапазоне 0.85-0.9.  
- Для Союза-ТМА и Шеньжоу ИМХО масса "усечённого" ПАО  может быть уменьшена процентов на 30.

ЦитироватьПо-моему, Зомби не должен принимать чисто водородное решение. Сидеть на окололунной неизвестно сколько, всё это время водород придётся хранить; сделать при этом массовое совершенство 0,85... может, и можно, конечно... но 0,9 уж наверняка сложно :) .

Так все концептуальные решения уже приняты и представлены.
Естественно, водородный РБ тоько для старта к Луне и более нигде.

Тут речь идет уже чисто о попытке их числовой оценки.

Знаете, мне почему-то этот сбрасываемый тороидальный бак кажется редкостным идиотизмом. ;)

 Интуитивное ИМХО, если хотите. ;)

 Обосновать могу лишь следующим образом, вся эта разгонная фиговина относительно будет значительно тяжелее какого-нибудь "Центавра", даже после сброса тороидального бака, и никакой экономии массы не получится.

ЦитироватьЗнаете, мне почему-то этот сбрасываемый тороидальный бак кажется редкостным идиотизмом. ;)

 Интуитивное ИМХО, если хотите. ;)

 Обосновать могу лишь следующим образом, вся эта разгонная фиговина относительно будет значительно тяжелее какого-нибудь "Центавра", даже после сброса тороидального бака, и никакой экономии массы не получится.

Здесь весь кайф н от выигрыша в массе ПГ за счет "ступенчатости". А в использовании тороидального бака в качестве теплового экрана. Что позволяет, к примеру, не только разгоняться на водороде, но и выходить на окололунную орбиту и т.д.

ЦитироватьЗдесь весь кайф н от выигрыша в массе ПГ за счет "ступенчатости". А в использовании тороидального бака в качестве теплового экрана. Что позволяет, к примеру, не только разгоняться на водороде, но и выходить на окололунную орбиту и т.д.

Так это "такая большая теплозащита"? :)

 Не будет ли специализированная теплозащита эффективнее и не будет ли она иметь меньше массу? ;)
 ИМХО разумеется, но специализированная теплозащита для отдельных РБ будет "на круг" легче, чем теплозащита для одного РБ + "несколько странная конструкция". :)

Вопрос Дмитрию - "меня терзают мучительные сомнения" (С), но за счет чего  получается "ступеньчатость"
если сбрасываемый бак приходится тащить аж до Луны? Мне казалось что циклограма работы РБ должна
напомианть "Бриз-М":
- TLI Burn 1 (Первый активный участок выведения к Луне ХС 1610 м/сек) - вырабатывается топливо из наружных баков;    
- Cброс модуля наружных баков;  
- TLI Burn 2 (Второй активный участок выведения к Луне ХС 1610 м/сек)  - вырабатывается топливо из основного блока;
- LOI Burn (Торможение у Луны и выход на орбиту ИСЛ ХС=1300 м/сек)  - вырабатываются остатки топлива из основного блока.

Идеальной была бы конструкция с ОДУ, общей рамой и 3 сбрасываемыми модулями, каждый из которых включает баки
кислорода и водорода. На раме - манипулятор, который захватывает и сбрасывает отработабнные модули (сброс нужен
только для первых двух модулей, третий сбрасывается вместе с ОДУ и рамой на лунной орбите.)  
ИМХО такая схема предлагалась НАСА для МЭК.   :idea:

Смысл в том, что после разгонного импульса к Луне в баке остается только топливо для торможения у Луны, а поверхность остается прежней, соответственно масса ТЗП значительно возрастает. Разместив оставшееся топливо в отдельном баке, можно сэкономить на ТЗП, а в качестве дополнительной защиты использовать сбрасываемый бак.
У Бриза-М, кстати, большая доля ХС приходится на сбрасываемый бак, а не на основной блок. Делать же три модуля для такой малой ХС не имеет смысла.

ЦитироватьВопрос Дмитрию - "меня терзают мучительные сомнения" (С), но за счет чего  получается "ступеньчатость"
если сбрасываемый бак приходится тащить аж до Луны?

С точки зрения энергетики, без разницы, когда сбрасывать, если сброс осуществляется на пассивном участке. Главное сбросить перед выдачей следующего импульса (из центрального блока КРБ).

А если отстрелить сбрасываемый блок, на участке торможения, в направлении движения - дополнительный тормозящий импульс.

Пересчитал табличку на странице 4 (массовое совершенство РБ определено
БЕЗ учета массы маршевых двигателей ОДУ РБ).  :idea:

Аналогичная табличка для ОДУ РБ на базе РД-0146Д (тяга 7.5 тонн, уд. импульс 470 сек, масса ~300 кг):
(http://i074.radikal.ru/0911/d7/69105033b2d2.jpg)

ЦитироватьА если отстрелить сбрасываемый блок, на участке торможения, в направлении движения - дополнительный тормозящий импульс.

Импульс почти никакой, потому что его величина будет определяться химической энергией зарядов в пиропатронах (десятки граммов пороха). А вот для радиовысотомеров, определяющих расстояние до Луны, этот блок создаст серьёзные помехи, если будет лететь впереди по той же или близкой траектории.

Импульс меряется килограмометр в секунду, бак массивный.
http://www.edu.yar.ru/russian/projects/socnav/prep/phis001/soh/sohran16.html

Lev, Спасибо за скан из Энергиевской книги о Луне (РБ):
(http://s59.radikal.ru/i164/1104/ee/ea8a3e09d7fet.jpg) (http://radikal.ru/F/s59.radikal.ru/i164/1104/ee/ea8a3e09d7fe.jpg.html)

ЦитироватьLev, Спасибо за скан из Энергиевской книги о Луне (РБ):
(http://s59.radikal.ru/i164/1104/ee/ea8a3e09d7fet.jpg) (http://radikal.ru/F/s59.radikal.ru/i164/1104/ee/ea8a3e09d7fe.jpg.html)

Да, редчайший бред, надо сказать, нарисовали и не подумали ни секунды.

