Российская лунная экспедиция

[Raul]

Кое что вышло интересное...
Надо изучить в контексте достижения Луны

Эксплуатировавшийся отечественный кислородно-водородный ракетный блок 12КРБ разработки ГКНПЦ им. М.В. Хруничева для РН GSLV, иногда ошибочно называемый разгонным блоком (например, в работе [8, с. 362]), на самом деле им не  являлся, так как он был просто блоком, служившим третьей ступенью РН.  Блок 12КРБ имел ДУ с однократным включением МД в полёте, не имел средств ориентации и стабилизации на пассивных участках полёта и средств обеспечения запуска ДУ. Кроме того, в блоке 12КРБ теплоизоляция криогенных баков и другие средства теплозащиты аппаратуры системы управления и телеметрии не были рассчитаны на обеспечение требуемого теплового режима и работоспособности их в космических условиях в течение длительного промежутка времени и т. д. В результате, накопленный при пусках блока 12КРБ опыт не гарантирует отсутствия необходимости доработок и утяжеления его ДУ и СУ при использовании его как «настоящего» кислородно-водородного РБ.

Вот смысл навешивать многократное включение и длительное хранение на РБ, задачей которого является довыведение на опорную орбиту и отправка КА на отлетную траекторию? Двух включений с интервалом в полчаса достаточно. А рассмотренный применительно к углеводородному РБ трехимпульсный маневр не годится для пилотируемых экспедиций из-за необходимости многократного пересечения радиационных поясов Ван Аллена.

Далее, экономия на массе конструкции РБ важнее при выведении на ГСО, где меньше конечная масса. Т.е. лететь к Луне надо не с КВТК, предназначенным для ГСО, а с модифицированным 12КРБ. Который авторы не включили в анализ, потому что он "слишком легкий" и вместо этого рассмотрели не реализованные проекты "настоящих" водородных РБ.

[Андрюха]

Который авторы не включили в анализ, потому что он "слишком легкий"

Его не включили совершенно не поэтому, причем Вы же выше и привели почему
"Смотрю в книгу, вижу фигу"?  Учтены разные РБ, и разных размерностей, "Ястреб-С" не лёгкий?

Далее, экономия на массе конструкции РБ важнее при выведении на ГСО, где меньше конечная масса

Экономия важна для выведения на любую высокоэнергетическую орбиту, к каковым, с точки зрения баллистики, относятся и отлетные траектории...

А рассмотренный применительно к углеводородному РБ трехимпульсный маневр не годится для пилотируемых экспедиций из-за необходимости многократного пересечения радиационных поясов Ван Аллена.

С чего Вы взяли что эти три импульса "создают" ВЭО с такой большой полуосью? Думается, что там формируются эллипсы поменьше, т.е. импульсы распределены не равномерно.

Двух включений с интервалом в полчаса достаточно.

Средства ориентации и стабилизации и средств обеспечения запуска это также потребует

[Андрюха]

Кое что вышло интересное...
Надо изучить в контексте достижения Луны

Следующая статья авторов будет не менее интересная! 

Не совсем понял только почему потребная х/с с водородом выше? Как то не очень сходится в таблице 2. Как будто гравпотери для водорода прибавленны, а для керосина нет...

[Raul]

"Ястреб-С" не лёгкий?

Обычный. Расчеты (табл. 1,2) проведены для РБ СТК, Ястреб в статье просто за компанию.

С чего Вы взяли что эти три импульса "создают" ВЭО с такой большой полуосью? Думается, что там формируются эллипсы поменьше, т.е. импульсы распределены не равномерно.

"Маленькие эллипсы" тоже проходят через внутренний пояс Ван Аллена. Всего 1000 км. И на них грав. потери минимальны (третья степень dV/V в формуле 6), поэтому берутся эллипсы повыше. Посмотрите на околоземные эллипсы SLIM-а

Средства ориентации и стабилизации и средств обеспечения запуска это также потребует

Однократного действия, а не многократного. И потери водорода на испарение меньше на 2 тонны (стр 52 справа вверху, где "Изолан").

