ЭНЕРГИЯ сегодня показала КЛИПЕР

[Tiger]

Любовались. А потом узнали анекдот про Поручика Ржевского: "по морю плывет клипер, на клипере шкипер..."

Уважаемый ratman, вы лучше тогда избегайте в разговоре употреблять слово "звезда". А то, глядишь, срифмуется неудачно...   :wink:  :lol:  :lol:

[ratman]

Уважаемый ratman, вы лучше тогда избегайте в разговоре употреблять слово "звезда".

А также "Протон"

А то, глядишь, срифмуется неудачно...   :wink:  :lol:  :lol:

Ну отчего же неудачно. Как раз очень удачно-с
Каламбур-с

[X]

Опять Клипер летит на "Зените" - цитата:
"    Экстренная эвакуация экипажа МКС на новом российском космическом корабле "Клипер" может быть осуществлена Россией в случае успешной реализации проекта "Наземный старт", считает генеральный директор конструкторского бюро транспортного машиностроения (КБТМ) Алексей Гончар. "Реализуя проект "Наземный старт", Россия сможет в случае необходимости организовать экстренную спасательную экспедицию на МКС для эвакуации ее экипажа, в том числе и с помощью разрабатываемого сейчас нового российского космического корабля "Клипер", - сообщил он в интервью РИА "Новости".
     Международный проект "Наземный старт", в котором задействованы ведущие российские и украинские предприятия ракетно-космической отрасли, предусматривает модернизацию существующего на Байконуре стартового комплекса для запусков ракет-носителей "Зенит-М", работающих на экологически чистых компонентах топлива - керосине и кислороде.
     В качестве носителей будет использоваться доработанный вариант двухступенчатых ракет-носителей "Зенит-2" под новым именем "Зенит-2СЛБ", а также трехступенчатая ракета-носитель "Зенит-3СЛБ", при помощи которой и возможно осуществление вывода на орбиту нового многоразового космического корабля "Клипер".-------

[Oleg]

Опять Клипер летит на "Зените" - цитата:
"    Экстренная эвакуация экипажа МКС на новом российском космическом корабле "Клипер" может быть осуществлена Россией в случае успешной реализации проекта "Наземный старт", считает генеральный директор конструкторского бюро транспортного машиностроения (КБТМ) Алексей Гончар. "Реализуя проект "Наземный старт", Россия сможет в случае необходимости организовать экстренную спасательную экспедицию на МКС для эвакуации ее экипажа, в том числе и с помощью разрабатываемого сейчас нового российского космического корабля "Клипер", - сообщил он в интервью РИА "Новости".
     Международный проект "Наземный старт", в котором задействованы ведущие российские и украинские предприятия ракетно-космической отрасли, предусматривает модернизацию существующего на Байконуре стартового комплекса для запусков ракет-носителей "Зенит-М", работающих на экологически чистых компонентах топлива - керосине и кислороде.
     В качестве носителей будет использоваться доработанный вариант двухступенчатых ракет-носителей "Зенит-2" под новым именем "Зенит-2СЛБ", а также трехступенчатая ракета-носитель "Зенит-3СЛБ", при помощи которой и возможно осуществление вывода на орбиту нового многоразового космического корабля "Клипер".-------

Обратите внимание на массу полезного груза, выводимого на орбиты:
РКН «Зенит-3SLБ» и РКН «Зенит-2SLБ»

[frost_ii]

Нас же никто не обязывал лететь по Гоману?

:shock:  :shock:  :shock:
А здравый смысл? А дикое ограничение по массе МЭКа?
Чтоб лететь обратно "не по Гоману" надо намного больше 30 т топлива потратить на разгон...?

Здравый смысл подсказывает не использовать керосин. Тогда и такого дикого ограничения по массе рабочего тела не будет. В энергиевском проекте его и не так много... Увеличение длительности перелёта также ведёт к увеличению массы - за надёжность приходиться платить...

В энергиевском проекте Клипер УЖЕ УЧТЕН в составе МЭКа (ну или не Клипер, но подобный КК, имхо - Заря) и летать он должен был до Марса и обратно. Вы же предлагаете ЗАМЕНИТЬ его на 30 т топлива. Где экономия???


ЗЫ. И где вы нашли керосин на МЭКе???  :shock:

Клипер в МЭК был запихан исключительно в политических целях - ради ещё одной строчки в оправдание. Точно так же и Заря... Это информация из первых рук.

И где вы нашли керосин на МЭКе???  :shock:

Это Вы его где-то нашли, а имеено здесь.