Интересует так же рис. 5.4 из этой же книжки (видимо, следующий разворот) :-)

Масса ПТК-Л = 16,5 тн была года 3 назад. Сейчас идёт этап ТП, и вероятно масса изменилась в большую сторону, по некоторым данным до 21 тн. Поэтому и РБ будет иметь массу более 43,5 тн. Если брать пропорционально, то порядка 50 тонн :roll:

ЦитироватьМасса ПТК-Л = 16,5 тн была года 3 назад. Сейчас идёт этап ТП, и вероятно масса изменилась в большую сторону, по некоторым данным до 21 тн. Поэтому и РБ будет иметь массу более 43,5 тн. Если брать пропорционально, то порядка 50 тонн :roll:

"Вскрытие - оно покажет!".  :roll:
Сначала приведут в кондицию ПТК-С и ПТК-З на первом этапе ТП,
а ПТК-Л Энергия займется в 2013 на 2-м этапе ТП после тендера в конце 2012.   :idea:

ЦитироватьСначала приведут в кондицию ПТК-С и ПТК-З на первом этапе ТП,
а ПТК-Л Энергия займется в 2013 на 2-м этапе ТП после тендера в конце 2012.   :idea:

К тому времени, кстати говоря, уточнится, так ли уж нужна для ЛЭК полярная орбита (речь идет о возможности наличия месторождений льда на средних и приэкваториальных широтах).

Я правильно понял, "ногастая часть корабля" будет прилуняться?

ЦитироватьЯ правильно понял, "ногастая часть корабля" будет прилуняться?

Нет, прилуняться будет специальный модуль. На картинке СА для посадки на Землю.

Цитировать

ЦитироватьЯ правильно понял, "ногастая часть корабля" будет прилуняться?

Нет, прилуняться будет специальный модуль. На картинке СА для посадки на Землю.

"Слава богу", а зачем лунному варианту эти самые "ноги", он тоже будет многоразовый с приземлением на РДТТ?

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьЯ правильно понял, "ногастая часть корабля" будет прилуняться?

Нет, прилуняться будет специальный модуль. На картинке СА для посадки на Землю.

"Слава богу", а зачем лунному варианту эти самые "ноги", он тоже будет многоразовый с приземлением на РДТТ?

"Способность обитателей планеты Вулкан доказывать очевидные вещи никогда не перестанет изумлять меня!"[/b]
(C) Star Trek Voyager

Вы бы хотя бы потрудились взглянуть на первую страницу этой ветки (хоть одним глазком - там межды прочим,
приведена схема полёта пилотируемой Лунной экспедиции), прежде чем делать преждевременые выводы.    :roll:

ЦитироватьИнтересует так же рис. 5.4 из этой же книжки (видимо, следующий разворот) :-)

Меня тоже  :roll: - ждём вестей от Лина по поводу приобретения книги.
Возможно Вы сможете найти в книге "Пилотируемая экспедиция на Марс", 2006
(PDF был выложен на сайте РКА)
(http://i051.radikal.ru/1104/54/8c4bef23ab73.jpg)

Цитировать"Способность обитателей планеты Вулкан доказывать очевидные вещи никогда не перестанет изумлять меня!"[/b]
(C) Star Trek Voyager

Вы бы хотя бы потрудились взглянуть на первую страницу этой ветки (хоть одним глазком - там межды прочим,
приведена схема полёта пилотируемой Лунной экспедиции), прежде чем делать преждевременые выводы.    :roll:

Я взгляну и "ноги" исчезнут с картинки на предыдущей странице? :wink:

 Мало того, что эти "ноги" собрались тащить на орбиту, их ещё и к Луне потащим вместо чего-нибудь полезного?

ЦитироватьВозможно Вы сможете найти в книге "Пилотируемая экспедиция на Марс", 2006
(PDF был выложен на сайте РКА)
(http://i051.radikal.ru/1104/54/8c4bef23ab73.jpg)

А где там? Я не нашел :(


ЗЫ. А! Нашел-нашел! :)
http://www.roscosmos.ru/main.php?id=42


ЗЗЫ. Только про лунный РБ там нет.

Тогда ждём книгу от Лина - сегодня уже 18 апреля :!:

Цитировать

ЦитироватьИнтересует так же рис. 5.4 из этой же книжки (видимо, следующий разворот) :-)

Меня тоже  :roll: - ждём вестей от Лина по поводу приобретения книги.
Возможно Вы сможете найти в книге "Пилотируемая экспедиция на Марс", 2006
(PDF был выложен на сайте РКА)
(http://i051.radikal.ru/1104/54/8c4bef23ab73.jpg)

Следующий разворот. Траффик!
(http://s53.radikal.ru/i141/1104/ad/5d32ede9f695t.jpg) (http://radikal.ru/F/s53.radikal.ru/i141/1104/ad/5d32ede9f695.jpg.html)

ЦитироватьСледующий разворот. Траффик!
(http://s53.radikal.ru/i141/1104/ad/5d32ede9f695t.jpg) (http://radikal.ru/F/s53.radikal.ru/i141/1104/ad/5d32ede9f695.jpg.html)

Интересно, какая площадь холодильника у этого буксира и какую мощность дали бы СБ у Земли и у Марса.

 Стоит ли овчинка выделки?

Цитировать

ЦитироватьСледующий разворот. Траффик!
(http://s53.radikal.ru/i141/1104/ad/5d32ede9f695t.jpg) (http://radikal.ru/F/s53.radikal.ru/i141/1104/ad/5d32ede9f695.jpg.html)

Интересно, какая площадь холодильника у этого буксира и какую мощность дали бы СБ у Земли и у Марса.

 Стоит ли овчинка выделки?

Ну, в свое время переход от ЯРДЭУ к невообразимых размеров буксиру с СБ рассматривался в РККЭ как неизбежная дань моде. В этой книжке буксир с СБ также рассматривается.
Но он весьма плох конструктивно.

ЦитироватьНу, в свое время переход от ЯРДЭУ к невообразимых размеров буксиру с СБ рассматривался в РККЭ как неизбежная дань моде. В этой книжке буксир с СБ также рассматривается.
Но он весьма плох конструктивно.

Извините, а этот радиатор не является "конструкцией невообразимого размера"?

 Нельзя отсканировать место книги посвященное буксиру использующему СБ?

Спасибо огромное, Lev :!:

ЦитироватьТогда ждём книгу от Лина - сегодня уже 18 апреля :!:

http://www.energia.ru/ru/news/news-2011/news_04-19_2.html

ЦитироватьТогда ждём книгу от Лина - сегодня уже 18 апреля :!:

Планирую отправить человека завтра - но не факт что получится.
А у меня самого личного автомобиля нет - в "ловушку" в РКК заехать не могу.