[Raul]

Не совсем понял только почему потребная х/с с водородом выше? Как то не очень сходится в таблице 2. Как будто гравпотери для водорода прибавленны, а для керосина нет...

Так это и есть профит трехимпульсного маневра, который посчитан только для кероcина.

[Андрюха]

Обычный. Расчеты (табл. 1,2) проведены для РБ СТК, Ястреб в статье просто за компанию.

СТК, и его РБ взят для примера, показывающего возможность выполнения задачи проведения экспедиции на Луну. А
статистика для рассчета показателей эффективности как раз этого РБ взята по девяти другим РБ. Можно было рассчитать и другой РБ, для других задач, например для СЛК...

Маленькие эллипсы" тоже проходят через внутренний пояс Ван Аллена. Всего 1000 км. И на них грав. потери минимальны (третья степень dV/V в формуле 6), поэтому берутся эллипсы повыше

Даже если так, они проходятся быстро, а не как при перелёте на ЭРДУ...тут нужно отдельное исследование по влиянию их на организм космонавтов...

Однократного действия, а не многократного. И потери водорода на испарение меньше на 2 тонны (стр 52 справа вверху, где "Изолан").

2,2 тонны - это представленные потери за 4,5 часа, т.е. итак при одноимпульсном выведении...и нельзя сказать насколько они меньше, потому что зависит от длительности отлёта, которая не приводится для трёхимпульсного...

[Андрюха]

Не совсем понял только почему потребная х/с с водородом выше? Как то не очень сходится в таблице 2. Как будто гравпотери для водорода прибавленны, а для керосина нет...

Так это и есть профит трехимпульсного маневра, который посчитан только для кероcина.

А вообще да, теперь сходится ...хотя странно что так представленно...

Сравнение наверное должно проводится при одинаковых условиях...

[Raul]

Обычный. Расчеты (табл. 1,2) проведены для РБ СТК, Ястреб в статье просто за компанию.

СТК, и его РБ взят для примера, показывающего возможность выполнения задачи проведения экспедиции на Луну. А статистика для рассчета показателей эффективности как раз этого РБ взята по девяти другим РБ. Можно было рассчитать и другой РБ, для других задач, например для СЛК...

Я не так понял.

8. Разгонно-тормозной блок (РТБ) — проектная разработка РКК «Энергия» для новой РКН СТК; предназначен для выведения пилотируемых кораблей на орбиту вокруг Луны, а также для выведения сверхтяжёлых аппаратов на ГСО (включая выведение с использованием 48 КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА И ТЕХНОЛОГИИ № 4(47)/2024 Соколов Б.А., Тупицын Н.Н., Бибарсов Н.Ф. гравитационного поля Луны [3]); mРЗТ = 81 т; mк = 7,6 т (с учётом 0,2 т приведённой суммарной массы головного обтекателя РБ, сбрасываемого при работе второй ступени, и опорного отсека РБ, сбрасываемого после отделения РБ от РН); МД — 2×11Д58М [4, с. 69].

Его же, пересчитанного на систин/боктан
и водородного

7.  РБ СТК — проектная разработка РБ для эскизного проекта РКК «Энергия» по РКН СТК; mРЗТ = 54,0 т; mс  = 10,0 т; МД — 2×РД0146Д

См. объяснение к таблице

Значения ∆Vnx  для разгона РБ с различными горючими с ОИСЗ к Луне по одноимпульсной схеме
приведены в табл. 1. При расчётах принималось, что для круговой ОИСЗ высотой 200 км Vπ  = 7 788 м/с, характеристическая скорость разгона с  такой ОИСЗ к Луне ∆V = 3 140 м/с; начальная масса РБ с его полезным грузом (ПГ) составляет 135 т, а ДУ РБ снабжена двумя МД (2×11Д58М для кислородно-керосинового и 2×РД0146Д-1 — для кислородно-водородного РБ), характеристики которых описаны в источниках [4, с. 68] и [11].

