Переписка с Роскосмосом

[mihalchuk]

Штуцер пишет:
Спасибо. О какой топливной паре в принципе идет речь?

В контексте - ЖК+ЖМ (метан).

[Штуцер]

mihalchuk пишет:
В контексте - ЖК+ЖМ (метан).

И есть реальные решения, как это будет храниться на орбите?
Как решены вопросы стыковки, дозапарвки?

[mihalchuk]

Штуцер пишет:

mihalchuk пишет:
В контексте - ЖК+ЖМ (метан).

И есть реальные решения, как это будет храниться на орбите?
Как решены вопросы стыковки, дозапарвки?

Вы бы ещё спросили, есть ли реальное финансирование? Не вижу нерешаемых проблем.

[Штуцер]

mihalchuk пишет:
Не вижу нерешаемых проблем.

Конечно. Технократ придерживается той же точки зрения.
Еще один вопрос.
Анализировали, чем будет наддуваться ЖК+ЖМ (метан) на верхних ступенях ракет и на КА?

[mihalchuk]

А вот здесь вижу проблемы. Возможно, азот. Но тут нет места волевым решениям, всё должно определяться оптимизацией при проектировании. Мечта, конечно, наддувать газообразными компонентами. Несбыточная мечта - наддувать бак горючего генераторным газом.

[Global Ural]

Роскосмос из-за вас перестал финансировать НК

[mihalchuk]

По наддуву - наиболее желательно наддувать нагретыми компонентами. Тогда: во-первых,, сходится баланс. Во-вторых, газы наддува можно использовать, как топливо для разгона. В-третьих, в баках грузового варианта блока после отключения двигателя давление сначала начнёт падать. И упадёт до давления пара (что может быть не очень хорошо с точки зрения прочности.
В баках с наддувом азотом или гелием (или водородом) давление будет также уменьшаться из-за захолаживания газов наддува остатками топлива, уменьшится в разы, но не до давления пара, и не так быстро. Если давление превысит критический уровень, то придётся газы стравливать за борт, и в последнем случае это будут большей частью газы наддува. Но у нас их изрядный запас в грузовых блоках, так что, скорее будет избыток. Собираемые газы будут загрязнены компонентами, поэтому потребуются раздельные системы наддува для баков горючего и окислителя (потому и был упомянут водород). Избытки газов наддува могут быть использованы в термическом двигателе для поддержания орбиты станции или для компенсации вращательных воздействия. Так что если газы наддува, то водород + гелий. Но решающее слово будет сказано при проектировании.

[Штуцер]

mihalchuk пишет:
По наддуву - наиболее желательно наддувать нагретыми компонентами.

Откуда же возьмется давление перед следующим включением?
В общем, глядя со стороны, Ваша схема умозрительна и не проработана. Соответственно, ее реализуемость - под большим вопросом.

[mihalchuk]

Штуцер пишет:

mihalchuk пишет:
По наддуву - наиболее желательно наддувать нагретыми компонентами.

Откуда же возьмется давление перед следующим включением?
В общем, глядя со стороны, Ваша схема умозрительна и не проработана. Соответственно, ее реализуемость - под большим вопросом.

И это всё? Там ещё полно вопросов будет. Да, схема не проработана, ну и что?
Если наддувать нагретыми компонентами, то нужно иметь для запуска газовую подушку, пусть - небольшую или ТЭН в баке/присоединённой ёмкости (не обязательно электрический). Это чтобы блок сработал при выведении. При старте в космосе - то же самое. Заметим - первый блок при старте к Луне включается один раз и отрабатывает полностью. Повторное включение требуется для второго блока меньших размеров. Поэтому решения для блоков могут быть и разные. Но есть ещё вариант, который хотелось бы попробовать. Это запуск двигателя при давлении пара в баках. На малом блоке предполагается один маршевый двигатель, значит, нужен и рулевой. Вот его-то и приспособить под этот режим запуска. Конечно, жуть, но движок-то маленький.
Ещё момент: всегда ли возможно такое падение давления? Это же смотря куда мы садиться решили. Там в большинстве случаев можно сделать не более полувитка между включениями. Правда, это лихо смотреться будет...

[АниКей]

ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ ХРАНИЛИЩ СПГ В СОСТАВЕ НАЗЕМНОГО ТЕХНОЛОГИЧЕСКОГО ОБОРУДОВАНИЯ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИХ КОМПЛЕКСОВ
И.В. Бармин, Н.С. Королев, В.В. Чугунков
МГТУ им. Н.Э. Баумана
sm8@sm8.bmstu.ru
Одним из наиболее масштабных проектов в развитии отечественной космонавтики в настоящее время является создание космодрома «Восточ-ный», на котором осуществляется строительство наземных комплексов для РКН «Союз-2» и в ближайшее время будут построены объекты наземной ин-фраструктуры для РКН «Ангара». На космодроме «Восточный» также наме-чено создание наземных комплексов для семейства РКН сверхтяжелого клас-са и многоразовой ракетно-транспортной системы, у которых ракетные бло-ки первой ступени могут быть оснащены двигательными установками, функ-ционирующими на новом ракетном горючем – сжиженном природном газе (СПГ) в паре с окислителем - жидким кислородом. Применение...

[Туфи]

I will most likely be wrong here for writing about this but regarding pressurization of tanks with propellants there is a story saying that on Sineva rockets it is solved with injecting small volume of respective complementary propellant components inside the other component tank generating a nitrogen gas. Sound crazy but from my point of view if it is working do not fix it. I would expect some turbine propellant pump exhaust gas to be injected there but as it is not my field of work I do not dare to either deny or confirm anything. As Sineva has also rocket engine chamber inserted inside the tank someone could also design a engine working cycle around it by using for instance decomposition of hydrazine based propellants to nitrogen, methane and/or hydrogen to pressurize the tank but then you have to pressurize other tank separately somehow. Oxygen and methane (somehow I think methane is smaller problem) are not that good regarding shelf-life of components due to temperature regulation problems and lose but UDMH that Sineva use is not supposedly that space radiation stable too so if long storage is expected its a dead race. I hope this make any sense to those interested in this topic.