Ждём с нетерпением:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/49599.jpg)

Стр 434-436:

ЦитироватьРазгонный блок для выведения пилотируемого корабля на орбиту Луны.Для выведения пилотируемого корабля на окололунную орбиту необходим РБ, обеспечивающий запас ХС не менее 4700 м/с, так такой запас ХС позволит реализовать окололунную орбиту с любыми параметрами, в течении 5 суток с момента старта с Земли (время автономного полета лунного корабля ограничено 14 сутками).

Выполненный в 2007 г. в РКК "Энергия" баллистический анализ работы вариантов возможных перспективных криогенных разгонных блоков показал, что наиболее целесообразным представляется вариант полутораступенчатого разгонного блока (со сбрасываемым блоков баков) на компонентах топлива кислород-водород, причем основной блок баков имеет массу ~23 т. Следует отметить, что такой РБ также может быть использован для выведения КА на ГСО ракетой-носителем класса "Протон-М" и "Ангара-А5". Увеличение стартовой массы РБ до 43,5 т может быть выполнено добавлением сбрасываемого дополнительного блока баков торовой формы. Этим обеспечивается минимальная относительная конечная масса, кроме того, дополнительный блок баков покрывает большую площадь поверхности основного отсека, создавая тем самым улучшенные условия для хранения криогенных компонентов топлива основного отсека. Основные характеристики рассматриваемого РБ следующие: 

Стартовая масса ~43.50 т;
Компоненты топлива Кислород- водород;
Тяга двигателя 10 тс;
Суммарная характеристическая скорость (м/с)
при массе полезного груза: 
 16.5 т до 4700
 7.5 т до 7000

Внешний вид перспективного криогенного РБ совместно с лунным пилотируемым кораблем в полетной компоновке приведен на рис. 5.3.   Выведение лунного экспедиционного комплекса (ЛЭК) в составе пилотируемого корабля и РБ на опорную околоземную орбиту должно производиться с помощью сверхтяжелой ракеты- носителя с массой полезного груза на низкой орбите не менее 60 т. Отметим,  что при выведении ЛЭК на околоземную орбиту солнечные батареи находятся в сложенном состоянии, их раскрытие происходит перед стартом к Луне.

Цитироватьвариант полутораступенчатого разгонного блока (со сбрасываемым блоков баков) на компонентах топлива кислород-водород, причем основной блок баков имеет массу ~23 т. Следует отметить, что такой РБ также может быть использован для выведения КА на ГСО ракетой-носителем класса "Протон-М" и "Ангара-А5". Увеличение стартовой массы РБ до 43,5 т может быть выполнено добавлением сбрасываемого дополнительного блока баков торовой формы. Этим обеспечивается минимальная относительная конечная масса, кроме того, дополнительный блок баков покрывает большую площадь поверхности основного отсека, создавая тем самым улучшенные условия для хранения криогенных компонентов топлива основного отсека.

Хмм, ка-то стрянно это.
Выходит, в дополнительном сбрасываемом баке будет всего 20 т топлива, и при этом его внутренний диаметр будет примерно 4 метра?
Невдалый бак получится, тонковатый в разрезе и перетяжелённый. :(

К тому ж для финального манёвра (TLI) блоку нужно всего где-то 7,2 т топлива, так что, получается при перелёте к Луне его баки уже будут пустыми на 70% ?  :?
И как при этом можно ссылаться на "улучшенные условия для крио-компонентов", если внешний бак должен быть уже давно сброшен?  :evil:
Не собираются же они, в самом-то деле, переть на себе этот корявый тяжеленный бак, если при этом придётся ещё вырабатывать аж 70% топлива центрального бака? Тут любая теплозащита, даже по технологии 60-х гг, будет выгоднее в десять раз.
Эх, что-то тут мурзилочное, явно... :(

ЦитироватьОтметим,  что при выведении ЛЭК на околоземную орбиту солнечные батареи находятся в сложенном состоянии, их раскрытие происходит перед стартом к Луне.

Ну и это тоже - как понимать? Они собираются пилить на 10-тонном движке с разложенными батареями??  :?

Мурзилки, мурзилки...

Я-то предполагал, что за основу для центрального бака будет принят укороченный в полтора раза 12КРБ, а может даже блок "И" Союза, с запасом топлива не более 8-9 тонн, при этом хоть более-менее вменяемая энергетика и габариты получились бы...

И, кстати говоря, 55-тонника бы наверное хватило вполне для такого полезного груза, а это практически "Русь-МТ" и есть!

Так что либо черепашка, писавшая книгу, немножко... того, либо явно что-то неладно в энергиевском королевстве. :(

AFAIK книга написана как обзор Энергиевских отчетов по ЭП (лунная модификация ПТК НП еще не включена в ТП). Обратите внимание на запас ХС ЛЭК - он должен обеспечивать TLI  и LOI маневры с 3% запасом
Кроме того:
- водородный двигатель для РБ скорее всего это КВД - 1 от 12КРБ;
- Энергия  скорее всего будет использовать РД-0146Д с тягой 7.5 тонн и удельным импульсом 470 сек с раздвижным соплом;
- Наиболее вероятно что центральный блок будет унифицирован с хруничевским КВТК для Ангары-А5 (не уверен насчет его установки на Протон-М хотя возможно подойдет для ЛКИ).
Однако, нужно считать. :P 9 тонн топлива явно маловато :idea:

ЦитироватьОднако, нужно считать. :P 9 тонн топлива явно маловато :idea:

Что ж я, по-вашему, просто с головы ляпнул? Считал уже не раз.
К примеру, 9 тонн обеспечивают указанному грузу ХС=1788 м/с. А для LOI нужно не более 1380 (согласно картинкам той же РККЭ). Для такой скорости достаточно вообще всего 6630 кг топлива.
Ну, добавим ещё порядка 100 м/с на коррекции, хотя имхо потребуется примерно вдвое меньше - точности СУ и навигации сейчас уже не те, что полвека назад.
Ну, ещё может быть где-то 100-200 м/с - максимум, что не повлияет существенно на энергетику, если всё же тащить этот сбрасываемый бак с собой (для экранирования от солнышка) немного дольше, чем в нём закончится топливо.