Как можно усреднять данные по разным РБ, если у них разная удельная тяга и, следовательно, разные грав.потери по формуле 6? Это же каша получится...

По академическим правилам
- проводится обзор РБ,
- подробно (для рецензентов и читателей) объясняется, зачем исключили 12КРБ
- и потом приводится расчет для двух конкретных РБ - водородного по эскизному проекту Энергии и альтернативного керосинового РТБ от авторов. Который (керосиновый) летит к Луне для торможения на ОИСЛ и поэтому масса его конструкции засчитывается в отлетную. А масса конструкции водородного РБ, который работает только на разгон - в отлетную не засчитывается

[Андрюха]

и потом приводится расчет для двух конкретных РБ - водородного по эскизному проекту Энергии и альтернативного керосинового РТБ от авторов. Который (керосиновый) летит к Луне для торможения на ОИСЛ и поэтому масса его конструкции засчитывается в отлетную. А масса конструкции водородного РБ, который работает только на разгон - в отлетную не засчитывается

Опять не так понял
В примере сравнения не водородный РБ, и не керосиновый РТБ от Енисея-103 (эти 7 и 8 из девяти), а водородный РБ и керосиновый тоже РБ (он до Луны не летит) для РН СТК-140 пакетной компановки, первого этапа из предыдущей статьи
Кстати, керосиновый РТБув (девятый) - от Енисея-115

[Андрюха]

А масса конструкции водородного РБ, который работает только на разгон - в отлетную не засчитывается

Как это? Формулу Циолковского забыли?
В тормозной у Луны не засчитывается...потому что его там не будет

[Raul]

А масса конструкции водородного РБ, который работает только на разгон - в отлетную не засчитывается

Как это? Формулу Циолковского забыли?
В тормозной у Луны не засчитывается...потому что его там не будет

Водородный РБ не входит в полезный груз, поскольку после разгона к Луне он отделяется и завершает свою миссию. А керосиновый РТБ входит в Мпг, поскольку он РТБ и будет работать на торможение у Луны. Т.е. все 7 тонн его конструкции летят к Луне в качестве ПГ, вместе с остатками топлива для торможения. А 15 тонн водородного РБ выкидываются.

[Андрюха]

А масса конструкции водородного РБ, который работает только на разгон - в отлетную не засчитывается

Как это? Формулу Циолковского забыли?
В тормозной у Луны не засчитывается...потому что его там не будет

Водородный РБ не входит в полезный груз, поскольку после разгона к Луне он отделяется и завершает свою миссию. А керосиновый РТБ входит в Мпг, поскольку он РТБ и будет работать на торможение у Луны. Т.е. все его 7 тонн летят к Луне в качестве ПГ.

Верно. Но конечная масса РБ входит в отлетный импульс!
Дельта V = УИ(с)*9,8*ln(Mнач./Мкон.).
РБ же отделяется после того как совершен отлетный импульс!
В примере масса на отлетной для РН-140 - 45,7 (ПН)+15,7(РБ) тн...

[Raul]

и потом приводится расчет для двух конкретных РБ - водородного по эскизному проекту Энергии и альтернативного керосинового РТБ от авторов. Который (керосиновый) летит к Луне для торможения на ОИСЛ и поэтому масса его конструкции засчитывается в отлетную. А масса конструкции водородного РБ, который работает только на разгон - в отлетную не засчитывается

Опять не так понял
В примере сравнения не водородный РБ, и не керосиновый РТБ от Енисея-103 (эти 7 и 8 из девяти), а водородный РБ и керосиновый тоже РБ (он до Луны не летит) для РН СТК-140 пакетной компановки, первого этапа из предыдущей статьи
Кстати, керосиновый РТБув (девятый) - от Енисея-115

Да, согласен, вот этот водородный РБ они увеличили до 15 тонн сухой массы и 71 тонны заправки от исходных 10 и 54 тонн, чтобы приспособить к СТК-140.

