Российская лунная экспедиция

[Большой]

Ох уж наши мудрецы! Придумали две модификации одного и того же РБ, собственно РБ и на его базе РТБ. Если РТБ выводит на ОЛО примерно 23 т (ПТК), как следует из предыдущей статьи про РТБ , то РБ, как видно из таблицы из свежей статьи про РБ, на отлётную 44,5 т, а на ОЛО примерно 32-34 т (ЛВПК).

[Андрюха]

Ох уж наши мудрецы! Придумали две модификации одного и того же РБ, собственно РБ и на его базе РТБ. Если РТБ выводит на ОЛО примерно 23 т (ПТК), как следует из предыдущей статьи про РТБ , то РБ, как видно из таблицы из свежей статьи про РБ, на отлётную 44,5 т, а на ОЛО примерно 32-34 т (ЛВПК).

32 тн еще может с синтином, больше уже никак не выходит...конечная масса РТБ будет в районе 9 тн
Почему я и говорил, что "Дон" то не довозит 33 тн

[Андрюха]

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)...

Оказывается это РБ а не РТБ

[Андрюха]

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) 

Причем чем больше грузоподъемность РН, тем эти проценты все меньше и меньше

[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) 

Причем чем больше грузоподъемность РН, тем эти проценты все меньше и меньше

Тем чудесатее будут выводы в следующей статье! "Я так думаю!" (с) 

[Андрюха]

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) 

Причем чем больше грузоподъемность РН, тем эти проценты все меньше и меньше

Тем чудесатее будут выводы в следующей статье! "Я так думаю!" (с) 

А на Королевских будет доклад...или еще рано для этой работы?
Я уже теряюсь в догадках, но есть предположения

[Практик]

А на Королевских будет доклад...или еще рано для этой работы?
Я уже теряюсь в догадках, но есть предположения

Про РБ и РН? Вряд ли!
Про расширение окон для перелёта на ВЛО "грависферным" способом?...возможно!

[Raul]

Подумал о том, почему водород оказался равноценен керосину. Наверное, дело в низкой ХС - немного больше 3 км/с. Чтобы оправдать высокий УИ водорода, надо 4 км/с, как минимум, а иначе тяжесть баков перевешивает экономию на массе топлива.

Обратим внимание на три обстоятельства:
1. Маневр считается от опорной орбиты, без учёта довыведения, отсюда низкая ХС.
2. Тяга двух РД-0146Д (около 15 тонн) недостаточна для оптимального одноимульсного маневра, т.к. разгон при ускорении ~1 м/с2 занимает почти час. Отсюда высокие грав.потери. Два РД - это для РБ Енисея. Почему не 4 РД-0146Д, это всего на полтонны тяжелее при массе РБ около 15 тонн?
3. За счёт регулирования тяги можно растянуть довыведение до старта к Луне. Тогда хватит однократного включения каждого РД без необходимости осадки топлива. Например, начать довыведение на двух РД и тянуть его с регулировкой расхода топлива до момента включения ещё двух РД на полную тягу в точке старта на отлетную траекторию (как автомобиль едет к красному сигналу светофора на малом газу, дожидаясь включения зелёного света).Тогда в качестве основы для расчетов оптимального водородного лунного РБ надо взять именно характеристики 12КРБ с однократным включением.

[Андрюха]

1. Маневр считается от опорной орбиты, без учёта довыведения, отсюда низкая ХС.

Представленные в таблице 2 (например 3556,8 м/с для водорода) потребные затраты уже включают и довыведение на опорную орбиту (около 120 м/с), и гравпотери как довыведения (входят в 120 м/с), так и отлета (248 м/с), и сам отлетный импульс (3140 м/с)...