Так что 9 тонн - это даже много, у оптимального РБ в ЦБ должно быть не более 8 тонн.

Я бы ещё понял, если для экономии средств разработчики для ЦБ взяли 12КРБ в уже существующем виде, на 12,5 тонн - тогда трое суток до Луны пришлось бы болтаться хоть и без экрана из ДТБ, но с заполнением баков на 55% - что тоже не айс, но учитывая их небольшой диаметр в принципе как-то терпимо (хотя и не факт).

Но при описанном в книге случае в баках останется менее 30% топлива, при диаметре 3,6-4 метра! За 4 суток водород наверняка перегреет.
Да и торовый кислородно-водородный ДТБ с внешним диаметром более 4 метров при запасе топлива всего 17-18 тонн - это какая-то монструозина, весьма далёкая от понятия оптимального проектирования. :(

Цитировать

ЦитироватьОднако, нужно считать. :P 9 тонн топлива явно маловато :idea:

Что ж я, по-вашему, просто с головы ляпнул? Считал уже не раз.
К примеру, 9 тонн обеспечивают указанному грузу ХС=1788 м/с. А для LOI нужно не более 1380 (согласно картинкам той же РККЭ).
А для такой скорости нужно вообще всего 6630 кг топлива.
Ну, добавим ещё порядка 100 м/с на коррекции, хотя имхо потребуется примерно вдвое меньше - точности СУ и навигации сейчас уже не те, что полвека назад.
Ну, ещё может быть где-то 100-200 м/с - максимум, что не повлияет существенно на энергетику, если всё же тащить этот сбрасываемый бак с собой (для экранирования от солнышка) немного дольше, чем в нём закончится топливо.

Так что 9 тонн - это даже много, у оптимального РБ в ЦБ должно быть не более 8 тонн.

Я бы ещё понял, если для экономии средств разработчики для ЦБ взяли 12КРБ в уже существующем виде, на 12,5 тонн - тогда трое суток до Луны пришлось бы болтаться хоть и без экрана из ДТБ, но с заполнением баков на 55% - что тоже не айс, но учитывая их небольшой диаметр в принципе как-то терпимо (хотя и не факт).

Но при описанном в книге случае в баках останется менее 30% топлива, при диаметре 3,6-4 метра! За 4 суток водород наверняка перегреет.
Да и торовый кислородно-водородный ДТБ с внешним диаметром более 4 метров при запасе топлива всего 17-18 тонн - это какая-то монструозина, весьма далёкая от понятия оптимального проектирования. :(

Я сам год назад думал, что в ДТБ содержится РЗТ для выведения на TLI, а в ЦБ - РЗТ для LOI. При этом было логично сбрасывать ДТБ перер выдачей тормозного импульса для перехода на ОИСЛ (в этом случае ДТБ используется как тепловой экран). Однако выяснилось, что оптимизация параметров проводилась по самому простому критерию - максимум мюПГ при заданной суммарной ХС, потребной для выведения КА на ОИСЛ. Соответственно, распределились и массы между ДТБ и ЦБ.

ЦитироватьОднако выяснилось, что оптимизация параметров проводилась по самому простому критерию - максимум мюПГ при заданной суммарной ХС, потребной для выведения КА на ОИСЛ. Соответственно, распределились и массы между ДТБ и ЦБ.

Ну, это по сути тоже правильный вариант оптимизации - но вот закавыка в том, что при распределении массы топлива 18 т ДТБ + 22 т ЦБ максимум мюПГ никак не получается.  :?

Да и как быть с тепловым режимом водорода, болтающегося в пустом на 70% баке под непрекращающимся солнцем?

Цитировать

ЦитироватьОднако выяснилось, что оптимизация параметров проводилась по самому простому критерию - максимум мюПГ при заданной суммарной ХС, потребной для выведения КА на ОИСЛ. Соответственно, распределились и массы между ДТБ и ЦБ.

Ну, это по сути тоже правильный вариант оптимизации - но вот закавыка в том, что при распределении массы топлива 18 т ДТБ + 22 т ЦБ максимум мюПГ никак не получается.  :?

Да и как быть с тепловым режимом водорода, болтающегося в пустом на 70% баке под непрекращающимся солнцем?

У меня оптимальное распределение РЗТ получилось такое: 21,8 т в ДТБ и 15,45 т в ЦБ.

to Frigate
Кстати говоря, при такой раскладке по ХС никакой 3% резерв здесь совершенно не нужен. Он ничего не даёт, кроме лишней массы.

ЦитироватьУ меня оптимальное распределение РЗТ получилось такое: 21,8 т в ДТБ и 15,45 т в ЦБ.

А как посчитана масса ДТБ ? Диаметр внутреннего отверстия учитывался? ;)
А дополнительный запас топлива в ЦБ на прогрев и испарение водорода за 5 суток полёта - в зависимости от полноты бака? ;)

Там ещё и других факторов хватает, но эти два имхо решающие. Линейная пропорция для расчёта тут не годится - до определенной величины чем меньше запас топлива ЦБ, тем меньше и общая масса конструкции.

З.Ы. Тем более - отделяемая масса на ОЛО: вместе с заправкой ЦБ уменьшаются и его остатки незабора, и гар. запасы.

ЦитироватьЯ сам год назад думал, что в ДТБ содержится РЗТ для выведения на TLI, а в ЦБ - РЗТ для LOI. При этом было логично сбрасывать ДТБ перер выдачей тормозного импульса для перехода на ОИСЛ (в этом случае ДТБ используется как тепловой экран).

Так в вышепроцитированной мурзилке почти это и записано :)

ЦитироватьУвеличение стартовой массы РБ до 43,5 т может быть выполнено добавлением сбрасываемого дополнительного блока баков торовой формы. Этим обеспечивается минимальная относительная конечная масса, кроме того, дополнительный блок баков покрывает большую площадь поверхности основного отсека, создавая тем самым улучшенные условия для хранения криогенных компонентов топлива основного отсека.

А какой смысл в этих условиях на несколько часов орбитального полёта, если после этого предстоит ещё четверо суток непрерывного солнца с почти пустыми баками??  :?
Не позорились бы хоть...

Цитировать

ЦитироватьУ меня оптимальное распределение РЗТ получилось такое: 21,8 т в ДТБ и 15,45 т в ЦБ.

