Старая тема про заправки и танкеры на орбите

[frigate]

Seerndv пишет:

- Конечно. Космонавтика дала нам генерацию фундаментальных знаний. Мы стали больше понимать, мы уже шапками никого не забрасываем, не декларируем утопические идеи. Человечество сегодня имеет ту энергетику, которую имеет и с которой дальше Марса мы в ближайшие десятилетия не сможем улететь. Луна, например, нам пока недоступна. Чтобы достичь поверхности Луны экипажем в три человека, нужна ракета грузоподъемностью не менее 130 - 150 тонн на нижнюю орбиту. К сожалению, таких носителей сегодня нет. А те носители, которые есть, не позволяют этого сделать. Мы сегодня создаем ракеты грузоподъемностью 20 тонн на нижней орбите, в скором будущем дойдем до 25 тонн, но, чтобы подлететь к Луне, требуются массы на околоземной орбите 75 тонн. А чтобы еще приземлиться и обратно улететь, нужно по крайней мере удвоить эту грузоподъемность.

 http://www.aex.ru/fdocs/2/2014/11/26/25364/

- но тогда нужен паром и танкеры    

Насчет парома не знаю - хотя Боинг озвучивал проект ЛОС на высокой орбите Луны (3000 км) с буксирами для транспортировки
многоразовых лунных модулей до низкой орбиты ИСЛ (100 км) и обратно с низкой орбиты к ЛОС. Заправщики видимо будут
спроектированы либо на базе грузового КК ПТК-Г либо на базе Блока ДМ.

[Seerndv]

- вариант от NASA

[frigate]

Reusable Lunar Transportation Architecture Utilizing Orbital Propellant Depots 

[mihalchuk]

frigate пишет:
Насчет парома не знаю - хотя Боинг озвучивал проект ЛОС на высокой орбите Луны (3000 км) с буксирами для транспортировки
многоразовых лунных модулей до низкой орбиты ИСЛ (100 км) и обратно с низкой орбиты к ЛОС. Заправщики видимо будут
спроектированы либо на базе грузового КК ПТК-Г либо на базе Блока ДМ.

первая космическая скорость на Луне - 1,68 км/с. Чтобы улететь с низкой орбиты к Земле, нужна ХС 0,8 км/с. Отсюда видно, что транспортировка с высокой на низкую орбиту покроет около 0,3 км/с (грубо). Стоит ли овчинка выделки?

[frigate]

Стоит - экономия топлива лунного взлетно- посадочного модуля и возможность сделать его многоразовым. 
По программе Аполлон по моему начиная с А-14 NASA решило транспортировать ЛМ ближе к поверхности Луны за счёт ДУ 
Служебного Модуля - скроили за счёт разницы в ХС ДУ СМ и посадочной ступени ЛМ   :idea:  
Не забываем также про необходимость изменения наклонения лунной орбиты.

[mihalchuk]

frigate пишет:
Стоит - экономия топлива лунного взлетно- посадочного модуля и возможность сделать его многоразовым.
По программе Аполлон по моему начиная с А-14 NASA решило транспортировать ЛМ ближе к поверхности Луны за счёт ДУ
Служебного Модуля - скроили за счёт разницы в ХС ДУ СМ и посадочной ступени ЛМ
Не забываем также про необходимость изменения наклонения лунной орбиты.

1. Многоразовость. Нужно представлять конкретно - сколькиразовость? У модуля будет ресурс как по времени эксплуатации, так и по количеству рейсов. И то, и другое стоит денег. + нужна станция базирования, которая обеспечит температурный режим и подпитку аппарата. Кроме того, нужен отдельный буксир, очень надёжный, который кроме ЛМ транспортирует ещё и себя и тратит на это лишнее топливо. Многоразовость окупится при частых полётах, значительно более частых, чем пару раз в год.
2. Вместо буксира делаем лунный модуль побольше: туда и обратно ХС 4,6 км/с вместо 4 км/с (учитываем гравпотери), и система упрощается. Но при частых полётах подразумевается деятельность, связанная с лунной базой, а это минимум местный кислород - актуальность буксира падает ещё.
3. Пока нет ЛБ, полёты редки и носят исследовательский характер, орбитальная лунная станция будет только мешать. Полёт на Луну через высокую круговую орбиту неоптимален по ХС, Луна вращается, и придётся на обратной дороге ловить плоскость орбиты, а это два раза в лунный месяц.