30 т топлива.

Всё же речь идёт о РТ...

Об экономии. Я нигде не предлагал заменить ВА на 30 т РТ. Ещё раз повторю - баллистика с ДУ малой тяги в корне отличается от баллистики с ДУ большой тяги. Поэтому с ВА, или без него, МЭК, по окончании экспедиции, прийдёт в ту же точку с той же скоростью.
Вообще следует различать торможение до входа в грависферу и внутри грависферы. Так вот, торможение ДО грависферы будет одинаковым.
А внутри грависферы можно организовать встречу с оркестром, ВА, и букиром для снижения высоты МЭК на высокой орбите. И, таким образом, вообще не таскать за собой часть РТ. Сколько там набежит?

И по 12 тоннам ВА. Клипер имеет ресурс по ТЗ 3 суток автонома и 180 в составе ОС. И меньше 13,5т даже в такие ограничения лезет с трудом. А требуется не менее 500 суток в составе МЭК, и сколько-ко там в автономе (а автономов будет два - сначала доставка экипажа на МЭК и это будет высоко, так как пилить с экипажем на МЭК в течении месяцев через радиационные пояса - не резон, и обратно). Не поверю, что масса останеться прежней...

Пергрузки на входе будет слегка (раза так в два) побольше, чем при возвращении с НОО. Это также скажется на массе конструкции. И масса теплозащиты. Она эквивалентна массе РТ, которое бы было потрачено на торможение, если Iуд~20км/с. Сколько там масса ВА становиться? По моим прикидкам ~45 т

[avmich]

Мне кажется, имеет смысл рассматривать Клипер как ПН для различных семейств РН. То есть, к РН можно сформулировать требования - по ПН, по нормам безопасности - по выполнении которых ею можно запускать Клипер.

Если Клипер удастся сделать некой унифицированной платформой для пилотируемых полётов, мы будем жить в другом мире :) . РККЭ будет делать Клипер не 4 штуки, как Шаттлы, а по мере поступления запросов... эдакий Боинг со своими самолётами, только в КК-строительной индустрии. Полёты на Ариан-5, на Атласе-5, на Лонг-Марче, на индийской ПСЛВ, на корейской ракете (ну, не всё так просто, конечно) - везде с экипажами соответствующих стран. Представляете, сколько можно заработать :) на одном только послеполётном обслуживании...

[Oleg]

Клипер в МЭК был запихан исключительно в политических целях - ради ещё одной строчки в оправдание. Точно так же и Заря... Это информация из первых рук.

С этим никто не спорит. " Каждому фрукту свое время!" (с)
"Заря" ("super Soyuz" ) на Зените была хороша в свое время, как замена КК "Союз" на РН "Союз". Но поезд ушел. В связи с пока не угасшей тенденцией (експлорайшены, спирали и прочие Aurora) и Клипер на Союзе-3 к месту...
А еще пара таких же "удачных" полетов Шаттлов, глядь и о Пароме вспонят.

[Oleg]

Выбор сделан???[/size]

...мы приняли решение делать систему с планерной посадкой.

http://www.gazeta.ru/2005/08/19/oa_167937.shtml

[Oleg]

Мне кажется, имеет смысл рассматривать Клипер как ПН для различных семейств РН. То есть, к РН можно сформулировать требования - по ПН, по нормам безопасности - по выполнении которых ею можно запускать Клипер.

Если Клипер удастся сделать некой унифицированной платформой для пилотируемых полётов, мы будем жить в другом мире . РККЭ будет делать Клипер не 4 штуки, как Шаттлы, а по мере поступления запросов... эдакий Боинг со своими самолётами, только в КК-строительной индустрии. Полёты на Ариан-5, на Атласе-5, на Лонг-Марче, на индийской ПСЛВ, на корейской ракете (ну, не всё так просто, конечно) - везде с экипажами соответствующих стран. Представляете, сколько можно заработать на одном только послеполётном обслуживании...

Угу.  
ЕКА уже почти согласна,  EADS - также находится "в режиме ожидания", Ян Ливей хочет на Клипере на Луну лететь, теперь вот рассматривается вопрос о возможном участии японского космического агентства JAXA в программе по созданию перспективного российского многоразового космического корабля "Клипер"...
 :lol:  :lol:  :lol:

[serb]

ЗЫ. И где вы нашли керосин на МЭКе???  :shock:

Это Вы его где-то нашли, а имеено здесь.

30 т топлива.

Всё же речь идёт о РТ...

