Пилотируемый полёт на Марс с использованием ЖРД

[pkl]

mihalchuk пишет:
Какая коза? Отлётная масса корабля будет такой же. Разница в том, что топливо не собирается на низкой орбите, а тратится порциями заранее (отсутствует длительное хранение и не нужна огромная ступень на низкой орбите).

Сложно это всё. И ненадёжно. Это же стыковки потом. А на них тоже топиво надо. И много служебных систем.

[Олег Шляпин]

Кубик пишет:
Это где же? "радиус сферы действия Земли относительно Солнца - 930 000 км"...Как туда добираться? И с чего масса уменьшится, да и с учётом множества рейсов для сборки - сколько суммарно, учитывая "холостую массу" носителей, надо вывести? Ну и - по непреложному закону космодинамики энергетически выгоднее главное приращение скорости давать вблизи от Земли, а вы предлагаете КК сначала загнать далеко, потом тормознуть, и снова разгонять, добавив ещё массу....  

Гравитационный параметр Земли μ (км3с−2)=398 600,4415; Радиус орбиты - 6371 + 900 000 км=906371 км. Круговая орбитальная скорость V1=0,663 км/с. Вторая космическая V2=0.935 км/с. Для достижения орбиты Марса  понадобиться около 1 км/с. И того приращение скорости будет 0,337 км/с. Ну пусть 0,4 км/с. Другое дело, какую массу на орбиту такой высоты можно забросить. 

[Олег Шляпин]

У сборки корабля на орбите высотой 900 000 км будет одно преимущество - можно использовать кислород-водородные РБ без решения проблемы длительного хранения криогенных компонентов. На НОО=200 км выводится нагрузка, состоящая из РБ+блок марсианского корабля. Затем старт и выведение нагрузки на монтажную орбиту. Другое дело, что для выхода на такую орбиту понадобится скорость относительно Земли около 12 км/с. http://alexandr4784.narod.ru/lewantov/lewmkp_05.pdf Соответственно приращение скорости составит 12-7,9=4,1 км/с. Теперь прикинем для начальной массы 100 т, уд.тяги двигателя 470 с, числе Циолковского для ступени равным 6,5 http://www.khrunichev.ru/main.php?id=52. Из формулы Циолковского Vр/Vг=0,89. Примем 0,9. Соотношение Мст/Мп=2,45. Значит после разгона будем иметь массу пустого РБ+груз 40.8 т. Примем 40 т. При массе топлива 60 т, масса конструкции составит примерно 9 т. И того масса ПН будет 31 т. Примем 30 т. Я выше считал http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/forum9/topic14617/?PAGEN_1=9 При массе корабля 2 ступень)
- коррекция орбиты на пути к Марсу имеем Мст=255,9 т, получим Мп=218,7 т;
- после выхода на ОИС Марса Мст=218,7 т, Мп=112,1 т; М топлива=143.8 т,
М 2ступени=0,1Х143,8=14,4 т.
"Чистая" масса корабля после сброса 2 ступени М корабля = 97,7 т.
 
3 ступень)
- старт к Земле Мст=97,7 т, Мп=63,0 т;
- коррекция траектории на пути к Земле Мст=63,0 т, Мп=53,8 т; М топлива=9,2 т.
Общая масса топлива равна 43,9 т. М ступени =4,4 т.
 Таким образом имеем "чистую" массу корабля Мк=49,4 т

Это я считал для корабля, который только перевозит экипаж с ОИС Земли на ОИС Марса и возвращает его к Земле


Что бы отправить в полёт КК массой 256 т с орбиты высотой 900 000 км, при приращении скорости около 400 м/с при уд. тяге 325 с. имеем соотношение Vр/Vг=0,13, а соотношение Мст/Мп=1,14. Увеличим массу корабля до 260 т с учетом большей массы ступени и получим 296 т.

Таким образом, нам понадобится порядка 10 РН с массой ПН=100 т на НОО=200 км с кислород-водородным РБ.