[Александр Ч.]

Все хорошо... для рассуждений в общем. Может стоит определиться с условиями задачи? Например, учесть массу ПН, которую мы можем доставить на Луну и к Луне, в точку Лагранжа?

[mihalchuk]

Почему бы и нет? Выкладываю здесь:

Основы развития пилотируемой космонавтики и средств выведения
                         на ближайшую перспективу
                            техническая записка

                                  Введение
Из сообщений в печати (напр., газета «Известия» от 15 августа и 23 октября 2014) следует, что Роскосмос запрашивает средства для создания сверхтяжёлого носителя (СТН) и ищет обоснования для его применения в деле создания лунной базы. При этом прогнозируется конкуренция за участки базирования. Однако, сценарий конкуренции за лунные участки крайне маловероятен – сегодня не просматривается ни политической, ни экономической необходимости в освоении Луны, а правовое обеспечение таких действий отсутствует. Следовательно, нет необходимости в надрыве усилий в этом направлении. Исследование и освоение Луны, как и других небесных тел, может быть обосновано и принести пользу, если оно проводится в рамках естественной экспансии в космическое пространство. В этом случае внешние цели уступают приоритет обретению возможностей, на первый план выходят не количественные (сроки, грузоподъёмность носителей), а качественные параметры деятельности. К ним можно отнести следующие:
- частота рукотворных событий в космосе;
- размер базиса применяемых технологий;
- оперативность реализации полного цикла миссий (время от постановки задачи до достижения цели);
- эффективность используемых средств и технологий;
- диверсифицируемость целей.
 При этом, в ситуации востребованности развития, как процесса, и отсутствия определённости в приоритете целей, важнейшим элементом стратегии становится стремление достигать целей многоцелевыми средствами. Это требует разумного минимализма в подходе к СТН, тщательного изучения концепций, исключающих его использование. Как будет показано ниже, такие концепции возможны и продуктивны. 
                Кластеры перспективных технологий
 Для решения проблемы регулярных пилотируемых полётов к Луне и в дальний космос нашей промышленности достаточно освоить четыре кластера ключевых технологий, и ни один из них не связан с СТН:
1. Технологии использования ядерной энергии в двигательных установках.
2. Технологии заправки компонентами топлива в космосе, включая приём и хранение компонентов.
3. Технологии доставки компонентов топлива на орбиту с низкой стоимостью.
4. Технологии переработки отходов.
 Выбор этих кластеров объясняется неизбежностью и результативностью их освоения, а также тем, что они являются логическим продолжением направления нашей деятельности в космосе.
 Сегодня ведутся работы только по п.1- тема ядерной ракетной энергодвигательной установки, совместная разработка Курчатовского института и центра Келдыша, но эта разработка является ключевой для межпланетных полётов, для Луны – только важной.
 Технологии 2-го и 3-го кластеров позволят быстрее и с меньшими затратами начать полёты к Луне и в дальний космос, чем с использованием СТН.
 Технологии 4-го кластера, помимо решения важной насущной проблемы, позволят повысить эффективность экспансии в космос.
 Стандартными технологическими операциями в космосе должны стать:
- перехват, стабилизация и транспортировка неуправляемых объектов с нестабильными инерционными свойствами (незакреплённые внутренние массы, работающие маховики/гироскопы и т. д.);
- извлечение жидкостей и газов из баков;
- заправка компонентами топливных баков. 
             Общее техническое решение по системе средств выведения