Пан не владеет формулой Циолковского?
30 тонн получены исходя их скорости истечения 40 км/с (ЭРД), дельта V 7 км/с (малая тяга) и массы комплекса порядка 150 тонн.

В случае керосина для ISp порядка 3 км/с, дельта V тоже порядка 3 км/с нужно уже не 30, а 300 тонн, ну ладно, 250. Щатильнее надо (с)

Поэтому с ВА, или без него, МЭК, по окончании экспедиции, прийдёт в ту же точку с той же скоростью.

Эстоннскккийййй фопппросссс - "А сссаччеммм?"
Зачем приводить комплекс в ту же точку с той же скоростью? Нехай себе все эти СБ и жилые блоки летят дальше, а мы аккуратно посадим капсулу с людьми и результатами экспедиции.

И по 12 тоннам ВА. Клипер имеет ресурс по ТЗ 3 суток автонома и 180 в составе ОС. И меньше 13,5т даже в такие ограничения лезет с трудом. А требуется не менее 500 суток в составе МЭК, и сколько-ко там в автономе (а автономов будет два - сначала доставка экипажа на МЭК и это будет высоко, так как пилить с экипажем на МЭК в течении месяцев через радиационные пояса - не резон, и обратно). Не поверю, что масса останеться прежней...

Угу, с 360 (а не 180) до 500-600 суток ресурс в составе комплекса поднять придется. А вот с автономом... Откуда Вы взяли месяцы? До Луны, пардон, 3 дня лететь, а тут всего-то на высокую орбиту к МЭК поднятья? А обратно вообще непонятно в чем вопрос. Комплекс пролетает мимо ЗемлиЮ за сутки отцепляемся и корректируем траекторию для погружения в атмосферу. Зачем сложно, когда можно просто?

Пергрузки на входе будет слегка (раза так в два) побольше, чем при возвращении с НОО. Это также скажется на массе конструкции. И масса теплозащиты. Она эквивалентна массе РТ, которое бы было потрачено на торможение, если Iуд~20км/с. Сколько там масса ВА становиться? По моим прикидкам ~45 т

:shock:
Вы серьезно? Откель такое тайное неэвклидово знание? Намекаю: в командном модуле Аполло, возвращавшемся с той же примерно 2-й космической масса ТЗ составила 800 кг из 5800 кг общей массы капсулы.
"А мужЫки-то и не знают..." (с)

[avmich]

Ну, хотя бы рассматривать одновременно Союз-3 (любовь РККЭ), Зенит-2 (в чём заинтересована Украина) и, может быть, Ангару-3 (ау, ЦиХ?).

Возможность запуска КК на двух разных ракетах (а этого пока никто не делал) - весомый аргумент в пользу предложений адаптации Клипера под другие носители - платной, разумеется.

Понятно, что при возможности старта нескольких кораблей с нескольких ракет из разных точек повышается удобство организации спасательных экспедиций в ближнем космосе, если что случится.

[frost_ii]

Поэтому с ВА, или без него, МЭК, по окончании экспедиции, прийдёт в ту же точку с той же скоростью.

Эстоннскккийййй фопппросссс - "А сссаччеммм?"
Зачем приводить комплекс в ту же точку с той же скоростью? Нехай себе все эти СБ и жилые блоки летят дальше, а мы аккуратно посадим капсулу с людьми и результатами экспедиции.

Замечательно! Разницы в затратах РТ будет 1-2% (что меньше разницы для различных окон), зато какой вираж! Конечно, надёжность страдает, но зато можно пальцы покидать.

Угу, с 360 (а не 180) до 500-600 суток ресурс в составе комплекса поднять придется. А вот с автономом... Откуда Вы взяли месяцы? До Луны, пардон, 3 дня лететь, а тут всего-то на высокую орбиту к МЭК поднятья? А обратно вообще непонятно в чем вопрос. Комплекс пролетает мимо Земли, за сутки отцепляемся и корректируем траекторию для погружения в атмосферу. Зачем сложно, когда можно просто?

Со 180... У Вас есть доступ к ТЗ?
Где я написал про месяцы? Покажите пальцем, а то не вижу.
Основная проблема - энергопитание. Эта штуковина в пике просит 30кВт. Сейчас остановились на литиевых батареях. Соответсвенно их масса возрастает пропорционально автоному....

Торможение в атмофере с двойным (а то ведь и с тройным может получиться) погружением это просто? А что тогда сложно?

Пан не владеет формулой Циолковского?
30 тонн получены исходя их скорости истечения 40 км/с (ЭРД), дельта V 7 км/с (малая тяга) и массы комплекса порядка 150 тонн.