За счёт регулирования тяги можно растянуть довыведение до старта к Луне. Тогда хватит однократного включения каждого РД без необходимости осадки топлива. Например, начать довыведение на двух РД и тянуть его с регулировкой расхода топлива до момента включения ещё двух РД на полную тягу в точке старта на отлетную траекторию (как автомобиль едет к красному сигналу светофора на малом газу, дожидаясь включения зелёного света)

Если опорная орбита не изменна (круг 200 км), то при подобном довыведении начальная незамкнутая орбита должна быть отличная от выбранной (-200 км/200 км), что в свою очередь определяется возможностями РН, районами падения ступеней и т.д. (например для Енисея с РТБ орбита была -800/200 км)...РН может и не "потянуть" Все нужно считать под каждый случай...

[Raul]

1. Маневр считается от опорной орбиты, без учёта довыведения, отсюда низкая ХС.

Представленные в таблице 2 (например 3556,8 м/с для водорода) потребные затраты уже включают и довыведение на опорную орбиту (около 120 м/с), и гравпотери как довыведения (входят в 120 м/с), так и отлета (248 м/с), и сам отлетный импульс (3140 м/с)...

За счёт регулирования тяги можно растянуть довыведение до старта к Луне. Тогда хватит однократного включения каждого РД без необходимости осадки топлива. Например, начать довыведение на двух РД и тянуть его с регулировкой расхода топлива до момента включения ещё двух РД на полную тягу в точке старта на отлетную траекторию (как автомобиль едет к красному сигналу светофора на малом газу, дожидаясь включения зелёного света)

Если опорная орбита не изменна (круг 200 км), то при подобном довыведении начальная незамкнутая орбита должна быть отличная от выбранной (-200 км/200 км), что в свою очередь определяется возможностями РН, районами падения ступеней и т.д. (например для Енисея с РТБ орбита была -800/200 км)...РН может и не "потянуть" Все нужно считать под каждый случай..

Понятно. У меня сейчас нет перед глазами текста, пишу по памяти с телефона. Довыведение надо бы побольше для водородного РБ. Будущая РН, я думаю, десяток-другой лишних тонн на незамкнутую потянет .

[pkl]

А что Антарктида? Антарктида вполне успешно осваивается

ну не, все замерло на уровне 70х прошлого века

В смысле замерло? Вполне успешно развивается. Причём отмечается рост автоматизации, в сравнении с 1970 гг. Только совсем не так, как тогда предполагали - городов в Антарктиде тоже не появилось.

[simple]

В смысле замерло? Вполне успешно развивается. Причём отмечается рост автоматизации, в сравнении с 1970 гг. Только совсем не так, как тогда предполагали - городов в Антарктиде тоже не появилось.

это не развитие это использование новых технологий полученных в результате развития в других сферах и то по мере износа старого оборудования.

[simple]

развитие (сферы деятельности) это когда новое создается по требованию этой сферы деятельности, что было создано за последние 40 лет для Антарктиды? даже пресловутые траки походу были придуманы (надо уточнить) для горнолыжных курортов а тока потом на юга попали 

[Андрюха]

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

Кажется, я тут ошибся. Не было никакого Енисея-115...Енисей с увеличенным центром, это тот же Енисей-103, но для керосинового РТБ (восьмой).
А РТБув от гипотетической РН-125.
И только в этом случае, с массой орбитального блока 115 тонн на круговой после довыведения, 27 тонный ЛВПК "долетает" до НОЛО...
При массе ОБ 112 тонн на орбите выведения РН (незамкнутой) - нет

[Asteroid]

А какая ХС нужна для прямого перелета с ОИСЗ на Луну и потом с Луны на Землю? Никто не подскажет?

[Андрюха]

А какая ХС нужна для прямого перелета с ОИСЗ на Луну и потом с Луны на Землю? Никто не подскажет?

С Луны на Землю - 2700-2760 м/с...с ОИСЗ на Луну отлетный импульс будет такой же как и на ОИСЛ (3150-3200 м/с) + посадочно-тормозной...тут уже будет зависеть от района посадки куда Вы хотите сесть...
Самое оптимальное, на экватор, будет 2250-2300 м/с только посадочный + 950 м/с тормозной с коррекциями у Луны...итого, те же 3200 м/с...в посадочный заложен "маневр прохождения" и коррекция наклонения (60+55 м/с) для точной посадки и 205 м/с на горизонтальное маневрирование для успешной посадки...просто "упасть" хватит 1950 м/с...как то так...
Пример посадки ЛЭКа 1974 года...