1. Проводится модернизация РН «Союз-2.1а», РН «Союз-2.1в» и создающейся РН «Ангара-А5и» в части замены 3-х ступеней этих носителей на кислородно-метановые с приспособлениями для дозаправки в космосе и возможностью не менее чем трёхкратного включения двигателя.
2. Создаётся модификация РН «Союз-2.1а» по п.1, предназначенная для доставки на орбиту компонентов топлива в виде остатков в баках 3-й ступени (баки увеличены).
3. Создаётся орбитальный технологический комплекс, имеющий средства приёма, хранения и заправки компонентов топлива.
4. Создаётся беспилотный буксир, базирующийся на орбитальном комплексе и предназначенный для перехвата и доставки ступеней с компонентами топлива.
5. Орбитальный технологический комплекс оснащается круговым 3Д-принтером и оборудованием для переработки элементов ракетных блоков в материал для него.
             Подробнее о составляющих системы средств выведения
1. Выбор кислородно-метановой пары объясняется следующим:
- двигатели для ракетных блоков придётся делать заново, поэтому выбирается удобная пара компонентов;
- горючие на основе гидразина отвергаются из-за токсичности, а свойства керосина плохо предсказуемы при длительном хранении в невесомости;
- очевидным окислителем будет жидкий кислород, жидкий метан по теплофизическим свойствам близок к нему настолько, что для него подойдёт то же самое оборудование;
- свойства жидкого метана благоприятны охлаждения камеры сгорания, а энтальпия продуктов сгорания выше, чем у кислородно-керосинового топлива;
- проведён значительный объём научно-исследовательских работ по кислородно-метановому топливу, оно признано перспективным для использования в ракетных двигателях;
- есть все предпосылки того, что предстоящая космическая программа России будет национальной, для чего использование жидкого метана в качестве горючего является достаточным решением (для международной программы был бы желателен жидкий водород).
 В дальнейшем возможна модернизация системы с заменой жидкого метана на жидкий водород, но при этом придётся решить более сложные задачи по его теплоизоляции. Если баллистические свойства последних ступеней при этом сохранятся, то сохранятся и пропорции миссий, изменения будут заключаться в росте массы полезного груза.
 Последние ступени для носителей «Союз-2.1а» и «Союз-2.1в» предполагается сделать одинаковыми. Для них потребуется создать маршевый ЖРД с тягой ~30-40 тс. На последнюю ступень для РН «Ангара-А5И» будет установлено 2 или 3 таких двигателя (в зависимости от модификации).
2. Для повышения эффективности использования средств выведения предлагается отказаться от специального танкера для доставки компонентов топлива, используя для этой цели баки последней ступени РН. В этом случае предстоит разработать методом регрессивного проектирования специализированный ракетный блок с увеличенными баками и упрощённым вариантом двигателя (одноразовым). При этом дополнительно к массе расчётной полезной нагрузки добавится масса отсутствующего адаптера полезного груза (ПГ) и/или переходника и сопутствующих элементов крепления, а также дополнительная масса из-за отсутствия полноразмерного обтекателя, уменьшения аэродинамического сопротивления, облегчения баков из-за более благоприятного распределения весовой нагрузки. Кроме того, не будут потеряны остатки незабора топлива и газы наддува.
Путём экономических и инженерных расчётов предстоит определить, что будет рациональнее – один вариант блока для доставки компонентов в рабочем соотношении или два разных варианта для доставки каждого из компонентов.
Блок оборудуется минимумом систем, способствующих транспортировке его к орбитальному комплексу внешними средствами.
Первоначально предполагается оснастить таким блоком модификацию РН «Союз-2.1а», в дальнейшем можно использовать и другие носители с подходящими компонентами. Использование разных носителей позволит оптимально распределить по ним грузопоток и выровнять загрузку их производственных мощностей.