РБ СТК — проектная разработка РБ для эскизного проекта РКК «Энергия» по РКН СТК; mРЗТ = 54,0 т; mс  = 10,0 т; МД — 2×РД0146Д.

Но девятый керосиновый РТБ со вставками тяжелее, чем по таблице (8.5 тонн против 7 и 89 тонн топлива просив 82) , поэтому я думаю про восьмой. И в таблице 1 указана ссылка на  [4, с. 68].

[Андрюха]

Но девятый керосиновый РТБ со вставками тяжелее, чем по таблице (8.5 тонн против 7 и 89 тонн топлива просив 82) , поэтому я думаю про восьмой. И в таблице 1 указана ссылка на  [4, с. 68].

Ну я же говорю 

Кстати, керосиновый РТБув (девятый) - от Енисея-115

[Raul]

А масса конструкции водородного РБ, который работает только на разгон - в отлетную не засчитывается

Как это? Формулу Циолковского забыли?
В тормозной у Луны не засчитывается...потому что его там не будет

Водородный РБ не входит в полезный груз, поскольку после разгона к Луне он отделяется и завершает свою миссию. А керосиновый РТБ входит в Мпг, поскольку он РТБ и будет работать на торможение у Луны. Т.е. все его 7 тонн летят к Луне в качестве ПГ.

Верно. Но конечная масса РБ входит в отлетный импульс!
Дельта V = УИ(с)*9,8*ln(Mнач./Мкон.).
РБ же отделяется после того как совершен отлетный импульс!
В примере масса на отлетной для РН-140 - 45,7 (ПН)+15,7(РБ) тн...

Да, конечная масса орбитального блока в статье указана и они честно вычитают из него конечную массу РБ. Похоже, что я не так понял и возможность торможения керосиновым РТБ в статье не учитывается, т.е. считается что керосиновый РТБ вырабатывает на разгон все топливо и, таким образом, работает в качестве РБ?

[Андрюха]

Да, конечная масса орбитального блока в статье указана и они честно вычитают из него конечную массу РБ. Похоже, что я не так понял и возможность торможения керосиновым РТБ в статье не учитывается, т.е. считается что керосиновый РТБ вырабатывает на разгон все топливо и, таким образом, работает в качестве РБ?

Да, теперь всё верно
Там, кстати, в конце статьи указывается о возможности создания в дальнейшем РТБ.
Но есть нюанс...представленный керосиновый РБ и есть РБ, а не РТБ. Почему? РТБ будет тяжелее не только из за большей заправки и массы баков, но и массы "дополнительных" систем которые РБ не нужны (см. статью про РТБ Енисея)...

[Практик]

Кое что вышло интересное...
Надо изучить в контексте достижения Луны

Следующая статья авторов будет не менее интересная! 

Про что будет? Тема?

Я полагаю сравнение уже не РБ, а РН...по используемому топливу.  

[Практик]

Из табл. 2 видно, что для отечественных РБ из-за большой массы конструкции водород может гарантировать (вместо обычно ожидаемых ∼30%) прирост массы ПГ, по сравнению с керосином, не более 3%

"А если нет никакой разницы, зачем платить дороже!" (с) 

[Практик]

А где же ещё? На сегодня лучший журнал по КТ 

[Большой]

Да, в 1й строке указана Vх=3325 км/с на довыведение и разгон к Луне. Но нет строки где было бы указано торможение у Луны. Т.е. это РБ. А при использовании РТБ с рзт 82 т на ОЛО Мпн=23 т. Я тоже сначала впал в ступор😀 Как же РТБ с рзт 82 т аыводит на ОЛО 45 т? Оказывается это РБ а не РТБ и тщательнее надо читать😀