Пилотируемый полёт на Марс с использованием ЖРД

[pkl]

Олег Шляпин пишет:
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

Можно, только стартовая масса КК будет порядка 2000 т. Возможно ли это соорудить на околоземной  орбите - думайте сами.

[Кубик]

Угу, и всю криогенику надо ещё хранить очень долго ...

[silentpom]

ну вот ULA предлагает способы хранения кислорода и водорода на орбите. чего получится сказать не могу

[Not]

silentpom пишет:
ну вот ULA предлагает способы хранения кислорода и водорода на орбите. чего получится сказать не могу

Их еще Беляев предлагал, в романе "Продавец воздуха", и достиг очень многого. В романе.

[Олег Шляпин]

pkl пишет:
Можно, только стартовая масса КК будет порядка 2000 т. Возможно ли это соорудить на околоземной орбите - думайте сами.

Раздельный пуск - доставка модуля для длительного пребывания, взлётно-посадочного модуля, а затем экипаж. Только вместо ступеней с ЯРД ступени на кислород-водородном топливе Ничего такого в 2000 т одним аппаратом там не будет

[Олег Шляпин]

silentpom пишет:
ну вот ULA предлагает способы хранения кислорода и водорода на орбите. чего получится сказать не могу

По программе Constellation предполагается использовать ЯРД. А там жидкий водород с температурой хранения -256 градусов по Цельсию

[Олег Шляпин]

Кубик пишет:
Угу, и всю криогенику надо ещё хранить очень долго ...

В методичке МАИ 80-х годов написано, что эта проблема будет решаться применением теплозащиты и сжижения паров компонентов.

[pkl]

Олег Шляпин пишет:

pkl пишет:
Можно, только стартовая масса КК будет порядка 2000 т. Возможно ли это соорудить на околоземной орбите - думайте сами.

Раздельный пуск...

Если использовать 200-тонник, то надо 10 пусков. При 2 запусках в год, как у "Сатурна-5", строительство КК растягивается на 5 лет минимум. Т.е. летать на Марс сможем не каждое астрономическое окно, а только лишь через одно! :oops:

[Олег Шляпин]

pkl пишет:

РН "Энергия" могла стартовать один раз в год.

до 8 раз в год

[Олег Шляпин]

pkl пишет:
Если использовать 200-тонник, то надо 10 пусков. При 2 запусках в год, как у "Сатурна-5", строительство КК растягивается на 5 лет минимум. Т.е. летать на Марс сможем не каждое астрономическое окно, а только лишь через одно!  :oops:

Да не будет там никаких 2000 т одним махом. Вы смотрели видео выше? Вот тот же вариант, только в ЖРД на кислород-водородном топливе.

Выше я приводил ссылку с книги Левантовского - скорость схода для траектории Гомана V1 схода с орбиты= 3613 м/с. При уд. тяге 470 с (у РД-0146) имеем соотношение стартовой и пустой масс после разгона Мст/Мп=2,185.
РН "Вулкан" с массой ПН=198 т на НОО=200 км могли запускать до 3 раз в год. Такая РН смогла бы отправить к Марсу по траектории Гомана 52 т груза. А при стыковке 2 блоков, как у американцев (см. рисунок внизу корабли 2 и 3 сверху вниз), то масса ПН будет выше. Мст-135=Мп, Мст/Мп=2.184, Мст/(Мст-135)=2.184, Мст=2.184 (Мст-135), Мст-2,184 Мст=-295  - 1,184Мст=-295. Умножаем обе части уравнения на -1. Тогда Мст=249 т  Значит при массе РБ=150 т, к нему можно пристыковать нагрузку в 99 т. Проверим по формуле Циолковского Vр= Vг Х Ln (Мст/Мп), Vр/Vг=3613/(470Х9.=0,784. е0,784=2,184. 249/2,184=114. Отнимем массу пустой ступени РБ равной 15 и получим 99 т.






 


Расчет пилотируемого корабля прикину завтра

[pkl]

Олег Шляпин пишет:

pkl пишет:

РН "Энергия" могла стартовать один раз в год.