В настоящее время грузовые корабли «Прогресс» доставляют на МКС до 2,6 т груза, включая топливо в баках собственной двигательной установки. Полезный груз предложенной модификации РН «Союз 2.1а» составит до 10,5-11,0 т, если считать конструкционные материалы. Эффективность использования носителя возрастает в 4 раза!
Способ доставки обладает адаптивностью к таким перспективным факторам, как:
- вытеснение кислорода с Земли доставляемым с Луны (модификация ступеней под доставку метана);
- переход на водородное горючее (модификация ступеней под доставку кислорода, отдельное решение по снабжению водородом);
- требование увеличения экономической эффективности (создаётся дешёвый специализированный носитель с умеренной надёжностью).
3. Орбитальный заправочный комплекс (ОЗК) на низкой земной орбите позволит резко повысить надёжность миссий с дозаправкой и даже сделать их более надёжными, чем с использованием СТН. Причины этого следующие:
- для отработки меньшего по размерам носителя потребуется меньше средств;
- носитель, имеющий многоцелевое применение и/или используемый для доставки топлива будет иметь бόльшую частоту пусков, быстрее пройдёт лётные испытания и наберёт статистику успешных пусков;
- концепция предполагает использование отработанных и надёжных конструкций РН «Союз»;
- имеется возможность в ходе обслуживания на ОЗК устранить возникшие неполадки, провести тестирование ПГ, демонтировать не нужные в дальнейшем перелёте крепления;
- в случае отказа при запуске двигателя ракетного блока (РБ) имеется возможность сохранить ПГ, вернув его на ОЗК.
4. Идея доставки грузов на орбитальную станцию с помощью буксира не нова, такой проект («Паром») был заявлен РКК «Энергия», но не имел продолжения. Его слабое место – проектирование в пилотируемом варианте, что не только повлекло увеличение массы из-за наличия гермообъёма и системы жизнеобеспечения, но и в конечном счёте вылилось бы в оснащение его спускаемым аппаратом. Развитие средств связи и средств управления подошло к такому уровню, при котором человек на борту буксира не требуется.
На сегодня отработаны технологии выведения, позволяющие организовать транспортировку РБ с остатками топлива к ОЗК в течение 6-12 часов, и это время в перспективе будет сокращено. Перехват и управление РБ, в баках которого будет около четверти объёма заполнено низкокипящей жидкостью, а также решение проблемы перегрева представляет собой интересную научную и инженерную задачу, которая будет, без сомнения, решена.
5. Появление технологий 3Д-печати делает своевременной постановку задачи о её использовании для производства конструкций в космосе. Достойная задача для ближайшего будущего – производство гермооболочек из попутных конструкционных материалов (вовлечение отходов во вторичный оборот). Этим предполагается решить проблему недостаточного гермообъёма обитаемых космических объектов. Основным материалом для этой цели будет сплав, из которого изготовлены баки РБ (предположительно АМг-6). Требуемые характеристики конструкций: двойная гермооболочка в-основном цилиндрической формы диаметром 8-12 м. Создание оболочки будет происходить методом наплавления, сплав потеряет прокатную упрочнённость, прочность на разрыв упадёт в 1,3-1,5 раза. Для компенсации этого фактора предполагается предусмотреть толщину гермооболочки с достаточным запасом (тройную от аналога из нагартованного сплава). Такая оболочка даст серьёзный вклад и в радиационную защиту экипажа. Технология производства гермооболочек вместе с использованием модулей, как внешних, так и внутренних, позволит создать новое поколение орбитальных станций и другие перспективные обитаемые объекты.
[/QUOTE]