[Штуцер]

Туфи пишет:
As Sineva has also rocket engine chamber inserted inside the tank

Ага. При этом образуется такой коктейль всякой дряни, который двигатель не захочет кушать. Спасает только то, что это происходит в пределах одного включения и отравленные поверхностные слои топлива все равно отсекаются.
Синева тут не пионер. Любой газогенераторный наддув дает то же самое.

[Туфи]

Штуцер пишет:

Туфи пишет:
As Sineva has also rocket engine chamber inserted inside the tank

Ага. При этом образуется такой коктейль всякой дряни, который двигатель не захочет кушать. Спасает только то, что это происходит в пределах одного включения и отравленные поверхностные слои топлива все равно отсекаются.
Синева тут не пионер. Любой газогенераторный наддув дает то же самое.

Thank you for reply! At least I know that my guess what is going on there are on the right path. It is also as you mentioned it "fire and forget" method.

[mihalchuk]

Туфи пишет:
I will most likely be wrong here for writing about this but regarding pressurization of tanks with propellants there is a story saying that on Sineva rockets it is solved with injecting small volume of respective complementary propellant components inside the other component tank generating a nitrogen gas. Sound crazy but from my point of view if it is working do not fix it. I would expect some turbine propellant pump exhaust gas to be injected there but as it is not my field of work I do not dare to either deny or confirm anything. As Sineva has also rocket engine chamber inserted inside the tank someone could also design a engine working cycle around it by using for instance decomposition of hydrazine based propellants to nitrogen, methane and/or hydrogen to pressurize the tank but then you have to pressurize other tank separately somehow. Oxygen and methane (somehow I think methane is smaller problem) are not that good regarding shelf-life of components due to temperature regulation problems and lose but UDMH that Sineva use is not supposedly that space radiation stable too so if long storage is expected its a dead race. I hope this make any sense to those interested in this topic.

Решение в Синеве - это нетривиальный технический ход, и он себя оправдал. Тут благоприятно то, что компоненты высококипящие и самовоспламеняющиеся. На топливе СН4+О2 можно получить генераторный газ, где приемлемые компоненты Н2+СО будут составлять до 96%, но остальные 4% всё портят. Это в-основном Н2О, и получится твёрдый осадок, который в ж. О2 будет плавать, а в ж. СН4 - тонуть. В любом случае рано или поздно его засосёт в двигатель.

[mihalchuk]

Рогозин об СТН:

Спойлер

21 января 2015, 00:01 | Наука | Иван Чеберко
Россия может отложить освоение Луны
Экспертный совет Дмитрия Рогозина раскритиковал амбициозные планы Роскосмоса по созданию лунного корабля и сверхтяжелой ракеты

Экспертный совет председателя коллегии Военно-промышленной комиссии РФ раскритиковал проект федеральной космической программы на ближайшее десятилетие (ФКП), предложенный Роскосмосом. Совет рассматривал ФКП по поручению вице-премьера Дмитрия Рогозина, курирующего ракетно-космическую отрасль. Вице-премьер хотел получить альтернативное мнение по самому амбициозному и ресурсоемкому проекту ближайших лет — пилотируемому полету к Луне с последующей высадкой на спутник Земли и организацией там обитаемой базы. Для этого в ракетно-космической корпорации «Энергия» уже создается пилотируемый транспортный корабль (ПТК), он должен стартовать в 2021 году без людей, а в 2024 году — с людьми (в орбитальную экспедицию). В 2030 году планируется направить ПТК к Луне — для этого еще предстоит сделать новую ракету-носитель сверхтяжелого класса, способную выводить на орбиту Земли 80-тонный корабль в лунной экипировке.

Экспертный совет раскритиковал лунный проект Роскосмоса главным образом в вопросах экономической состоятельности.

«Для сверхтяжелого носителя с грузоподъемностью 80–90 т невозможно найти коммерческих нагрузок, — говорится в заключении совета. — Носитель подобной размерности будет стартовать в лучшем случае два раза в год. Из-за необходимости поддерживать инфраструктуру, производственные мощности, коллективы накладные расходы сделают сверхтяжелый носитель очень дорогим. Исторический опыт показывает, что даже успешные проекты сверхтяжелых носителей (такие как SaturnV и «Энергия») были закрыты по экономическим и политическим причинам с приходом очередного кризиса. Ракета, применяемая в лунной программе, должна эксплуатироваться и в качестве коммерческого носителя, что позволит переносить периоды кризисов и уменьшения государственного финансирования».

На начало работ по созданию лунной сверхтяжелой ракеты Роскосмос заложил в проекте ФКП на 2016–2025 годы 214,6 млрд рублей. Притом что основная часть финансирования сверхтяжелого носителя приходится на следующий этап ФКП (2026–2035 годы), когда предполагается создание ракеты грузоподъемностью 160–180 т. С ее помощью можно будет отправить к Луне пилотируемый корабль вместе с посадочным модулем. Создание ракеты подобного класса с нуля может стоить более 1 трлн рублей.

Еще порядка 200 млрд рублей из госбюджета потребуется на создание ПТК: по подсчетам РКК «Энергия», бюджет создания комплекса ПТК (кроме самого корабля он включает ракетный блок аварийного спасения, сборочно-защитный блок и комплекс наземных средств) составляет 160 млрд рублей в ценах 2012 года. Идея создания нового корабля также встретила критику экспертного совета: «Непонятно, для каких целей и задач служит новый корабль — если первый пилотируемый полет запланирован на 2024 год, то куда он будет летать в случае прекращения эксплуатации российского сегмента МКС?»

