Старт марсианского корабля с ОЛО или L2

[саша]

Почему? Перигей ниже 200 км не опускать , и получим в нём 11 км/с (если ничего не путаю).

а Старый скажет - вот они какие, сторонники ПК. :cry:

[Agent]

Мой поинт в том, что стартовать на ЭРД с людьми както долго.
А так неспеша, но с высоким УИ подымаем корабль и топливо как можно выше. Потом садим людей и с помощью ЖРД быстро "тормозим" к Земле, отбираем ее импульс (сколько - я не знаю как считать) и улетаем к Марсу. Далее уже  ЭРД.

[Павел73]

Но я правильно сказал или неправильно? :roll:  Вот предположим, что на Луне уже есть промышленная инфраструктура, достаточная для сборки 90-95% массы блоков марсианского корабля и запуска их на ОЛО. Первая космическая для Луны 1,68 км/с, и у неё нет атмосферы. В результате масса выводимой на ОЛО ПН будет не 3-5% от стартовой (как на Земле) а 50%. Далее собираем их этих блоков 500-тонный МЭК, подразгоняем его всего лишь на 0,7 км/с (до лунной параболической скорости); он устремляется к Земле, проходит перигей на 200 км, разогнавшись до 11 км/с, даём ещё один небольшой доразгонный импульс, и всё - пшёл к Марсу! Можно открывать регулярные рейсы и начинать строить марсианскую базу.  

Не так? :roll:

[SpaceR]

Ну ничего, разумно.

Подумайте еще раз.

Подумал

Бросьте, Bell   я Вас достаточно давно уже знаю, общались тут не раз.

Всё Вы прекрасно поняли, если прочли все 3 поста.
Я же вижу, что Вы решили "включить тролля" - в Вашей аргументации подтасовки видны, а положительных сторон Вы "не замечаете"  (уточняю - это имхо).
А на тролльство мне время тратить не хочется, извините.
Тот кто захочет увидеть - увидит.

[SpaceR]

По подсадке экипажа в МЭК на высокой орбите вопросов нет, но это не ради экономической выгоды, а для быстрого прохождения "живого материала" через радиационные пояса и сокращения общего времени полета для людей. А вот тащить туда топливо, используя какие-то там буксиры... Чем это выгоднее того, что это же топливо доедет туда в баках самого МЭК?

Ответ на этот логичный и ожидаемый вопрос в первых постах уже есть.
Вы не заметили?

И, наконец, высокая орбита - это никак не окололунная. Это просто круговая высокая орбита.

Можно и "просто орбиту", в конце концов. Но точку L2 МЭКу всё равно придётся проходить "по дороге". Если при этом ещё делать разгон в сторону Луны, то можно получить некоторый прирост скорости от гравиманёвра.

[SpaceR]

Луна способна добавить 1 км/c.
Пендоряя вместо этого на ЛОС -- мы теряем и его, и две разницы между Лунной первой и второй космической.
Терять почти три километра в секунду? Бред.

Если использовать ОЛО - некоторые потери, конечно, будут, но ни к чему тащить весь МЭК к ЛОС, тем более что её целесообразность разделяют не все, да и особой помощи для МЭК я от неё пока не вижу.
Орбита старта для МЭК (ОЛО) может быть и эллиптической, с недобором до параболы всего ~100-150 м/с. Соответственно потери составят не более удвоенной этой величины, и с учетом раздельной доставки и прочих вышеописанных преимуществ они компенсируются.
Но ОЛО - это просто как вариант. Можно и с Л2 (см. выше  :roll: ).

Насчёт прироста от Луны - явно преувеличиваете.
Да и вообще не совсем понятно, какими могут быть эти величины от гравиманёвров - с учётом постепенного разгона МЭК на малой тяге количество возможных траекторий заметно сокращается.

[Bell]

Ну ничего, разумно.

Подумайте еще раз.

Подумал

Бросьте, Bell   я Вас достаточно давно уже знаю, общались тут не раз.

Всё Вы прекрасно поняли, если прочли все 3 поста.
Я же вижу, что Вы решили "включить тролля" - в Вашей аргументации подтасовки видны, а положительных сторон Вы "не замечаете"  (уточняю - это имхо).
А на тролльство мне время тратить не хочется, извините.
Тот кто захочет увидеть - увидит.

Вообще-то я ничего не включал и хотелось бы увидеть ответ по-существу  :roll:

[SpaceR]

Но я правильно сказал или неправильно? :roll:  Вот предположим, что на Луне уже есть промышленная инфраструктура, достаточная для сборки 90-95% массы блоков марсианского корабля и запуска их на ОЛО. Первая космическая для Луны 1,68 км/с, и у неё нет атмосферы. В результате масса выводимой на ОЛО ПН будет не 3-5% от стартовой (как на Земле) а 50%. Далее собираем их этих блоков 500-тонный МЭК, подразгоняем его всего лишь на 0,7 км/с (до лунной параболической скорости); он устремляется к Земле, проходит перигей на 200 км, разогнавшись до 11 км/с, даём ещё один небольшой доразгонный импульс, и всё - пшёл к Марсу! Можно открывать регулярные рейсы и начинать строить марсианскую базу.  