[mihalchuk]

mihalchuk пишет:


Сценарий полёта к Луне с использованием заправки на орбитальном комплексе
При использовании орбитального комплекса, как места базирования, наиболее рациональной представляется двухпусковая схема с использованием носителей разной грузоподъёмности. В этом случае лунный комплекс компонуется из двух частей полезного груза и двух ракетных блоков – заправляемых последних ступеней носителей. Больший по размерам ракетный блок используется для разгона комплекса к Луне, затем отбрасывается. Меньший – для торможения и выхода на лунную орбиту, либо непосредственно для посадки на Луну. Расчёты, однако, показывают, что реальный второй блок будет избыточен для первой цели и явно недостаточен для второй. Следовательно, он будет повторно использоваться для торможения и схода с лунной орбиты, после чего – отбрасываться, а посадка будет выполняться с помощью отдельного посадочного модуля.
 Возможны различные модификации этого сценария, самые интересные из них предполагают заправку посадочного модуля компонентами топлива.
 Первым этапом в лунной программе будут беспилотные миссии с использованием модификаций РН «Союз 2.1а» и «Союз 2.1в», оснащённых равноразмерными РБ. В этом случае оптимальное соотношение по ступеням лунного комплекса не получится – одного блока будет недостаточно для разгона комплекса к Луне, для этой цели потребуется использовать и второй блок. В табл. 1 варианты 1 и 2 соответствуют заявленным миссиям. В 1-м варианте посадка на Луну осуществляется с помощью посадочного модуля, использующего высококипящие компоненты. Второй РБ используется трехкратно:
- для довыведения комплекса на траекторию полёта к Луне,
- для выхода на окололунную орбиту;
- для торможения и схода с окололунной орбиты.
Во 2-м варианте используется крупный посадочный модуль на компонентах ж.кислород + ж.метан, который выводится на околоземную орбиту с порожними баками и заправляется на ОЗК. Два РБ последовательно разгоняют и отбрасываются, при этом лунный комплекс (ЛК) оказывается на траектории полёта к Луне.
 Программа первого этапа может включать не только исследовательские миссии, но и начало строительства лунной базы аппаратами с дистанционным управлением, а также пилотируемый облёт Луны с выходом на лунную орбиту.
 Вариант 3, табл.1 (второй этап) даёт возможность осуществить полноценный пилотируемый полёт на Луну. При этом в качестве 1-го носителя используется РН, способная доставить на орбиту ОЗК груз массой 23 т, в качестве 2-го - модификация РН «Союз 2.1а» из вариантов 1 - 2. Грузоподъёмность 1-го носителя соответствует грузоподъёмности РН «Ангара А5и», но вместо УРМ-2 используется более крупный ракетный модуль. Это значит, что «Ангару» придётся подгонять: укорачивать УРМы или недоливать в них топливо.
 В пилотируемой миссии первой стартует РН с лунным модулем и ракетным блоком с высококипящими компонентами топлива, второй – РН с пилотируемым космическим кораблём (КК). РБ второй РН доставляется на ОЗК космическим кораблём, где происходит конфигурирование и заправка комплекса. РБ первой РН разгоняет выводит комплекс на траекторию полёта к Луне, после чего отбрасывается. РБ второй РН выводит комплекс на окололунную орбиту, где остаётся КК, Далее РБ-2 сводит с орбиты лунный модуль и отделяется, а лунный модуль производит посадку на своём двигателе. Масса доставляемого таким способом груза на лунную поверхность составит 11,6-14,5 т в зависимости от массы КК с РБ на высококипящих компонентах (14,6-8,5 т) что вполне достаточно для пилотируемой миссии. В грузовой модификации комплекс может доставить на Луну до 18 т груза.
 Масса лунного комплекса вместе с заправленными блоками составит 162,7 т, что эквивалентно использованию СТН грузоподъёмностью 170 т. Масса заправляемого топлива составит 116,6 т плюс восполнение остатков в баках, которые не удастся довезти до ОЗК. Это около 12 пусков грузовой модификации РН «Союз 2.1а» или 5 – РН «Ангара А5И». При этом на ОЗК накопится не менее 12-15 т алюминиевых сплавов в разобранных конструкциях.
-