Низкий показатель обусловлен тем, что суммарная характеристическая скорость полёта будет выше - примерно 4.5 км/с по отношению к НОО=200 км/с, в то время как для траектории Гомана на такой орбите Vхар=3,613 м/с http://alexandr4784.narod.ru/lewantov/lewmkp_16.pdf

Единственное преимущество такого варианта - использование кислород-водородной ступени как части этапа выведения космического аппарата к Марсу

[Дем]

Олег Шляпин пишет:
могли обеспечить приемлемое число запусков - до 8 в год,

А почему до 8? В чём проблема пускать по Протону в неделю? Особенно с нескольких площадок?

Да, оптимальна не круговая а высокоэллиптичная орбита - с перигеем 200-300 км и апогеем под миллион.  Улететь с неё те же затраты, а вот вывод проще.

[benderr]

Дем пишет:
А почему до 8? В чём проблема пускать по Протону в неделю? Особенно с нескольких площадок?

имхо-проблема в отсутствии заявленного колличества.
и Протонов,и «площадок».

[Олег Шляпин]

Дем пишет:
А почему до 8? В чём проблема пускать по Протону в неделю? Особенно с нескольких площадок?

Наверное в возможностях производственной и пусковой инфраструктуры

[Дем]

ИМХО, нарастить инфраструктуру для серийного производства тяжёлой ракеты на порядок проще и дешевле чем строить супертяж.

[Олег Шляпин]

Дем пишет:
ИМХО, нарастить инфраструктуру для серийного производства тяжёлой ракеты на порядок проще и дешевле чем строить супертяж.

Если же речь идёт о полёте на Марс с использованием ЖРД, то лучше "супертяж"

[Олег Шляпин]

Блок диаметром 10 м, 5 РД-0120 + 8 блоков с керосиновыми ЖРД тягой 1000 т - тяга 9000 т. При тяговооруженности  1,45 стартовая масса 6200 т. При уд. весе ПН=4,2% составит 260 т. 2 старта по 4 запуска в год - 2080 т на НОО=200 км.

[Дем]

По 20т раз в неделю - те же 2080т за два года.

[Олег Шляпин]

Дем пишет:
По 20т раз в неделю - те же 2080т за два года.

Теперь представьте корабль массой 2000 т - сколько операций стыковки и пр.

[Искандер]

Набрать 2000т по 20т...8-о!!!
Не замахаетесь?
Для Марса нужен нормальный супертяж от 100, а лучше хотя бы раза в два больше, тем более для химии. Всё равно будет нужен многопуск, но чем его меньше, тем лучшее и дешевле.

[mihalchuk]

pkl пишет:

mihalchuk пишет:
Какая коза? Отлётная масса корабля будет такой же. Разница в том, что топливо не собирается на низкой орбите, а тратится порциями заранее (отсутствует длительное хранение и не нужна огромная ступень на низкой орбите).

Сложно это всё. И ненадёжно. Это же стыковки потом. А на них тоже топиво надо. И много служебных систем.

Стыковки на таком расстоянии не требуют много топлива, всё делается неспешно и экономно.

[mihalchuk]

Олег Шляпин пишет:

Кубик пишет:
Это где же? "радиус сферы действия Земли относительно Солнца - 930 000 км"...Как туда добираться? И с чего масса уменьшится, да и с учётом множества рейсов для сборки - сколько суммарно, учитывая "холостую массу" носителей, надо вывести? Ну и - по непреложному закону космодинамики энергетически выгоднее главное приращение скорости давать вблизи от Земли, а вы предлагаете КК сначала загнать далеко, потом тормознуть, и снова разгонять, добавив ещё массу....

Гравитационный параметр Земли μ (км3с−2)=398 600,4415; Радиус орбиты - 6371 + 900 000 км=906371 км. Круговая орбитальная скорость V1=0,663 км/с. Вторая космическая V2=0.935 км/с. Для достижения орбиты Марса понадобиться около 1 км/с. И того приращение скорости будет 0,337 км/с. Ну пусть 0,4 км/с. Другое дело, какую массу на орбиту такой высоты можно забросить.