В случае керосина для ISp порядка 3 км/с, дельта V тоже порядка 3 км/с нужно уже не 30, а 300 тонн, ну ладно, 250. Щатильнее надо (с)

А остановиться на высокой круговой орбите нельзя, коль скоро затраты РТ практически такие же как и при пролётной траектории? Так не считается? Жаль. А то я думал, что можно ВА подогнать по возвращении. А мы так не играем... Обидно..

Намекаю: в командном модуле Аполло, возвращавшемся с той же примерно 2-й космической масса ТЗ составила 800 кг из 5800 кг общей массы капсулы.

Намекаю - 2КС получиться если к грависфере подошли с нулевой скоростью. А тут вроде предлагается пролётная траектория, так что скорость получиться слегонца побольше, а именно

V=sqrt( (2КС)^2 + dV^2 )

По закону сохранения энергии. Видимо, моя оценка массы ТЗ оказалась слишком грубой, но даже 1/7 это тоже очень неплохо...

[serb]

Замечательно! Разницы в затратах РТ будет 1-2% (что меньше разницы для различных окон), зато какой вираж! Конечно, надёжность страдает, но зато можно пальцы покидать.

"Не понял" (с)
Покажите этот 1%. У меня только прямые потери - 5% от топлива. А с учетом таскания его, топлива этого лишнего, туды-сюды и все 10 получаются

Со 180... У Вас есть доступ к ТЗ?

Нет. Сомневаюсь, что оно вообще у кого-то есть. Но цифра "360" была озвучена многократно.

Где я написал про месяцы? Покажите пальцем, а то не вижу.

Да, пардон.   :oops: Был-с неправ-с, в полемическом задоре прочитал невнимательно. Тогда непонятно об чем спор. Стыковка в "ближней" зоне" всяко меньше 3 суток, 3 суток - уже Луна. Где тут напряг автономки?

Основная проблема - энергопитание. Эта штуковина в пике просит 30кВт. Сейчас остановились на литиевых батареях. Соответсвенно их масса возрастает пропорционально автоному....

Ну какой там автоном? Лететь до верзней границы поясов - это пара часов, так что на стыковку - те же 2-3 суток. Там - хоть залейся липистричеством, 15 мегаватт на борту. Обратно - сутки, уже опять-таки подзаряженным лететь.

Торможение в атмофере с двойным (а то ведь и с тройным может получиться) погружением это просто? А что тогда сложно?

Ну, Аполло со значительно меньшим какчеством садился с почти такой же скорости в одно касание. Не вижу, с чего бы для Клипера понадобилось бы тройное. Вот Союзовская фара - да, возможны варианты...

А остановиться на высокой круговой орбите нельзя, коль скоро затраты РТ практически такие же как и при пролётной траектории? Так не считается? Жаль. А то я думал, что можно ВА подогнать по возвращении. А мы так не играем... Обидно..

А кто Вам сказал, что они такие же? Эта разница в 15 тонн (30-15) вырастет еще раза в 2 за счет отлета от Земли и маневров у Марса.  Итого - не 1-2, а 5% от стартового веса в 600 тонн. А от топлива (300 тонн) - и все 10. "Тут миллиард, там миллиард, глядишь и наберется порядочная сумма" (с) приписывается А.Гринспену.
Плюс - время на скрутку. Каково экипажу болтаться лишних пару месяцев? После полутора лет-то?

Намекаю - 2КС получиться если к грависфере подошли с нулевой скоростью. А тут вроде предлагается пролётная траектория, так что скорость получиться слегонца побольше, а именно

V=sqrt( (2КС)^2 + dV^2 )

Если я что-то смыслю в небесной механике, при обратном перелете на подходе к Земле, ежли не использовать двигатели хоть большой, хоть малой тяги, нужно сбросить примерно столько скорости, сколько требуется для ухода к Марсу "на химии". Это порядка 3.5 км/с (ув. Баллистик может поправить). Не так уж сильно отличается от дополнительных 3.1 км/с Аполло. Может, потребуется усилить теплозащиту, но не в разы.

По закону сохранения энергии. Видимо, моя оценка массы ТЗ оказалась слишком грубой, но даже 1/7 это тоже очень неплохо...

Но уже не в 3 раза, до 45 тонн рост-то, верно? ;-)  Ладно, я согласен на 1/6. :-)

[frost_ii]

Замечательно! Разницы в затратах РТ будет 1-2% (что меньше разницы для различных окон), зато какой вираж! Конечно, надёжность страдает, но зато можно пальцы покидать.