А как посчитана масса ДТБ ? Диаметр внутреннего отверстия учитывался? ;)
А дополнительный запас топлива в ЦБ на прогрев и испарение водорода за 5 суток полёта - в зависимости от полноты бака? ;)

Там ещё и других факторов хватает, но эти два имхо решающие. Линейная пропорция для расчёта тут не годится - до определенной величины чем меньше запас топлива ЦБ, тем меньше и общая масса конструкции.

З.Ы. Тем более - отделяемая масса на ОЛО: вместе с заправкой ЦБ уменьшаются и его остатки незабора, и гар. запасы.

Характеристическая скорость (Delta V) для выхода на ОИСЛ по картинке из НК (см. первую страницу этой темы) 
- переход на траекторию отлета к Луне (TLI) 3320 м/сек;
- торможение и переход на окололунную орбиту (LOI) 1300 м/сек.
 AFAIK грав потери и коррекция орбиты (MCC) уже включены в значение ХС для TLI маневра.
Итого - 4620 м/сек, в то время как в книге Энергии речь шла о 4700 м/сек, запас ХС следовательно 1.7%.

Для ЖРД с тягой 10 тс начальная тяговооруженность ЛЭК ~ 0.167.
Для ЖРД с тягой 7.5 тс начальная тяговооруженность ЛЭК ~ 0.125, следовательно для РБ с РД-0146Д увеличатся грав потери (больше чем на треть). При этом у РД-0146Д удельный импульс больше на 3.5%. Поэтому я и сказал что "считать надо"!

РБ ЛЭК вполне может быть унифицированным с КВТК от Хруничева, при этом может иметь укороченный бак LOH. Видимо как и Центавр  будет использован также для вывода тяжелых АМС за пояс астероидов.

Дмитрий, в прошлом году Вы согласились с моим мнением что блок сбрасывемых баков тороидальной формы будет сбрасываться после TLI маневра, по аналогии с РБ БРИЗ.

ЦитироватьДмитрий, в прошлом году Вы согласились с моим мнением что блок сбрасывемых баков тороидальной формы будет сбрасываться после TLI маневра, по аналогии с РБ БРИЗ.

По тем данным, что имеются, безусловно так.

ЦитироватьХарактеристическая скорость (Delta V) для выхода на ОИСЛ по картинке из НК (см. первую страницу этой темы) 
- переход на траекторию отлета к Луне (TLI) 3320 м/сек;
- торможение и переход на окололунную орбиту (LOI) 1300 м/сек.
 AFAIK грав потери и коррекция орбиты (MCC) уже включены в значение ХС для TLI маневра.
Итого - 4620 м/сек, в то время как в книге Энергии речь шла о 4700 м/сек, запас ХС следовательно 1.7%.

Нет, тут у Вас ошибка - TLI составляет на 100 м/с меньше - 3220 м/с.
Думаю, грав.потери в него включены, насчёт коррекции сомневаюсь. Потому что если принять Ваши тезисы, то запас ХС составляет аж 4%. ;)
Который, повторюсь, я считаю ненужным, поскольку вероятность миссии, в которой потребуется аж 1300 м/с на LOI, довольно низкая.
А если даже и будет реализовываться такая миссия, то возможный недобор без проблем компенсируется гар.запасами самого КК.

ЦитироватьДля ЖРД с тягой 10 тс начальная тяговооруженность ЛЭК ~ 0.167.
Для ЖРД с тягой 7.5 тс начальная тяговооруженность ЛЭК ~ 0.125, следовательно для РБ с РД-0146Д увеличатся грав потери (больше чем на треть). При этом у РД-0146Д удельный импульс больше на 3.5%. Поэтому я и сказал что "считать надо"!

Одно в плюс, другое в минус - разницы выйдет в сущности, копейки. Тем более что я вёл речь совсем не об этом, а о том, что в описанной конфигурации РБ неоптимальное распределение масс между ДТБ и ЦБ - а в этом факте "игры" с разными движками никакой погоды не делают.

ЦитироватьРБ ЛЭК вполне может быть унифицированным с КВТК от Хруничева, при этом может иметь укороченный бак LOH. Видимо как и Центавр  будет использован также для вывода тяжелых АМС за пояс астероидов.

Да я понимаю, что могут.
Но я же говорю, при этом масса ПГ уменьшится. А РККЭ при этом постоянно жалуется на нехватку грузоподъёмности "Русь-МТ" для своей концепции.
Нелогично как-то, не находите?

Тем более, что как уже указал выше, унификацию можно проводить с 12КРБ, который уже реально строился "в железе" и даже летал в космос.
И имеет отработанную оснастку для производства.
И масса ПГ при этом будет выше.
И при этом концепция даже сможет "вписаться" в "Русь-МТ" (хоть и со скрипом, но сможет). Тем более что по "Руси-М" работы продвинулись уже довольно далеко.

А если всё передёргивать, и заказывать новые ракеты под Восточный, то возможность высадки отодвинется в неопределённые дали... :(

Цитировать

ЦитироватьДмитрий, в прошлом году Вы согласились с моим мнением что блок сбрасывемых баков тороидальной формы будет сбрасываться после TLI маневра, по аналогии с РБ БРИЗ.

По тем данным, что имеются, безусловно так.

"имеются" или "имелись в прошлом году"? ;)
Выше Вы сами сказали, что нет.

Цитировать"имеются" или "имелись в прошлом году"? ;)
Выше Вы сами сказали, что нет.

Значит, мы запутались. Итак:
1)Первоначально я считал, что топливо ДТБ обеспечивает отработку TLI, а сам ДТБ сбрасывется перед выдачей импульса перехода на ОИСЛ.
2)После того как Фрегат привел данные о распределении масс между ДТБ и ЦБ я пришел к выводу, что ДТБ сбрасывается в ходе отработки TLI. Что подтверждается расчетами по оценке оптимального распределения масс между ДТБ и ЦБ. Как-то так.

@SpaceR
Спасибо за уточнение - правильно, 3220 м/сек. :oops:
приеду домой  пересчитаю для водорода и метана.
Насчет 12КРБ по сравнению с КВТК - так ведь за новый РБ наверняка заплатят :!: больше, тем более что его пытаются впихнуть в 3 программы.