Варианты миссии	1	2	3
Последняя ступень первого носителя
Масса ПГ, кг	8500	8500	23000
Конечная масса посл. ступени, кг	3160	3160	11400
Масса используемого топлива, кг	21599	21599	95000
Удельный импульс ДУ, Н*с/кг	3650	3650	3650
Характеристическая скорость, м/с	3826	3826	4836
Последняя ступень второго носителя
Масса ПГ, кг	2550	2550	8500
Конечная масса посл. ступени, кг	3160	3160	3160
Масса используемого топлива, кг	21599	21599	21599
Удельный импульс ДУ, Н*с/кг	3650	3650	3650
Характеристическая скорость, м/с	5712	5712	3826
Лунный комплекс
Масса заправленного комплекса, кг	60568	76258	162660
Масса используемого топлива, кг	43198	58888	116599
Масса заправки посадочного модуля, кг	-	15690	-
Масса корабля на орбите Луны, кг	-	-	14600-8500/0
Характеристическая скорость отлёта, 1, м/с	1610	1215	3202
Характеристическая скорость отлёта, 2, м/с	1590	1985	-
Характеристическая скорость торможения у Луны, м/с	850		850
Характеристическая скорость торможения для схода с орбиты Луны, м/с	933	-	1465-1172/918
Удельный импульс посадочной ДУ, Н*с/кг	3300	3500	3300
Характеристическая скорость посадки, м/с	1232	3015	635-781/1182
Конечная масса на Луне, кг	7608	11300	13944-17365/22016
Масса груза на Луне, кг	6500	8500	11600-14500/18000

Таблица 1

 Пилотируемый корабль

Из расчётов (табл. 1) видно, что пилотируемый космический корабль (ПКК) должен иметь начальную массу, близкую к 9,5 т (8,5 т на ОЗК), это крайне важно с точки зрения минимизации рисков. Тогда для его запуска можно использовать модификацию РН «Союз 2.1а», первые две ступени которой хорошо отработаны, а третья будет быстро отработана из-за минимальной размерности и высокой частоты пусков в беспилотной программе и в миссиях по доставке топлива на ОЗК. Кроме того, запуск корабля с экипажем предполагается производить по достижении состояния готовности остальных составляющих ЛК – они будут предварительно доставлены на ОЗК, протестированы и, возможно, заправлены компонентами топлива.
 Используемый сегодня для пилотируемых полётов ПКК «Союз» вполне вписывается в заявленную массу и может быть использован в лунной миссии после некоторой модернизации. Но он имеет очевидные неудобства: невысокое аэродинамическое качество (влияет на перегрузки при возвращении) и малый внутренний объём. Кроме того, его вместимость может оказаться недостаточной (желателен экипаж из 4-х человек). Создающийся ПТК НП также неудобен для лунной миссии. Изначально предназначенный для других целей, он оказался концептуально нерационален для полёта к Луне (размещение всех систем жизнеобеспечения в одном объёме) и избыточен по массе (минимум – 14 т в околоземном варианте) и габаритам. Судя по опубликованным картинкам, у него также невысокое аэродинамическое качество. Его использование потребует масштабирование миссии в 1,5 раза в сторону увеличения (эквивалент СТН на 250 т), либо переформатирование её в менее удобный и надёжный вариант с меньшим увеличением массы ЛК.
 Оптимальным для лунной миссии был бы ПК с более вместительным спускаемым аппаратом, обладающим повышенным аэродинамическим качеством (в1,3-1,5 раза большим, чем у ПК «Союз»). Возможности для этого есть, это около 2 т за счёт увеличения грузоподъёмности рассматриваемой модификации РН «Союз 2.1а» по сравнению с РН «Союз ФГ», а также около 1 т за счёт отказа от бытового отсека и перенесения части ресурсов системы жизнеобеспечения в лунный модуль. Общая масса спускаемого аппарата при этом превысит вдвое массу СА ПК «Союз», что достаточно для размещения в ПКК экипажа из 4-х человек.