По мнению экспертов, суммированному в отчете для Дмитрия Рогозина, целесообразность применения одного и того же корабля и для околоземной орбиты, и для Луны далеко не ясна: «Неочевидны преимущества по сравнению с «Союзом» при большей массе, отсутствии бытового отсека, необходимости создания новой ракеты-носителя».

Источник «Известий» в Роскосмосе предположил, что появление отчета экспертного совета сейчас может дать основание для значительной ревизии планов покорения Луны — уже в ближайшее время, когда пройдет решающее обсуждение бюджета ФКП, предложенного Роскосмосом. Тем более что вопрос снижения бюджетов стоит сейчас весьма остро: Минфин требует урезания госрасходов на 10% от ранее согласованных объемов в этом году и как минимум на 10% — в следующем. Секвестр лунных программ может заметно облегчить бюджет ФКП — на 30–40% от запланированных 2,3 трлн рублей на 2016–2025 годы. При этом останутся деньги на решение более утилитарных задач, таких как создание новых спутников связи, навигации, дистанционного зондирования Земли.

— Сверхтяжелый носитель и новый космический корабль — это средства решения каких-то задач, — говорит член-корреспондент Российской академии космонавтики имени Циолковского Андрей Ионин. — А когда задачи четко не сформулированы, нельзя оценивать целесообразность создания тех или иных средств. Государству сверхтяжелый носитель точно не нужен, как и база на Луне, — у государства там задач сегодня нет. Всё, что мы слышали до этого — про возможность добычи там полезных ископаемых и туристических поездок, — пока не вписывается в бизнес-планы.

Читайте далее: http://izvestia.ru/news/582038#ixzz3PQUTqODe

[свернуть]

[mihalchuk]

Президенту России
Путину Владимиру Владимировичу
от Михальчука Михаила Владимировича

enextec@mail.ru

                                             Уважаемый г-н Президент!

24.12.2014 мной получено сообщение исх. № А26-09-119963591:
«Ваше обращение в адрес Администрации Президента Российской Федерации, направленное 01.12.2014 г., полученное 02.12.2014 г. в форме электронного документа и зарегистрированное 03.12.2014 г. за № 1199635, рассмотрено. В целях объективного и всестороннего рассмотрения Вашего обращения в Федеральном космическом агентстве были запрошены необходимые документы и материалы. Полученные документы и материалы, необходимые для объективного и всестороннего рассмотрения Вашего обращения, позволяют сделать вывод, что Вам дан ответ по существу поставленных в Вашем обращении вопросов, содержащий правовое обоснование принятого по Вашему обращению решения.»
09.01.15 г. от Федерального космического агентства (Роскосмоса) получено письмо исх. № УСП-12301 от 17.12.14  с двумя приложениями:
   Заключение Центрального научно-исследовательского института машиностроения (ЦНИИмаш);
   Заключение Управления средств выведения и наземной космической инфраструктуры (УСВиНКИ).
   Эти документы посвящены моим предложениям, содержащимся в Технической записке, приложенной к обращению рег. № 1199635 от 03.12.2014, и, по-видимому, это и есть те материалы, которые упоминаются в сообщении исх. № А26-09-119963591.
       Анализ Заключений показал следующее:
1. Технические предложения рассмотрены невнимательно, из-за чего часть Заключения УСВиНКИ посвящена анализу технических идей, не содержащихся в Технической записке и не имеющий ко мне отношения. Текст на 4-й странице Заключения УСВиНКИ имеет смысловой разрыв с текстом на 3-й странице, по-видимому часть текста утрачена при перепечатке начистовую, а само Заключение не имеет подписей (анонимно).
2. Полученные документы не позволяют всесторонне рассмотреть сделанные предложения, так как не охватывают важнейшие вопросы из Технической записки. Проигнорированы концептуальные и методологические вопросы, проектные риски, вопросы стоимости, дополнительные технические возможности.
3. Анализ сделанных замечаний показал, что они не являются решающими возражениями сделанным предложениям. Затронутые в них проблемы либо второстепенны, либо незначительны, либо отсутствуют, а некоторые утверждения — голословны.
4. Авторы Заключений делают выводы по некоторым техническим вопросам, основываясь на представлениях, но непонятно, что это такое.
5. В подходах к проблемным вопросам у авторов Заключений проявляется технобоязнь.
   Ниже приведён подробный разбор Заключений, замечания от их авторов выделены тёмно-синим цветом и взяты в кавычки, орфография сохранена.
   Добавлю, что считаю неудовлетворительным и письмо Роскосмоса, посвящённое моему обращению в адрес Президента от 06.05.2013, рег. № 436541. Единственным значимым итогом этого письма была надежда на то, что в Роскосмосе займутся поставленными вопросами, проведут поиск и сравнительный анализ иных вариантов решения задачи. Из последнего письма мне стало ясно, что ничего подобного не проводилось. На сегодня ситуация поменялась, из семи выдвинутых в обращении против создания сверхтяжёлого носителя (СТН) возражений начал действовать фактор возражения по п.2:
2. Недооценка рисков.
Почти все затраты на СТН являются рисковыми вложениями средств. ...
Причины прекращения использования СТН могут быть следующие:
- прекращение финансирования из-за сокращения доходов бюджета...
Кроме того, начали подтверждаться оценки, сделанные в возражении по п.1 (1. Недооценка экономической нагрузки): затраты на стартовый комплекс 240 млрд. руб., создание носителя — не менее 150 млрд. руб. (по методу К.П.Феоктистова 20*7,5=150, где 7,5  млрд. руб. - указанная стоимость носителя), плюс некоторые затраты на удалённую инфраструктуру хорошо коррелируют с заявкой Роскосмоса — 500  млрд. руб. (http://izvestia.ru/news/575302)
   Статья по приведённому выше адресу ссылается на проект Федеральной космической программы (ФКП) на 2016–2025 годы, и в ней же говорится о предстоящей разработке кислородно-метанового ЖРД для первой ступени СТН (в статье — на природном газе). Если это действительно так, то его тяга должна составить от 300 до 800 тс, и тогда акцентация внимания авторов Заключения УСВиНКИ на сложности и стоимости разработки кислородно-метанового ЖРД тягой 30 тс, при том, что вместо него планируется разработка на порядок более мощного, выглядит странно.
   В связи с вышеизложенным, моё обращение, зарегистрированное 03.12.2014 г. за № 1199635, по прежнему остаётся актуальным. Прошу вернуться к его рассмотрению.