Есть предложение в этой теме обойтись без использования внешних ресурсов Луны, пока рассматриваем пуск первого МЭК с прицелом в основном на "попроще и подешевле". Ну и с учётом ещё некоторых удобств.

[SpaceR]

Вообще-то я ничего не включал и хотелось бы увидеть ответ по-существу  :roll:

Хм, тогда прошу прощения, мож показалось.  :oops:
Счас наклепаю.

[V.B.]

По подсадке экипажа в МЭК на высокой орбите вопросов нет, но это не ради экономической выгоды, а для быстрого прохождения "живого материала" через радиационные пояса и сокращения общего времени полета для людей. А вот тащить туда топливо, используя какие-то там буксиры... Чем это выгоднее того, что это же топливо доедет туда в баках самого МЭК?

Ответ на этот логичный и ожидаемый вопрос в первых постах уже есть.
Вы не заметили?

Имеете в виду это? :

Ну а главное (пункт номер 0) - что таким же рейсом можно доставить к ММК и дополнительное топливо, чтобы восполнить расход на участке полёта от НОО к орбите старта к Марсу.
Именно факт дозаправки - при оптимизации его параметров в зависимости от возможностей используемых транспортных средств - позволит существенно сократить общую массу ММК и, соответствено, размеры, массу и мощность его основной ДУ.  

Думаю, что мощность ДУ определяется баллистикой межпланетного полета, а не раскруткой у Земли. Пусть МЭК будет тяжелее на НОО из-за того, что включает запас рабочего тела на раскрутку. Ну и что? Просто времени на раскрутку потребуется больше при той же мощности ДУ, значит начнут раскрутку раньше - и всё.

[SpaceR]

Итак есть 2 варианта:
1) Стартовать целиком с некоей невысокой с околоземной сборочной орбиты (когда там экипаж подсядет - не важно)
2) Поднимать МЭК своим ходом до какой-то высокой орбиты, а потом заправить его там для перелета

В первом случае имеем:
- МЭК 1 шт., рассчитанный на перелет до Марса и обратно
- топливо на весь перелет, примем его за 1 (единицу)
- время экспедиции с учетом раскрутки до орбиты Луны - 2,5 года

Во втором:
- МЭК 1 шт., рассчитанный на перелет до Марса и обратно
- 2 "комплекта" топлива на перегон МЭКа до Луны и на остальной полет, порядка 0,8
- время экспедиции с начала перегона готового МЭКа к Луне - порядка 2,2 лет
- несколько ЭРД-буксиров для доставки сотен тонн топлива к Луне
- топливо для буксиров, с учетом их возвращения на ЛЛО

Итого имеем одинаковый МЭК, сокращение сроков экспедиции, некоторый геморрой со стыковкой полных баков на очень высокой орбите (радиация), неочевидный результат по рабочему телу для всех участвующих ЭРД-двигателей, но главное - во втором случае необходим флот ЭРД-буксиров!

Первое. МЭКи разные. Во втором случае он существенно меньше по массе, мощности и габаритам ДУ. И по стоимости тоже - см. сообщение 3.

Мне даже думается, что для ДУ такого МЭК хватит 3-4 штук ЯЭУ от "буксира Коротеева", уже разработанных и изготавливаемых в количестве (на тот момент, естественно ). Радиатор, конечно, нужно будет переделать.
Этот же "буксир Коротеева" предполагается использовать и для доставки топлива к орбите старта. Думаю, двух штук должно хватить, сделают по 2-3 рейса к L2 и назад. Так что они и заменят "флот ЭРД-буксиров". Зато можно обойтись без создания мощной и крупногабаритной ЭРДУ для МЭК "с нуля".

Второе. Топливо Вы посчитали как-то стрянно, Максим, может сами расшифруете?
Выигрыш за счёт ступенчатости разгона и сокращения массы ЭРДУ не забудьте учесть.

некоторый геморрой со стыковкой полных баков на очень высокой орбите (радиация)

Тут вообще не понимаю на что намёк.

[SpaceR]

При сборке МЭК на ОИСЗ ввести в его состав незаправленный разгонник на ЖРД. Сухая масса такого незаправленного разгонника может быть относительно невелика в сравнении с массой МЭК. После доставки МЭК в  "более-менее стабильную точку/орбиту, к которой летают для других задач" (например ОЛО) вместе с остальными вышеописанными процедурами заправить разгонник ЖК/ЖВ произведенными на Луне и использовать его как дополнительную разгонную ступень при отлете к Марсу... :roll:

Ну, топливо с Луны - пока что "лишняя сущность". Не факт, что оно окажется экономически выгодным или хотя бы будет (в достаточных объёмах) на момент старта первого МЭК.
В более позднее время - вполне да.