ЦитироватьНасчет 12КРБ по сравнению с КВТК - так ведь за новый РБ наверняка заплатят :!: больше, тем более что его пытаются впихнуть в 3 программы.

Не совсем ясно, кто кому заплатит за новый РБ (и какой именно РБ назван новым тоже).

Я рассматриваю задачу прежде всего с точки зрения выполнимости и энергетической эффективности.
А в ИД у нас следующее:
1) РККЭ считало сабж под 60-тонник, которого нет и пока не вырисовывается - следовательно, задача не имеет РН;
2) Сабж имеет резерв в 3% по ХС, несмотря на то что в общем случае он не нужен, а в частном без него возможно обойтись (за счет резерва топлива самого ПТК);
3) Сабж имеет неоптимальное распределения топлива между ступенями (в смысле баками), и приведение их к оптимуму тоже позволит увеличить энергетику, следовательно, снизить грузоподъёмность РН под тот же ПГ.
4) Применение на практике пунктов 2 и 3 позволит снизить требования к грузоподъёмности РН - имхо где-то до 55-56 тонн, а такую грузоподъёмность уже реально получить при оптимизации "Руси-МТ-50".
-----------------------------------------
ВЫВОД: таким образом, задача получает требуемую ей РН для запуска.  :!:

Если же так остро стоит вопрос об унификации с уже создаваемыми РБ, а 12КРБ вдруг по каким-либо признакам неприемлем (хотя мне ни одного такого признака не видится), то можно было бы, вероятно, сделать ЦБ на базе КВСК.
Но на базе КВТК - и неразумно, и нелогично. :(

Или я чего-нибудь ещё не учитываю?

Насчет запаса топлива в ДО ПТК НП - этот неприкосновенный запас (НЗ) требуется для экстренного возврашения к Земле.
В наихудшем случае это 1520 м/сек (источник тот же).  :idea:
При отсутствии 60 тонного носителя можно использовать двухпусковую  схему 43.5 тонн на РБ + 16.5 тонн на лунный
ПТК НП с EOR либо запускать РБ пустым с последующей заправкой на LEO (при наличии криогенного заправочного депо)   :roll:

ЦитироватьСабж имеет неоптимальное распределения топлива между ступенями (в смысле баками), и приведение их к оптимуму тоже позволит увеличить энергетику, следовательно, снизить грузоподъёмность РН под тот же ПГ.

Хм, а мне представляется, что распределение как раз оптимальное.

ЦитироватьНасчет запаса топлива в ДО ПТК НП - этот неприкосновенный запас (НЗ) требуется для экстренного возврашения к Земле.

Ну так НЗ я и не предлагал трогать. Там и без этого есть резервы. Даже не считая гар.запасы.

ЦитироватьВ наихудшем случае это 1520 м/сек (источник тот же).  :idea:

Так это только в наихудшем. Вероятность реализации которого довольно низка. И как раз на её случай - ...(см. выше)

ЦитироватьПри отсутствии 60 тонного носителя можно использовать двухпусковую  схему 43.5 тонн на РБ + 16.5 тонн на лунный
ПТК НП с EOR либо запускать РБ пустым с последующей заправкой на LEO (при наличии криогенного заправочного депо)   :roll:

Так ясно, что можно. Можно и 200-тонник сделать, ресурсы позволяют. В принципе.
Но на это никто не пойдёт - из-за несоразмерности затрат результатам.
Именно поэтому лунная транспортная система имеет шансы к реализации только при наилучшем соотношении результаты/затраты.

Цитировать

ЦитироватьСабж имеет неоптимальное распределения топлива между ступенями (в смысле баками), и приведение их к оптимуму тоже позволит увеличить энергетику, следовательно, снизить грузоподъёмность РН под тот же ПГ.

Хм, а мне представляется, что распределение как раз оптимальное.

Дмитрий, Вы снова противоречите сам себе. ;)

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьСабж имеет неоптимальное распределения топлива между ступенями (в смысле баками), и приведение их к оптимуму тоже позволит увеличить энергетику, следовательно, снизить грузоподъёмность РН под тот же ПГ.

Хм, а мне представляется, что распределение как раз оптимальное.

Дмитрий, Вы снова противоречите сам себе. ;)

Вовсе нет. Оптимальное - по критерию относительной массы ПГ - распределение топлива между ДТБ и ЦБ предполагает, что топлива в ДТБ не хватит для полной отработки импулса TLI. Соответственно, ЦБ довольно массивен.

Цитировать

Цитировать

Цитировать

ЦитироватьСабж имеет неоптимальное распределения топлива между ступенями (в смысле баками), и приведение их к оптимуму тоже позволит увеличить энергетику, следовательно, снизить грузоподъёмность РН под тот же ПГ.

Хм, а мне представляется, что распределение как раз оптимальное.

Дмитрий, Вы снова противоречите сам себе. ;)

Вовсе нет. Оптимальное - по критерию относительной массы ПГ - распределение топлива между ДТБ и ЦБ предполагает, что топлива в ДТБ не хватит для полной отработки импулса TLI. Соответственно, ЦБ довольно массивен.

Дмитрий, Вы снова противоречите сам себе.
Вы считаете оптимальным распределение 16 т ДТБ и 23 т ЦБ?
См. http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=9989&postdays=0&postorder=asc&start=90

А вообще можете не отвечать, я уже догадался... :(
На этом ухожу.

ЦитироватьНасчет запаса топлива в ДО ПТК НП - этот неприкосновенный запас (НЗ) требуется для экстренного возврашения к Земле.
В наихудшем случае это 1520 м/сек (источник тот же).  :idea:
При отсутствии 60 тонного носителя можно использовать двухпусковую  схему 43.5 тонн на РБ + 16.5 тонн на лунный
ПТК НП с EOR либо запускать РБ пустым с последующей заправкой на LEO (при наличии криогенного заправочного депо)   :roll:

Не стоит гонять порожняк, если баки можно наполнить и использовать, это намного эффективнее. ;)

Берем стандартную "Ангару-5", на нее ставим кислородно-водородную третью ступень (4 РД-0146, по 10тс, isp=463с).  В сумме с ПН -- 60 тонн. Волшебная цифра 60 определяется стартовой тягой 5 РД-171, с учетом требования об уведении со старта. Отсюда максимум стартовой массы 768 тонн. Минус УРМы, минус 5 тонн на САС с обтекателем, и еще тонны полторы на проставку от второй ступени к третьей.