С уважением, Михальчук Михаил Владимирович, инженер
enextec@mail.ru,
19.01.2015


                                            Анализ заключения ЦНИИмаш

   «Рассматриваемая автором схема транспортной операции Земля-Луна по сути является одной из разновидностей так называемых многопусковых схем транспортировки на высокоэнергетические орбиты, при которых элементы отлётного комплекса доставляются на низкую стартовую орбиту раздельно с последующей орбитальной сборкой. ... Понятно, что переход от прямой схемы к многопусковым влечет за собой снижение надёжности. Применительно к пилотируемым полётам на Луну исследовались различные многопусковые схемы, в том числе и с орбитальной дозаправкой.»

   Есть обоснованные сомнения в качестве исследования схем с использованием орбитального заправочного комплекса (ОЗК) в ЦНИИмаш (отсутствие адекватной классификации схем полётов). В этой части Заключения сделано явно некорректное обобщение, после чего свойства многопусковых схем были неоправданно спроецированы на схему с использованием ОЗК. Именно по своей сущности схему с использованием ОЗК нельзя приравнивать к многопусковым из-за ряда существенных отличий. По объективным критериям (критичность этапов, общая надёжность и др.) схема с выведением через ОЗК ближе к одно- или двух-, чем к многопусковой.
Надёжность. Ниже приведена таблица, иллюстрирующая надёжность однопусковой, двухпусковой, и схемы с использованием ОЗК (двухпусковой). При этом учтено, что РН «Ангара» будет отработана в коммерческих пусках, а третья ступень РН «Союз» - в доставке топлива на ОЗК; перелёт к ОЗК технически отработан, а его надёжность поддержана буксиром. Надёжность стыковки двух блоков на лунной орбите оценена оптимистично при условии, что оба блока во время стыковки могут быть активными.

	миссия	предложенная(ОЗК)	двухпусковая	однопуск
	этапыV	"Союз"+"Ангара"	СТН80+СТН80	СТН160
	ступени РН кроме последней	0,995/0,990	0,970/0,970	0,960
	последняя ступень РН	0,990/0,980	0,980/0,980	0,980
	перелёт к ОЗК	0,992/0,990	1,000/1,000	1,000
	запуск ДУ при старте к Луне	0,985	0,985/0,985	0,985
	отработка разгонного блока	0,995	0,995/0,995	0,955
	торможение и выход на лунную орбиту	0,990	0,990/0,990	0,990
	сближение и стыковка на лунной орбите	1,000	0,990	1,000
	общая надёжность	0,911(0,925)	0,842	0,913

   Из таблицы видно, что двухпусковые (а, тем более, многопусковые) схемы значительно уступают в надёжности однопусковой, но двухпусковая с использованием ОЗК — не уступает! Необходимо разобраться в расхождении оценок и сделать ревизию проводившихся в ЦНИИмаш исследований по этой тематике.
   Но важна не только общая надёжность, но и потери, вызываемые нештатными ситуациями.
   В однопусковой схеме при аварии на любом этапе потери 100% матчасти.
   В двухпусковой схеме при аварии первого носителя потери 50% матчасти, при аварии второго — с высокой вероятностью 100%.
   В двухпусковой схеме с использованием ОЗК авария грузового носителя с топливом не влияет на надёжность миссии, но увеличивает среднюю стоимость заправляемого на ОЗК топлива.
   Авария ДУ разгонного блока при включении и на первых секундах полёта даёт возможность вернуть комплекс на ОЗК, слить топливо (при необходимости) и устранить причину отказа. В некоторых случаях придётся заменить только разгонный блок. То есть, с высокой вероятностью речь идёт не о прекращении миссии, а об её отсрочке. Поэтому в таблице приведены два значения общей надёжности для этой схемы — с учётом аварии такого типа и без. В остальном:
   При аварии одного из носителей или недостижении ОЗК теряется соответствующая размеру РН доля полезной нагрузки и 1/15 или 1/6 от матчасти средств выведения для РН «Союз» и РН «Ангара» соответственно. При аварии после начального этапа разгона к Луне потери матчасти — 100%, но вероятность такого исхода невелика (1,5%), и значительно меньше, чем у двухпусковой схемы.

   «Предпочтение отдаётся в настоящее время схемам с автоматической стыковкой блоков (заправленных) отлётного комплекса на низкой околоземной орбите. Сама автоматическая стыковка КА на орбите ИСЗ — достаточно хорошо отработана, и в целом принципиальных и  технических проблем данная схема не выдвигает.»