[/QUOTE]

[mihalchuk]

mihalchuk пишет:

Форс-мажор и его последствия
     Скрытый текст       Если наступят обстоятельства, несовместимые с продолжением лунной программы при невозможности замещения её комплексом других соразмерных программам, то их результатом будет следующее:
- заметное, но не катастрофическое сокращение количества пусков РН «Союз» и «Ангара»;
- сокращение объёма использования мощностей ОЗК и числа пилотируемых пусков;
- сворачивание производства чисто «лунной» техники – лунного модуля и пр.
    В целом, вся инфраструктура и производственные мощности будут в большей или меньшей степени задействованы. Система будет использоваться для выведения спутников на геостационарную орбиту, отправке тяжёлых межпланетных станций, а также, если будут такие планы и возможности – для постепенного накопления ресурсов для будущих межпланетных пилотируемых миссий. ОЗК при недостаточной загрузке может использоваться в научных целях, для отработки некоторых технологий, опытного производства, а также для туризма.
    В случае использования СТН те же самые обстоятельства потребуют консервации большей части инфраструктуры без видимых сроков её восстановления. Будет демонтирована часть оборудования, персонал переквалифицируется и сменит работу, производственные мощности перепрофилируются. Помимо разовых расходов на консервацию предстоят постоянные расходы на содержание законсервированной инфраструктуры, но, как показывает опыт, если СТН потребуется не ранее, чем через 15-20 лет, то практически всё придётся делать заново.

                                                          Выводы
    Возможности пути использования  ОЗК сравнительно с предлагаемым Роскосмосом СТН приведены ниже в табл. 2:

	Союз2.1 + Союз2.1в	Союз2.1 + РН(23 т ПГ)	Орбитальный комплекс	СТН 160-180 т НЗО
Затраты на создание, млрд руб.	25	20-30 (дополнительно к совместным по «Союз-2)	150	500
Сроки создания, лет	5-6	10	5-6	более 16
Масса груза на Луне, т	11	22	-	до 24

                                                             Таблица 2
    Данные по СТН приведены в предположении использования углеводородного горючего. При использовании жидкого водорода получим возможность снизить стартовую массу носителя на 25-30%, но общие затраты и стоимость доставки килограмма полезного груза существенно не изменятся.
    Из таблицы видно, что опираясь на ключевые технологии, мы можем начать создание лунной базы через 5-6 лет, а пилотируемые полёты на Луну через 10 лет. Если даже считать, что стоимость доставки будет одинаковой, получим значительную экономию времени и средств на разработку. Кроме того:
- будет сохранено такое направление деятельности, как околоземные орбитальные станции, при этом стоимость их снабжения существенно снизится;
- получим возможность реализации технологии производства гермооболочек в космосе из металлических отходов, что даст возможность создавать обитаемые объекты следующего технологического поколения для ближнего и дальнего космоса;
- система может быть легко переориентирована на другие задачи на высоких околоземных орбитах и в дальнем космосе, при этом время и затраты на реализацию таких миссий существенно уменьшатся.
    Общие затраты будут меньше на 300 млрд. руб, чем при использовании СТН, при этом создание ОЗК будет относиться к затратам только в рамках концепции освоения Луны, а в контексте естественной экспансии это будет целевым достижением.

[Seerndv]

mihalchuk пишет:
Основы развития пилотируемой космонавтики и средств выведения
                         на ближайшую перспективу

- очень обстоятельно, просто потрясающе.
Но есть возражения:
1. Сначала только высококипящие компоненты - и отработка. практика и.т.д. изделий с ними, это не потребует больших денег, и практически, уже существует..
2. Метана пока нет.    
3. Третья ступень как заправщик - не оптимально.  :|
БВ и бочка  
Меньше затраты буксира.

[mihalchuk]

Seerndv пишет:

mihalchuk пишет:
Основы развития пилотируемой космонавтики и средств выведения
                         на ближайшую перспективу

- очень обстоятельно, просто потрясающе.
Но есть возражения:
1. Сначала только высококипящие компоненты - и отработка. практика и.т.д. изделий с ними, это не потребует больших денег, и практически, уже существует..
2. Метана пока нет.
3. Третья ступень как заправщик - не оптимально.
БВ и бочка
Меньше затраты буксира.