Энергетики пяти ангариных УРМов с этим грузом не хватает добрать 2300м/с до НОО (включая потери, в расчете на тягу 40тс). Их добирает КВРС. На НОО у вас 36.300 "грязными", израсходовано 23.840 топлива.

Поднимаем на НОО две таких конструкции, одна несет корабль, вторая (танкер) -- заправочный модуль. Подгоняем танкер (-2 тонны топлива на стыковку), переливаем все оставшееся топливо (как раз 24 тонны до полных баков). И вот, внезапно на НОО -- готовый к старту честный 60-тонник. По цене вшивых 10 урмов. :lol:

А теперь самое приятное: никаких лишних двигателей, многоступенчатых конструкций, сбрасываемых баков и прочих заморочек. Это мы все сэкономили. Даже РБ вообще никакого нет, его роль играет третья ступень -- со сказочной для РБ тяговооруженностю, кстати. Вот эта третья ступень и сделает всю работу, и по доставке корабля на ОИСЛ (если это корабль), и по посадке грузовичка (или лэндера) прямо на Луну. Реально 40 тонн тяги кроме выведения на НОО нигде дальше не нужно, можно двигатели перевести на более насыщенную водородом смесь, с большим импульсом.

В две пары пусков "Ангары-5", соответственно, реализуется "двойной" LOR, с ЛОК размером с ПНТК и лэндером больше аполлоновского. Если ужаться в "лунный Союз", то и в три пуска можно сделать (корабль пойдет в однопуск).

Хранение криогенного топлива в космосе -- пара суток на заправку, четверо на перелет и торможение/посадку = 6 суток. Если использовать КВРС и для возвращения, при краткосрочных "аполлоновских" визитах, то 9 суток достаточно. Конкретные значения конечных масс легко вычислить для заданных массовых характеристик КВРС, какие пожелаете взять.

Если я правильно понял можно обойтись переливом только ЖК? Возможно это будет несколько проще.

ЦитироватьЕсли я правильно понял можно обойтись переливом только ЖК? Возможно это будет несколько проще.

Придется заплатить ухудшением массовых характеристик. Водородный бак в носителе корабля придется делать больше, и с НОО он отправится полупустым. Нет, я считаю, лучше перелив отработать -- в дальнейшем пригодится.

1) Стыковаться лучше не на НОО, а на низкой геосинхронной - с периодом 89.5 минут. Это где-то 260км, если круговая.
Тогда следующий запуск выведет блок прямо к ранее запущенному без всяких манёвров и ожиданий.
Да ещё, танкеру не нужен обтекатель и т.д.
А что лучше - перелив или сбрасываемые баки - нужно потребный вес считать.

Цитироватьна низкой геосинхронной - с периодом 89.5 минут. Это где-то 260км, если круговая.

Поясните мысль с геосинхронной, она же одна и явно не с таким периодом.

Цитировать

Цитироватьна низкой геосинхронной - с периодом 89.5 минут. Это где-то 260км, если круговая.

Поясните мысль с геосинхронной, она же одна и явно не с таким периодом.

Одна - геостационарная, с периодом обращения в одни сутки.
А геосинхронные - это с периодом в 1/n суток. Самая нижняя которая вне атмосферы - 1/16 суток
Сутки, естественно, звёздные.

ЦитироватьХранение криогенного топлива в космосе -- пара суток на заправку, четверо на перелет и торможение/посадку = 6 суток.

Можно и быстрее, чем за 4 суток, долететь - слегка (порядка 50 м/с?) увеличив ХС.

ЦитироватьЕсли я правильно понял можно обойтись переливом только ЖК? Возможно это будет несколько проще.

Обойтись можно вообще без перелива :)
А выгоднее делать сбрасываемый водородный бак, поскольку он намного больше и тяжелее кислородного, а следовательно отбрасываемая масса будет больше и "ступенчатость" увеличится.
Еще выгоднее (энергетически) делать двойной бак ЖК/ЖВ, но он будет сложнее и массовое совершенство РБ ухудшится. Выгода с учетом всех обстоятельств будет копеечная.
Т.е. составной РБ будет иметь 3 бака - общий для ЖК, сбрасывамый бак ЖВ 1-й ступени и интегрированный в РБ бак ЖВ 2-й ступени. Такой РБ можно сделать из "серийного" КРБ, добавив в баке ЖК длину обечайки и навесив вокруг СБ.

ЦитироватьОбойтись можно вообще без перелива :)

Обойтись без перелива можно, если хотите проиграть в ПН, одновременно усложнив конструкцию ;) Попробуйте посчитать.

Возьму на себя смелость утверждать, что решение, которое я предлагаю (2 Ангары-5 с КВРС в качестве 3 ступени и переливом жв/жк на НОО) дает максимум ПН на ОИСЛ/Луне среди любых сравнимых по стоимости решений. С ним может конкурировать только дешевый пилотируемый 60-тонник, если таковой вообще возможен.

ЦитироватьТрасса Кондратюка - оставление на окололунной орбите спускаемого аппарата с запасом топлива, чтобы вернуться на Землю.
При этом нужно с поверхности Луны лететь не к Земле, а в плоскость орбиты, на которой мы оставили орбитальный корабль. В течении части лунных суток на это понадобятся слишком большие энергозатраты - из-за вращения Луны.

Последнее утверждение не совсем точно. Дополнительные энергетические затраты нужны для того, что бы перелететь с окололунной орбиты к Земле, но я думаю, что это всем понятно.
Кроме того, схему с ЛОС можно рассматривать как вариант "схемы Кондратюга".

ЦитироватьА прямая схема - это подлетели к Луне, сели на Луну со всеми причиндалами (в том числе с запасом топлива для возвращения на Землю), а когда надо - стартовали. Данная схема по сравнению со схемой Кондратюка требует примерно полуторократного увеличения Мст на Земле.