   Эта часть замечания неконкретна. Трудно представить сборку 160-тонной конструкции на орбите из восьми 20-тонных блоков. Если речь идёт, например, о стыковке двух 80-тонных блоков, то сравнение с моими предложениями некорректно: тогда существенным моментом становится разработка СТН 80-тонной грузоподъёмности, а не стыковка 80-тонных блоков, которая на самом деле ещё не отработана. В такой схеме не будет особых сложностей, только если не считать средства. Тогда для синхронного пуска потребуется два стартовых комплекса СТН, так как на восстановление одного после пуска, установки нового носителя и проведения предпусковых операций потребуется не меньше двух недель. За такое время непременно возникнут проблемы с хранением топлива на уже запущенном орбитальном блоке, не обеспеченном поддерживающими мощностями ОЗК.
   Но, что важнее, такая концепция многопусковой схемы является примитивной и не даёт ничего, кроме решения целевой задачи. Она годится для разовых миссий, не имеющих продолжения, и не имеет перспективы развития.

    «В противоположность этому, схема с дозаправкой представляется весьма проблемной. Среди основных её недостатков можно указать следующие:
1. Технология перекачки больших масс криогенного топлива в условиях невесомости в настоящее время совершенно не освоена, достаточно сложным является и обеспечение длительного хранения криогенного топлива на ОЗК.»

   Это замечание отражает не недостаток предложенной схемы, а недостатки работы ЦНИИмаш. О том, что применение криогенных компонентов для пилотируемых полётов в дальний космос неизбежно, сказано в Технической записке. Важнейшим аргументом в пользу этого является надёжность их длительного хранения и относительная простота заправки.

   «2. Обеспечение оперативности запусков КА к Луне или планетам с заправкой на ОЗК может быть проблематичным по следующим баллистическим соображениям. Эффективный разгон КА с ОИСЗ к Луне или к планете — это манёвр, траектория которого лежит  в плоскости ОИСЗ. Сама эта плоскость (т. е. положение ее линии узлов в плоскости земного экватора) должна быть ориентирована относительно неподвижного пространства в строго определённом направлении, так, чтобы обеспечить встречу КА с намеченным небесным телом. При обычном старте РН с Земли выход в любую стартовую плоскость ОИСЗ обеспечивается за счёт вращения Земли выбором времени старта в любые сутки. Ориентация же плоскости орбиты ОЗК формируется при его создании и далее просто медленно меняется по вполне определённому закону вследствие прецессии. Для оптимальности перелёта необходимо достаточно близкое совпадение этой плоскости (...) с требуемой плоскостью перелета, при этом время старта должно быть оптимальным с точки зрения баллистики перелёта Земля-Луна (планета). Такое сочетание возможно лишь в редких случаях.»

   Авторы Заключения не показали, насколько существенен этот фактор. Прецессия земной орбиты высотой 400 км и наклонением 51,6º составляет -4,7º в сутки (в обратном вращению Земли направлении). Луна движется по орбите со средней угловой скоростью 13,2º в сутки. Это значит, что Луна будет пересекать плоскость ОЗК (две точки пересечения) в среднем раз в ~21 сутки (360/(13,2-4,7)/2). Неточность совмещения составит не более половины периода орбиты ОЗК, т. е., около ¾ часа. За это время Луна уйдёт от наиболее благоприятной точки не более, чем на расстояние своего диаметра, то есть, вполне приемлемую по баллистическим соображениям величину. Для компенсации этой неточности потребуется незначительный запас скорости — 20-30 м/с.
   Как видно из расчётов, имеется возможность для 17 полётов в год, из них около трети — при благоприятных условиях освещённости лунной поверхности. Этих возможностей вполне достаточно для длительной перспективы. К тому же, важность вопроса оперативности запуска не имеет обоснований, а его постановка является забеганием вперёд. Если найдено удачное транспортное решение для полётов на Луну, то в любом случае лучше опираться на него, а уже после составления программы полётов думать о разных вариантах решений тех или иных проблем. Представляется, что для внеочередного оперативного пуска нужно держать СТН в высокой степени готовности, практически — уже на стартовом столе, иначе оперативность пуска не будет сильно отличаться от схемы с использованием ОЗК. А это немалые дополнительные расходы. Кроме того, собираясь в дальний космос, нужно быть готовыми к тому, что это далеко и оперативная помощь будет невозможна.

   «3. Орбита постоянно действующего ОЗК должна быть достаточно высокой и для перехода на неё с опорной орбиты, формируемой носителем, потребуются дополнительные технические решения (использование низко-высотных межорбитальных буксиров или РН с повторным включением ДУ верхней ступени).»

   В том, что полёты на Луну и в дальний космос потребуют дополнительных технических решений и новых технических средств, нет ничего необычного.

   «Проведённые к настоящему времени проектные исследования различных вариантов пилотируемой экспедиции на Луну показывают рациональность ее осуществления в варианте раздельной доставки на окололунную орбиту пилотируемого корабля и посадочно-взлётного комплекса с использованием при этом РН грузоподъёмностью на уровне 80 и более тонн. Использование РН такого класса представляется безальтернативным при реализации в будущем пилотируемых экспедиций на Марс.»