[Практик]

А какая ХС нужна для прямого перелета с ОИСЗ на Луну и потом с Луны на Землю? Никто не подскажет?

С Луны на Землю - 2700-2760 м/с...с ОИСЗ на Луну отлетный импульс будет такой же как и на ОИСЛ (3150-3200 м/с) + посадочно-тормозной...тут уже будет зависеть от района посадки куда Вы хотите сесть...
Самое оптимальное, на экватор, будет 2250-2300 м/с только посадочный + 950 м/с тормозной с коррекциями у Луны...итого, те же 3200 м/с...в посадочный заложен "маневр прохождения" и коррекция наклонения (60+55 м/с) для точной посадки и 205 м/с на горизонтальное маневрирование для успешной посадки...просто "упасть" хватит 1950 м/с...как то так...
Пример посадки ЛЭКа 1974 года...

С ОИСЗ на ОЛО: 3150 (отлётный) +900 (тормозной) = 4150
С ОЛО на  ОИСЗ: 900 (отлётный)+ 3150 (тормозной) = 4150 ("зеркальность"  )
С ОЛО на Землю: 900 (отлётный)  ("зеркальность"  ) 
С ОЛО на Луну: 2200 с Луны на ОЛО: 2200  ("зеркальность"  )

[Андрюха]

А какая ХС нужна для прямого перелета с ОИСЗ на Луну и потом с Луны на Землю? Никто не подскажет?

С Луны на Землю - 2700-2760 м/с...с ОИСЗ на Луну отлетный импульс будет такой же как и на ОИСЛ (3150-3200 м/с) + посадочно-тормозной...тут уже будет зависеть от района посадки куда Вы хотите сесть...
Самое оптимальное, на экватор, будет 2250-2300 м/с только посадочный + 950 м/с тормозной с коррекциями у Луны...итого, те же 3200 м/с...в посадочный заложен "маневр прохождения" и коррекция наклонения (60+55 м/с) для точной посадки и 205 м/с на горизонтальное маневрирование для успешной посадки...просто "упасть" хватит 1950 м/с...как то так...
Пример посадки ЛЭКа 1974 года...

С ОИСЗ на ОЛО: 3150 (отлётный) +900 (тормозной) = 4150
С ОЛО на  ОИСЗ: 900 (отлётный)+ 3150 (тормозной) = 4150 ("зеркальность" )
С ОЛО на Землю: 900 (отлётный)  ("зеркальность" )
С ОЛО на Луну: 2200 с Луны на ОЛО: 2200  ("зеркальность" )

С Луны на Землю 2700 м/с взято из Муртазина ...конечно это прямой отлет с поверхности без выхода на ОИСЗ...у Земли всё сделает атмосфера
В 950 м/с в тормозной включены затраты на 2 коррекции на линии Земля-Луна...так да, 900 м/с.
А посадочные данные взяты из архивного документа про ЛЭК Глушко

[Практик]

С Луны на Землю 2700 м/с взято из Муртазина ...конечно это прямой отлет с поверхности без выхода на ОИСЗ...у Земли всё сделает атмосфера
В 950 м/с в тормозной включены затраты на 2 коррекции на линии Земля-Луна...так да, 900 м/с.
А посадочные данные взяты из архивного документа про ЛЭК Глушко

Если на Луну это поверхность?
Тогда с ОИСЗ на Луну это 3150+2700 ("прямой")... против 3150+900+2200 (с ОЛО)

[Андрюха]

Вряд ли!

Вопросик: когда масса ПН указывается на орбите -200*200*135 км это как понимать?
После старта формируется орбита -200*200 км и по мере полета перигей поднимается до 135 км, т.е. в итоге это указывается масса ПН на так называемой "пологой" орбите 135*200 км?