Я не понимаю, зачем нужно использовать одну схему полета в разных случаях.
Для ситуации, когда на Луне нет производства топлива, директ, безусловно, выгоднее для доставки грузов на поверхность Луны.
В то же время доставка экипажа намного выгоднее через ЛОС, с использованием частично многоразового лендера.
А для аварийной эвакуации экипажа Лунной Базы лучше собрать специальный аппарат, из взлетной ступени частично-многоразового лендера (в данном случае она будет играть роль второй ступени и агрегатного отсека), посадочной ступени грузового лендера (в данном случае онастанет первой, взлетной ступенью), и легкой одноразовой капсулы - спасательной шлюпки с парашютной посадкой. Такую капсулу есть смысл использовать и для ЛОКа, в составе которого может быть еще и дополнительный обитаемый объем..

В этом случае для каждой задачи будет использован самый выгодный вариант решения. Таскать к Луне средства безударной посадки на Землю, ИМХО, смысла нет, не зависимо от того, крылья это или ракетные двигатели с топливом. Полеты к Луне будут намного реже, поэтому одноразовая капсула для таких полетов вполне оправдана.

@Sерb
Сергей - огромное спасибо за проделанную работу (к своему стыду обнаружул только сегодня :oops:)  
1 картинка обясняет больше чем многостраничная дискуссия  :roll:

Схема лунных экспедиций в рамках концепции
«Перспективная пилотируемая транспортная система (ППТС)» (http://www.e-reading.org.ua/chapter.php/137717/37/Burkatovskiii_-_Voiina_2020._Pervaya_kosmicheskaya.html)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/26164.png)

1. Вывод перспективного транспортного корабля (ПТК) с экипажем из 4 человек и криогенного разгонного блока ракетой-носителем с грузоподъемностью 55–60 т.
2. Вывод ПТК на отлетную траекторию к Луне.
3. Сброс навесных баков криогенного разгонного блока.
4. Вывод ПТК на окололунную орбиту с помощью двигателя КРБ.
5. Вывод связки из перспективного лунного корабля и КРБ на околоземную орбиту.
6. Вывод КРБ на отлетную траекторию к Луне.
7. Сброс навесных баков КРБ.
8. Вывод лунного корабля на окололунную орбиту.
9. Пересадка космонавтов с ПТК на лунный корабль происходил па лунной орбитальной станции (ЛОС) на полярной 100-километровой окололунной орбите или в точке Лагранжа L1 между Землей и Луной.
10. Посадка лунного корабля в выбранном районе Луны либо в районе посещаемой лунной базы.
11. Работа экипажа из 3–4 человек на поверхности Луны, до 6 суток в автономном режиме, до 180 суток в режиме обслуживания лунной базы.
12. Старт взлетной ступени лунного корабля.
13. Стыковка взлетной ступени с ЛОС.
14. Выход ПТК с экипажем на траекторию возвращения к Земле.
15. Торможение спускаемого аппарата ПТК в атмосфере Земли.
16. Мягкая посадка СА ПТК на территории России с использованием посадочных реактивных двигателей.

Это замечательно (с), но где же повторное использование ЛК? Если уж у нас есть ЛОС - то как бы напрашивающийся вариант?

В этой связи - не лучше ли тогда ЛК иметь одноступенчатым? На ЛОС возится топливо - с Земли или Луны - и ЛК используется многократно.

ЦитироватьЭто замечательно (с), но где же повторное использование ЛК? Если уж у нас есть ЛОС - то как бы напрашивающийся вариант?

Ну, на схеме всего один полет.

ЦитироватьВ этой связи - не лучше ли тогда ЛК иметь одноступенчатым? На ЛОС возится топливо - с Земли или Луны - и ЛК используется многократно.

Не лучше. Лучше идея Льва - частично-многоразовый лендер, где посадочная ступень одноразовая, и относительно простая, по идее это только баки для топлива и посадочные опоры. Но еще, например, на ней может быть шлюз для выхода, солнечные батареи, направленная антенна для связи с Землей, на ней может доставляться небольшая буровая установка и луномобиль.....

При доставке топлива с Земли лучше доставлять его в одноразовой посадочной ступени. А взлетная ступень с расходными топливными баками (обеспечивающими осаждение топлива в основных баках), двигателями, системой связи управления и кабиной экипажа - многоразовая.

Цитировать

ЦитироватьВ этой связи - не лучше ли тогда ЛК иметь одноступенчатым? На ЛОС возится топливо - с Земли или Луны - и ЛК используется многократно.

Не лучше. Лучше идея Льва - частично-многоразовый лендер, где посадочная ступень одноразовая...

Почему многоразовый ЛК не лучше?

В идеале, конечно, хорошо бы посмотреть на критерий и расчёт, но можно и без этого - на форуме это редкость...

Valerij писал(а):

ЦитироватьНе лучше. Лучше идея Льва - частично-многоразовый лендер,

Я уже ранние прочитал что лендер (ПВЛК-1и2 ) будет наверно частично-многоразовый. На картинках лендера от Хруничева нет солнечные батареи. Лунные экспедиции будут и длинные до 6 месяц, а то идёт только с  атомные батареи.
Думаю что сегодня можно и нужно так делать. Транспорт топлива на около лунную орбиту есть дёшево, чём сделать для новой экспедиции и новый ПВЛК.

Цитировать

ЦитироватьНе лучше. Лучше идея Льва - частично-многоразовый лендер, где посадочная ступень одноразовая...

Почему многоразовый ЛК не лучше?

В идеале, конечно, хорошо бы посмотреть на критерий и расчёт, но можно и без этого - на форуме это редкость...

Потому, что "голый" лендер не позволит работать эффективно. Поэтому можно сделать несколько его версий, с разными кабинами. Для доставки четырех-шести космонавтов на Лунную Базу - одна, для длительной экспедиции посещения двух-четырех - другая.  Точно так же нет особого смысла поднимать на орбиту после экспедиции посещения луномобиль и упрощенную буровую, с глубиной бурения 20-50 метров.

Ход размышлений примерно такой:

Топливо доставлять с Земли все равно нужно? Одноразовые девайсы для экспедиции посещения - тоже? Топливные баки "с ногами" ненамного тяжелее таких же баков "без ног", то это и есть "цистерна для топлива" плюс "укладка имущества для экспедиции". Согласен, что "баки без ног" будут несколько проще, но это потребует усложнить устройство основных баков лендера (потребуется оборудование для перекачки топлива) и усложнит подготовку лендера к посадке. А при одноразовой посадочной и многоразовой взлетной ступенях их можно тупо состыковать манипулятором.