Неправильно так считать. Там не круговая орбита, а сильновозмущённая (не круговая) траектория и пара точек либрации. Импульс для схода с этой орбиты к Земле будет гораздо меньше. Если собирать корабль на НЗО, то придётся постоянно тратить топливо с УИ 300 с. На удалённой орбите этих издержек нет, а для сталкивания можно использовать ионники с УИ 6000 с.

[mihalchuk]

Олег Шляпин пишет:
У сборки корабля на орбите высотой 900 000 км будет одно преимущество - можно использовать кислород-водородные РБ без решения проблемы длительного хранения криогенных компонентов. На НОО=200 км выводится нагрузка, состоящая из РБ+блок марсианского корабля. Затем старт и выведение нагрузки на монтажную орбиту. Другое дело, что для выхода на такую орбиту понадобится скорость относительно Земли около 12 км/с. ...

Не нужно 12. Максимум - 11,5

Единственное преимущество такого варианта - использование кислород-водородной ступени как части этапа выведения космического аппарата к Марсу

А ещё там проще хранить криогенику. Если не водород, то кислород - точно.

[Олег Шляпин]

mihalchuk пишет:

стыковки на таком расстоянии не требуют много топлива, всё делается неспешно и экономно.

не при таких массах

[Олег Шляпин]

mihalchuk пишет:
Не нужно 12. Максимум - 11,5

В том то и дело, что суммарная характеристическая скорость будет выше

[Red Kite]

Planetary Society вчера опубликовало документ "Humans Orbiting Mars: A Critical Step Toward the Red Planet" для скачивания которого они сделали специальный сайт http://hom.planetary.org/ (всё на английском)
краткое резюме:
Планетарное Общество предложило альтернативный насовскому план освоения Марса, с полётом на Фобос в 2033 (запуск четырьмя ракетами SLS) и на марс в 39 и 43 годах (на Марс в 39-м они собираются лететь при помощи шести ракет SLS запускаемых в течение четырёх с половиной лет с интервалом 6 месяцев и с использованием электрореактивных (Solar Electric Propulsion) двигателей, часть блоков будет запущена задолго до пилотируемой экспедиции и будет с электродвижением медленно лететь к Марсу и за счёт этого будет сэкономлена масса).  По текущим планам НАСА, полёт к Марсу случится не ранее 2046 года. Предпологается использовать корабль "Орион" и ракету SLS в том виде в котором они разрабатываются (успех обеих систем зависит от регулярности полётов, пишут что ещё одна "перезагрузка" (отмена SLS и Ориона) будет иметь непоправимые последствия для NASA), и без значительного увеличения бюджетов

Полёты на Луну в том виде в котором они были в 1970-е, повторить уже невозможно (несмотря на такую же примерно грузоподъёмность ракеты SLS - из-за разрастания пилотируемого корабля (орион) на модуль высадки на Луну массы не хватает и планируется 4 экспедиции на лунную орбиту, из них две длительные для отработки длительного перелёта Земля-Марс и обратно, потом одна на Фобос и одна пилотируемая на поверхность Луны для отработки взлётно-посадочного марсианского оборудования, а потом уже на Марс).

[Олег Шляпин]

У меня вопрос - а создание пилотируемого корабля на кислород-водородном топливе возможно?

Мне вот интересно - можно было бы создать осуществить пилотируемый полёт на Марс по той же концепции, что и проект по программе Constellation, но вместо ЯРД использовать кислород-водородные ЖРД? Масса корабля, конечно. возросла бы, но при этом весь проект был бы "экологически чистым" и базировался на уже имеющихся двигателях

[Олег Шляпин]

MARS Constellation(DEFUNCT)/SLS : Manned Mission to Mars/ SLS ARCHITECTURE