По возражениям.
1. Что у нас есть по высококипящим компонентам? Подозреваю, почти ничего. В реальности имеются две возможные пары: АТ-НДМГ и керосин-Н2О2. У последней пары слабый для Луны УИ и по ней нет железа. По АТ-НДМГ - чем мы заменим блок "И" на Союзе? Тоже придётся делать новый. Но главное - другое. Инфраструктура - сделать заправку НДМГ на СК Союз практически не реально, этот компонент может применяться только в ампулизированном виде. И в небольших количествах. Даже заброска отдельными бочками такого количества НДМГ, которое обеспечит лунную программу, недопустимо из-за экологических рисков. Кроме того:
а) подрывается сама идея снабжения топливом: для него нужен дешёвый, но не надёжный носитель;
б) принципиальная ошибка - лишнее движение. Нам не нужно непременно достичь Луны, нам нужны технологии надёжного проникновения в космос. Всю метановую инфраструктуру можно предусмотрительно сделать так, чтобы потом использовать под кислород. Тогда переход на водород станет просто апгрейдом без потерь, а дальше водороде в химии развиваться некуда.
2. Судя по научному заделу, метан может быть освоен быстро.
3. Теряем металл. А буксир можно развивать в плане энергосовершенства.

[Seerndv]

По экологии - "Протон" ещё долго будет летать неся на порядок больше высококипящих.
Луна не самоцель. Обслуживание спутников и орбитальных платформ принесёт деньги, а там высококипящие forever.
До металла серьёзного в космосе ой как далеко.
Метана долго не будет по политическим соображениям  - "Энергомаш" хочет снять сливки с семейства РД-170, ИМХО.

[Дмитрий Инфан]

Да и создавать метановые двигатели будут очень долго. Явно больше десяти лет.  

[mihalchuk]

Seerndv пишет:
По экологии - "Протон" ещё долго будет летать неся на порядок больше высококипящих.
Луна не самоцель. Обслуживание спутников и орбитальных платформ принесёт деньги, а там высококипящие forever.
До металла серьёзного в космосе ой как далеко.
Метана долго не будет по политическим соображениям - "Энергомаш" хочет снять сливки с семейства РД-170, ИМХО.

А вы случайно не забыли, кто у нас в стране президент? Политические хотелки запросто можно заткнуть за пояс, был бы резон. Но вот что я не понимаю - а где пересечение между предложенным метановым двигателем и линейкой ЖРД Энергомаша? Как одно может помешать другому7

[mihalchuk]

Дмитрий Инфан пишет:
Да и создавать метановые двигатели будут очень долго. Явно больше десяти лет.

Неужели гораздо дольше, чем всё остальное для полётов на Луну?

[Seerndv]

mihalchuk пишет:
А вы случайно не забыли, кто у нас в стране президент? Политические хотелки запросто можно заткнуть за пояс, был бы резон. Но вот что я не понимаю - а где пересечение между предложенным метановым двигателем и линейкой ЖРД Энергомаша? Как одно может помешать другому7

- ну судя по тому как деньги пустые раздавались - http://www.interfax.ru/business/414286  я не уверен кто у нас в стране президент.  Набиулина?
ПН нагрузка на метан отдельно как-то не предусмотрена    
Опять же затраты на разработку.
А что всё-таки по заправке спутников и ллатформ?

[NK]

Да это сильно конечно 12 пусков Союза или 5 Ангары. Год на 1 экспедицию.

[Seerndv]

Я, конечно, конкретно по энергопитанию КА ни  специалист ( но может ни совсем ни разу    ),  но ... в свете практических действий ведущих к накоплению не только опыта, но и капиталов в заправочном бизнесе    
А сменные модули с аккумуляторами для спутников?  :oops:  
Это же тоже depot!    

Если никто не предлагал, считайте что застолбил  

[vlad7308]

mihalchuk,
очень интересная программа!

а что имеется сейчас с длительным хранением низкокипящих и их перекачкой в невесомости?
вроде бы совсем ничего?