   Этот вариант решает некоторые проблемы, но усугубляет другие тем, что отодвигает их к Луне. Среди новых проблем — потери времени на сближение, стыковку и тестирование посадочно-взлётного комплекса.
   Основной проблемой такого варианта является обеспечение синхронности пусков СТН, а это возможно только после их длительной отработки. В случае отмены пуска второй РН появятся проблемы баллистического характера. Дело в том, что Луна медленно вращается, и плоскость произвольной орбиты может совпадать с намеченным местом посадки не более двух раз в лунный месяц. Исключение составляют экваториальная орбита при посадке на экваторе и полярная при посадке в районе полюсов. Как только ПН от первого пуска будет доставлена на Лунную орбиту, время возможных посадок в заданном районе зафиксируется, и неприбытие второй части комплекса в срок потребует переноса посадки в следующее посадочное окно. А это не всегда будет реально по ресурсным и баллистическим соображениям. Поэтому авторы такой схемы полёта будут вынуждены искать места посадки в экстремальных районах — на экваторе или близко к полюсам. Остальные области Луны окажутся вне зоны охвата, и это при том, что исследовательский этап освоения Луны ещё не завершён.
   В любом случае для первой части комплекса следует предусмотреть ожидание второй части на орбите Луны в течение какого-то приемлемого срока, и для этого потребуются дополнительные ресурсы. Техническая логика говорит о том, что дополнительные ресурсы лучше придать пилотируемому кораблю, а ресурсы посадочно-взлётного комплекса не трогать до начала его миссии. Это повлечёт за собой «постановку телеги впереди лошади» - потребует опережающего пуска пилотируемого корабля, что правильно, но не говорит в пользу схемы.

[mihalchuk]

Анализ заключения УСВиНКИ

   «В п.1 предлагается замена третьих ступеней этих РН с кислородно-керосиновым топливом на третью ступень новой разработки на кислородно-метановом топливе с новым кислородно-метановым ЖРД тягой 30-40 тс. Причём на РН ТК «Ангара А-5» с установкой двух ЖРД тягой 30 тс на ее третьей ступени показали незначительный прирост массы полезного груза (ПГ) 250 кг. При установке трех ЖРД происходит снижение выводимой массы ПГ. Поэтому предложение автора по усилению третьей ступени РН ТК «Ангара А-5» является необоснованным.»

   В Технической записке не было предложения об усилении третьей ступени РН «Ангара-А5». Переход на кислородно-метановое топливо не обосновывался увеличением массы ПГ. Однако, вызывает сомнение то, что авторы Заключения проводили расчёты, опираясь на предложенные в Технической записке параметры ступеней.

   «По предложению о переходе на третьей ступени РН заявленного ряда на криогенную пару кислород-сжиженный метан.
   В настоящее время ОКР по ЖРД на таком топливе не проводится. Планируется проведение НИР с исследованиями кислородно-метанового ЖРД демонстратора малой тяги ~10 тс с изучением проблем, связанных с применением нового топлива. На РН СК «Союз 2.1а» применяется ЖРД открытой схемы РД0110 с тягой 30,38 тс и удельным импульсом J=325 с. Для чего автор взял для сравнения с метановым вариантом третьей ступени этот вариант РН типа «Союз» в обращении ответа нет. В настоящее время эксплуатируется РН СК «Союз-2.1б» с большей на 1т массой ПГ за счёт применения на 3-й ступени высокоэнергетического ЖРД РД0124 с тягой 30 тс и удельным импульсом J=359 с.»

   Насколько мне известно, НИР по метану продолжаются уже более двух десятков лет. Около 10 лет назад в КБХА испытан аналог двигателя РД0110 на метане тягой 23 тс. В настоящее время создание метанового двигателя — это проблема не научная, а техническая. В технической записке не проводилось сравнения метанового варианта 3-й ступени с керосиновой ступенью на основе РД0110 из-за отсутствия надобности в этом. Следует добавить, что для использования в разгонных блоках криогенных компонентов с близкими температурами эксплуатации имеются веские аргументы, и в Роскосмосе должны иметь о них представление.

   «Метановый ЖРД новой разработки незначительно будет превосходить ЖРД РД0124 по удельному импульсу (КБ разработчик рассчитывает на прирост ΔJ ~17 с). ...
   Сроки создания ЖРД такого уровня оптимистически оцениваются 5-8 лет при затратах не менее $1 млрд.»

   17 с — это существенно с учётом того, что ракетный блок будет использоваться повторно. По срокам и стоимости не могу комментировать, не зная источника, который почему-то в расчётах цены использует доллары. Замечу только, что создание СТН потребует разработки новых двигателей существенно большей тяги. Среди предложений по облику СТН, которые получает Роскосмос от предприятий РКП, есть и варианты, использующие метановые маршевые ЖРД.

   «Габариты блоков РН типа «Союз» и «Ангара» вписаны в габариты стартовых сооружений этих РН (башни и площадки обслуживания), что не позволит выйти за размеры и соответственно объёмы топливных баков 3-й ступени без решения вопросов о переделке стартовых сооружений под габариты блоков 3-х ступеней с увеличенными объёмами баков. Оценка энергетических характеристик РН при сохранении объёмов топливных баков 3-й ступени даёт проигрыш по массе ПГ пр на ~450 кг в сравнении с РН «Союз-2.1б» из-за меньшей в 2 раза плотности сжиженного метана, чем керосин, т. е., предложение о модернизации в корне ошибочно. То же касается и РН ТК «Ангара-А5», где снижение массы ПГ приведёт к еще большим потерям.»

   Насколько мне известно, в настоящее время строительство стартового сооружения для РН «Союз» на космодроме «Восточный» достигло этапа заливки бетона на нулевой отметке. Площадок и башни обслуживания в готовом виде ещё нет. Строительство стартового комплекса РН «Ангара» ещё не начато. Само возражение удивляет: доработка площадок и башни под новый диаметр третьей ступени — довольно простая техническая задача на фоне необходимости организации заправки блока новым компонентом. Если же стартовые комплексы спроектированы с трудноизменяемой геометрией этих конструкций, то переделку придётся осуществить с излишними затратами, которые следует отнести на совесть разработчиков ТЗ на проектирование этих стартовых сооружений. Предложение авторов Заключения оставить неизменными объёмы топливных баков и заливать в них другие компоненты не выдерживает критики. Плотность кислородно-метанового топлива на ~15% меньше, чем у кислородно-керосинового, что не должно создать существенных сложностей при адаптации нового блока на СК РН «Союз». Для РН «Ангара» потребуется третья ступень существенно бòльшего размера, чем УРМ-2.