"Не понял" (с)
Покажите этот 1%.

Это, типа, из рассчёта получается. Видимо, Вы что-то не то считаете. С большой тягой мы сначала переходим с круговой орбиты на эллиптическую, а затем с эллиптической обратно на круговую. Или не переходим, экономя топливо. С малой тягой - движемся по спирали. Тут, конечно, возможны варианты, но подползание с "нулевой" скоростью лежит рядом с оптимумом... Несколько процентов разницы - не принципиальны и никто за них биьтся не будет. Особенно если существует кардинальная разница в надёжности.

Со 180... У Вас есть доступ к ТЗ?

Нет. Сомневаюсь, что оно вообще у кого-то есть. Но цифра "360" была озвучена многократно.

А не читайте советских газет перед обедом. (c)

Ну какой там автоном? Лететь до верхней границы поясов - это пара часов, так что на стыковку - те же 2-3 суток. Там - хоть залейся липистричеством, 15 мегаватт на борту. Обратно - сутки, уже опять-таки подзаряженным лететь.

Батарея, а не аккумулятор....

Ну, Аполло со значительно меньшим какчеством садился с почти такой же скорости в одно касание. Не вижу, с чего бы для Клипера понадобилось бы тройное. Вот Союзовская фара - да, возможны варианты...

А дело не в фаре а в скорости.

А кто Вам сказал, что они такие же? Эта разница в 15 тонн (30-15) вырастет еще раза в 2 за счет отлета от Земли и маневров у Марса.  Итого - не 1-2, а 5% от стартового веса в 600 тонн. А от топлива (300 тонн) - и все 10. "Тут миллиард, там миллиард, глядишь и наберется порядочная сумма" (с) приписывается А.Гринспену.

Плюс - время на скрутку. Каково экипажу болтаться лишних пару месяцев? После полутора лет-то?

Четвёртый раз.... Принимаем экипаж на верхней границе и сразу спускаем. ВА доставляем буксиром.

Если я что-то смыслю в небесной механике, при обратном перелете на подходе к Земле, ежли не использовать двигатели хоть большой, хоть малой тяги, нужно сбросить примерно столько скорости, сколько требуется для ухода к Марсу "на химии". Это порядка 3.5 км/с (ув. Баллистик может поправить).

Неправильно. Во-первых, получить столько же, сколько на химии будет весьма затруднительно, ибо баллистика другая.
Во-вторых, летим быстрее, чем на химии.
В-третьих, гасить скорость прийдёться не до круговой....

[Agent]

Двойной вход в атмосферу если и понадобиться, то только для того, чтоб в океан не плюхаться. Это вопрос скорее не к теплозащите, а к СУ.

[frost_ii]

Двойной вход с посадкой в Индийский океан планировался для лунных экспедиций. Двойным он был не для выбора места посадки, а для снижения перегрузок, так как начальная скорость была велика

[Agent]

Двойной вход с посадкой в Индийский океан планировался для лунных экспедиций. Двойным он был не для выбора места посадки, а для снижения перегрузок, так как начальная скорость была велика

А не наоборот? Индийский - одиночный, а двойной - территория СССР

[Fakir]

serb

Нехай себе все эти СБ и жилые блоки летят дальше, а мы аккуратно посадим капсулу с людьми и результатами экспедиции.

Всё же крайне желательно, чтобы марсианский корабль был многоразовым, хотя бы частично ("Энергия", кстати, упирает на многоразовость). Так что тормозить нужно как минимум обитаемые отсеки - для них ресурс на минимум еще одну экспедицию обеспечить проще всего.

[serb]

Так что тормозить нужно как минимум обитаемые отсеки - для них ресурс на минимум еще одну экспедицию обеспечить проще всего.

Хорошо, когда "Электрон" ломается всего в двухстах километрах ;-) от космодрома...

[Bell]

Читаю тут вас и тихо охреневаю  :?  :?  :?

Один предлагает вместо СА взять топливо для торможения всего марсианского экспедиционного комплекса со 2КС для вывода на LEO.
Его идея о челноке для возврата космонавтов напоминает идую стыковать СА Аполлона на обратном пути с Луны  :shock:
Другой собирается за несколько лет (пока ущу не развалятся модули МЭКа) второй рез лететь на Марс...
Третий предлагает сажать астронавтов возвращающихся с Луны со 2КС прямо по баллистической траектории на первом нырке...


Мрак...
Ребята, мне за вас страшно...