Кстати, а в качестве РТ для VASIMRA вроде бы водород тоже рассматривается, и причём как самое эффективное РТ ?
Вот тогда-то запасы лунного льда и начнут работать на нас.

[Back-stabber]

Ничего она не способна добавить. Разгонный гравманевр "через Луну" - копеечный.

Проверяли?  :lol:

[SpaceR]

... и с помощью ЖРД быстро "тормозим" к Земле, отбираем ее импульс (сколько - я не знаю как считать) и улетаем к Марсу. Далее уже  ЭРД.

"Отбираем импульс" -это как? Как Мюнхгаузен сам себя из болота?  

Находясь внутри поля тяготения Земли никакой её импульс отобрать у Вас не получится.
Ещё точнее - он у Вас уже есть. Чтобы взять ещё, нужно сперва покинуть поле тяготения. К примеру, как Galileo, который отбирал кусочек импульса у Земли дважды (и ещё кусочек - у Венеры).

[Back-stabber]

Да и вообще не совсем понятно, какими могут быть эти величины от гравиманёвров

Кому как. "Не совсем понятно" в смысле.
По мне -- так в точности равны скорости орбитального движения тела (ну да, за вычетом изменеия вектора его собственного движения...), относительно которого осуществляется манёвр.

Вот представьте себе.
Падаем мы на некое тело с параболической скоростью. (да, _ровно_ параболической.)
Поверхности понятное дело не касаясь. (больно ибо)
Как и _в_какую_сторону_ будет направлен вектор нашего движения после "выхода" из гравитационного поля тела?

[SpaceR]

Думаю, что мощность ДУ определяется баллистикой межпланетного полета, а не раскруткой у Земли.

Оп-па...
Да, признаю, такой расклад мне в голову не пришёл.  :?
Привык из ракетного опыта считать, что максимальная тяга требуется прежде всего на ракетном участке.

Если подумать - то похоже Вы правы, определяется потребным ускорением межпланетного перелёта...
Тогда это лишает идею её главного козыря. Все прочие бонусы - в общем-то, мелочи.

[Back-stabber]

Нет у кого "Труды МАИ" за номером 50 в электрическом виде?
На сайте пока(?) не выложен..

Конкретно по теме -- "Гравитационный маневр у луны при межпланетных перелетах космического аппарата с малой тягой"

В английской аннотации заинтересовало

As an example of application techniques, analyzed the Earth –Moon - Mars trajectory for space transportation system, based on launch vehicle "Soyuz2-1b" and upper stage "Fregat".We present estimates of the gains in the final mass of the spacecraft, which can be obtained through the use of lunar gravity assist for this flight.

:roll:

[Back-stabber]

Насчёт прироста от Луны - явно преувеличиваете.

Преуменьшал.
Как выяснилось.
1.68 км/с на самом деле. :wink:

[SpaceR]

Да и вообще не совсем понятно, какими могут быть эти величины от гравиманёвров

Кому как. "Не совсем понятно" в смысле.
По мне -- так в точности равны скорости орбитального движения тела (ну да, за вычетом изменеия вектора его собственного движения...), относительно которого осуществляется манёвр.

Вовсе нет.
Во-первых, удвоенной скорости, а во-вторых - это только в идеальном случае подхода на параболической скорости. И главное - в направлении, противоположном скорости подхода.
В целом эти ограничения существенно сокращают возможные манёвры - не всегда можно подойти к Луне с нужной стороны - для разгона в требуемом направлении.

Вот представьте себе.
Падаем мы на некое тело с параболической скоростью. (да, _ровно_ параболической.)
Поверхности понятное дело не касаясь. (больно ибо)
Как и _в_какую_сторону_ будет направлен вектор нашего движения после "выхода" из гравитационного поля тела?

Всё это верно, но - см. выше.
Фактически все гравиманёвры делаются на гиперболе. При этом величина реально достижимого прироста определяется набором возможных траекторий подлёта.
Которые, кстати, вдобавок ограничены достижимой точностью определения положения КА и минимально допустимой высотой пролёта.

[Back-stabber]

В целом эти ограничения существенно сокращают возможные манёвры - не всегда можно подойти к Луне с нужной стороны - для разгона в требуемом направлении.

Луна-то -- крутиться.
Подождём.

И что там сложного? У меня и "на глазок" получалось... :roll:
Да и НПОиЛ через гравманёвр в L2 З-С вроде лететь собирается...