   «Автор обращения предполагает дозаправку использованной ступени в космосе для ее повторного применения со схемой по п.2-п.5 предложений.
   В п.2 предлагается модификация 3-й ступени с увеличенными баками. Данное предложение технически не обосновано, так как требует переделки СК (см. выше) и уменьшит выводимую массу целевого ПГ на увеличенную массу остатков и дополнительную массу конструкции баков. Также потребуется оснащение баков теплоизоляцией для обеспечения хранения криогенных остатков топлива в условиях нагрева конструкции ступени излучением Солнца.»

   Авторы Заключения невнимательно ознакомились с техническими предложениями в обращении, где ясно сказано, что модификация третьей ступени с увеличенными топливными баками по п.2 предполагается одноразовой и не будет нести иного полезного груза кроме топлива в баках. Для дополнительного топлива потребуется оболочка, и наращивание баков для его размещения является наименее массоёмким решением.
   Предложение авторов Заключения о необходимости оснащении блока термоизоляцией не подтверждено расчётами. Начальная масса топлива в баках  ~40 т, конечная ~10 т. 40 т кислородно-метанового топлива — это 48,5 куб. м объёма, что при диаметре цилиндрических баков 3 м будет соответствовать площади миделя 20,6 кв. м при самой неудачной ориентации относительно Солнца. При среднем коэффициенте экспонирования 0,65 и коэффициенте отражения поверхности 0,97 тепловая мощность, аккумулируемая баками, составит 0,56 кВт. За 10 часов орбитального полёта блок примет 20,2 МДж тепла. Это соответствует испарению 190 кг жидкого кислорода, или нагреву всего топлива с баками на 1 ºК. Отсюда следует, что термоизоляция баков не является очевидным решением, топливо может храниться без изоляции сутки и более без потерь.

   «Автор предлагает повторное использование 3-х ступеней означенных РН в качестве РБ. Однако, в этом случае ступень должна быть глубоко модернизирована. В частности, в систему управления должна быть ведена система ориентации вокруг центра масс. Дополнительно установлены ЖРД управления вокруг центра масс с соответствующим запасом топлива. Система электропитания должна обеспечивать новый жизненный цикл ступени, и в нее должны быть введены новые источники. Для стыковки, как с буксиром-перехватчиком, так и с новым ПГ ступень должна быть оснащена блоком стыковки и блоком автономной курсовой ориентации. Для обеспечения времени фазирования при выходе на траекторию полёта к Луне блок должен быть покрыт теплозащитой для сохранности криогенных компонентов топлива.
   Все эти дополнительные системы и агрегаты существенно увеличат массу конструкции ступени и ее прямое назначение для выведения рассчитанных под эту РН ПГ станет нецелесообразным. Стоимость такой ступени при оснащение дополнительными системами сравняется со стоимостью транспортных грузовых кораблей типа «Прогресс».»

   Здесь авторы Заключения выдвигают ряд требований к новым ступеням РН и считают их модернизацией старых. В технической записке ничего не говорилось о модернизации, предполагались ступени новой разработки. Все выдвинутые требования нуждаются в обосновании, существенные из них следует учесть в конструкциях блоков. Ни одна из указанных систем не является очевидной. Всё, что предполагается сделать — это усилить элементы питания для работы маяка и передачи состояния баков (температура, давление), установить такелажные узлы на межбаковом и хвостовом отсеках. Все остальные системы предполагается перенести на буксир орбитального базирования, либо использовать ресурсы пилотируемого корабля. В последнем случае сохранение остатков топлива в баках ступени не обязательно. В полёте к Луне ступени будут находиться в составе отлётного/прилётного лунного комплекса, при этом выстраивание ориентации предполагается средствами ПК. Время автономного фазирования этого комплекса при старте к Луне будет невелико, и в термоизоляции баков разгонной ступени нет необходимости. Другая ступень меньшего размера, играющая роль тормозного блока у Луны должна быть защищена от нагрева.
   Следует заметить избыточность выдвинутых требований: если ступень имеет систему ориентации, то она может развернуть грузовую ступень носом к Солнцу, что уменьшит тепловой поток в ~3 раза, или хвостовой частью к Солнцу, что совсем перекроет поток солнечных лучей и надолго отсрочит относительно небольшой поток тепла от разогретого Солнцем хвостового отсека. Тогда вопрос о масштабной термоизоляции отпадёт.

   «Технически неосуществимым будет сбор остатков топлива, поскольку после выключения ЖРД ступени и отделения ПГ ступень приобретет вращение вокруг центра масс за счёт импульса от системы разделения с ПГ и импульса последействия от ЖРД. Кроме того, для отделения от ПГ на третьей ступени РН типа «Союз» используется дренажный клапан на баке кислорода, который придаёт ступени дополнительную линейную угловую скорость для увода ступени от ПГ.
   Остатки топлива при таком беспорядочном вращении будут фрагментарно в виде паров, отдельных капель и сгустков распределены по всему объёму баков и их стенкам. Некоторая часть останется в топливных трубопроводах и ЖРД. Построить систему для сбора таких остатков в каком-то выделенном по мнению автора месте конструкции ступени представляется нереализуемым.»

   В технической записке не говорилось об отделении ПГ, даже если он есть (случай ПК, доставка топлива предполагает отсутствие этой системы). Следовательно, импульса от системы разделения не будет. Не будет и возмущений от работы системы увода ступени от ПГ. Остаётся импульс последействия ЖРД, он будет направлен вдоль оси ступени, если предусмотреть соответствующее расположение сопел ДУ. Кроме того, останется последействие от момента вращения ТНА двигателя из-за запаздывания его останова, которое придаст ступени некоторое вращение. Но его величина прогнозируема, поэтому нетрудно предусмотреть компенсацию этого возмущения. Отсюда видно, что ожидания авторов Заключения о величинах угловых скоростей ступени после выключения двигателя сильно преувеличены. Однако, в любом случае, нужно уметь перехватывать неориентированные объекты и с большими угловыми возмущениями, иначе риски полётов за пределы низкой земной орбиты сильно возрастут.
   
   «Для сближения и перехвата такой беспорядочно вращающейся конструкции с габаритами 3-й степени РН типа «Союз» и РН «Ангара-А5», предполагаемому буксиру-перехватчику необходимо будет иметь значительные запасы топлива для нейтрализации кинетической энергии вращающейся ступени, а также систему захвата ступени при её хаотической ориентации относительно буксира в момент захвата в автоматическом режиме по п.4, что представляется также технически проблематичным.»

   Данное замечание противоречит основам классической механики. Для устойчивого беспорядочного вращения необходим постоянный приток энергии извне, а его в нашем случае не будет. Ступень довольно быстро перейдёт к стабилизированному вращению, а демпфирующая жидкость в баках погасит угловые скорости в несколько раз.

   «Если даже предположить, что такой захват может быть реализован и буксир перевел ступень и стыковал со станцией, названной автором орбитальный заправочный комплекс (ОЗК), то сколько топлива можно гипотетически извлечь из отработанной ступени?»

   Теоретически можно извлечь 100% топлива.

   «Автор предлагает использовать третьи ступени РН «Союз 2.1а» и «Союз 2.1б», однако не оговаривает, на какой орбите будет находиться ОЗК. В настоящее время РН «Союз 2.1а» летает на орбиты с разными наклонениями, исключающими, например, наклонение МКС (51,6º). Очевидно, что для максимального сбора топлива из отработавших ступеней необходимо выбрать такую орбиту, на которую РН типа «Союз» летает наиболее часто и, чтобы после выведения ПГ третья ступень РН оставалась некоторое время до сближения с перехватчиком на замкнутой орбите без падения на Землю. Наиболее часто, в настоящее время летает на орбиту МКС РН «Союз-ФГ» с кораблями «Прогресс» и «Союз-МС» на наклонение 51,6º. Все остальные пуски РН типа «Союз» идут на другие наклонения и при размещении например, ОЗК на орбите МКС отработавшие ступени с этих орбит перехвачены быть не могут из-за необходимости некомпланарного перехода буксировщика на орбиту отработавшей ступени с этих орбит перехвачены быть не могут из-за необходимости некомпланарного перехода буксировщика на орбиту отработавшей ступени с характеристической скоростью перехода больше 1 км/с. Частота пусков РН «Союз-ФГ» 6-7 пусков в год. Остатки топлива в 3 ступени РН «Союз-ФГ» и РН «Союз-2.1а» 274 кг, заправляемый запас топлива в ступени 22,7 т, т.е., чтобы накопить в ней запас необходимый, например, для полета к Луне с пилотируемым кораблем типа «Союз-МС» только для облета без выхода на орбиту Луны потребуется 12 лет при 7 пусках РН «Союз-2.1а» к МКС в год.»

   Поставленные в этом абзаце проблемы надуманы авторами Заключения и не имеют отношения к технической записке. При этом Авторами заключения был упущен важный момент – за 12 лет при семи пусках к МКС в год можно накопить на орбите более 120 т конструкционных материалов из сплава АМг-6. Эта возможность, а также способ использования сплава рассмотрены в Технической записке, но никак не прокомментированы авторами Заключений.

   «Из данного анализа следует, что предполагаемый автором вариант лунной транспортной системы на основе ОЗК исключительно сложен в сравнении с вариантами систем, использующих «традиционные» многопусковые схемы. Он требует создания и отработки новых технических средств, нуждается в обосновании и эффективность применения схемы полёта «через ОЗК» с учётом указанных выше баллистических проблем.»

   Эти выводы не подтверждаются. Многопусковая схема оказалась менее надёжна и более сложна (значительно большее число критических операций), чем предложенный вариант. Вопросы по баллистике, полагаю, сняты, а необходимость создания и отработки новых технических средств не должна никого пугать. Об эффективности применения предложенной схемы (через ОЗК) в сравнении с использованием СТН сказано в Технической записке.

С уважением,
Михальчук М. В., инженер
19.01.2015

[mihalchuk]

Забавно вот это:

№ И-2006 от 16.01.2015 Сообщаем, что Ваше обращение, поступившее в Аппарат Правительства Российской Федерации, рассмотрено и в соответствии со статьей 8 Федерального закона от 2 мая 2006 г. № 59-ФЗ "О порядке рассмотрения обращений граждан Российской Федерации" направлено в Роскосмос. Отдел по работе с обращениями граждан.

Это из АП обращение переслали в Правительство. Правительство переслало в Роскосмос, а затем, подумав...

[Штуцер]

mihalchuk пишет:
«Если даже предположить, что такой захват может быть реализован и буксир перевел ступень и стыковал со станцией, названной автором орбитальный заправочный комплекс (ОЗК), то сколько топлива можно гипотетически извлечь из отработанной ступени?»

   Теоретически можно извлечь 100% топлива.

Ага. Выпарить бак, потом отвакууммировать.
Вообще, Вам обрисовывают серьезную проблему, а Вы, по незнанию, отмахиваетесь от нее как от элементарной.
Что-то Вы мне Морозова-Технократа стали напоминать. :|

[mihalchuk]

Штуцер, а что бы вы написали в письме (в смысле - как развернули бы ответ)?
Я как-то не заметил, что в заключении было что-то нарисовано. Просто разведение руками и пожимание плечами.