до 8 раз в год

Откуда такие сведения? Б. Губанов в своей книге "Триумф и трагедия Энергии" утверждал, что один. Да и 8 пусков в год - не факт, что успеем собрать.

[pkl]

Олег Шляпин пишет:

pkl пишет:
Если использовать 200-тонник, то надо 10 пусков. При 2 запусках в год, как у "Сатурна-5", строительство КК растягивается на 5 лет минимум. Т.е. летать на Марс сможем не каждое астрономическое окно, а только лишь через одно!  :oops:  

Да не будет там никаких 2000 т одним махом. Вы смотрели видео выше? Вот тот же вариант, только в ЖРД на кислород-водородном топливе...

Ну, не одним махом, так за несколько пусков. Это ещё М.К. Тихонравов считал. Получалось 1600 - 2000 т стартовой массы. Для водорода. Если разделять пуски, то в одно астрономическое окно отправляются грузы, а в следующее - экипаж. Радикально снизить массу можно только с переходом на ЭРД и производя топливо для обратного пути на месте, чтобы на борту КК было только для разгона и торможения у Марса. Тогда красиво получается.

Кстати, у Вас на картинке КК с ЯРД. Он тоже имеет меньшую массу, но не намного: 1000 - 1200 т.

[Олег Шляпин]

pkl пишет:
Откуда такие сведения? Б. Губанов в своей книге "Триумф и трагедия Энергии" утверждал, что один. Да и 8 пусков в год - не факт, что успеем собрать.

Да не может такого быть. Пуск "Бурана" планировали до 4 пусков в год.

[Олег Шляпин]

pkl пишет:
Ну, не одним махом, так за несколько пусков. Это ещё М.К. Тихонравов считал. Получалось 1600 - 2000 т стартовой массы.

Это при торможении двигателем на орбите Марса. В показанной выше схеме грузы имеют аэродинамический экран для торможения.

Вообще масса корабля будет зависеть от массы нагрузки и типа траектории. У Феоктистова приведён расчёт корабля на ЖРД массой менее 400 т. Но там очень малые массы всех компонентов корабля

[pkl]

Олег Шляпин пишет:

pkl пишет:
Откуда такие сведения? Б. Губанов в своей книге "Триумф и трагедия Энергии" утверждал, что один. Да и 8 пусков в год - не факт, что успеем собрать.

Да не может такого быть. Пуск "Бурана" планировали до 4 пусков в год.

Ну почитайте, что я ещё могу сказать.

[pkl]

Олег Шляпин пишет:

pkl пишет:
Ну, не одним махом, так за несколько пусков. Это ещё М.К. Тихонравов считал. Получалось 1600 - 2000 т стартовой массы.

Это при торможении двигателем на орбите Марса. В показанной выше схеме грузы имеют аэродинамический экран для торможения.

Так это только грузовики. КК с экипажем будет тормозиться двигателем, а потому выглядит явно больше и тяжелее. 336 т как-никак. С учётом разницы в у.и. ЯРД и ЖРД смело умножайте эту цифру на два.

Вообще масса корабля будет зависеть от массы нагрузки и типа траектории. У Феоктистова приведён расчёт корабля на ЖРД массой менее 400 т. Но там очень малые массы всех компонентов корабля

Вот-вот. И тут возникает вопрос о реалистичности схемы. Мы же, надеюсь, не сферический корабль в вакууме "проектируем"?

О! Только сейчас заметил, у Вас же там всё написано. Внизу посмотрите - с химией масса на LEO - 1200 т! Не, друг мой, чудес не бывает!  :oops:

Там ещё есть цифра 808,9 т. Я не понял, к чему это, к грузовикам?

[Kap]

pkl пишет:
Так это только грузовики. КК с экипажем будет тормозиться двигателем

Допустим мы очкуем тормозить об атмосферу пилотируемый корабль. Тогда:
1) Запускаем лэндер в отдельно и беспилотно.
2) Тормозим лэндер об атмосферу так чтобы он вышел на высокий эллипс с недобором до второй космической Марса порядка 200 м/с.
3) Выводим пилотируемый орбитер на тот же самый эллипс и стыкуем с лэндером. Лэндер садится на Марс тормозясь атмосферой Марса, затем взлетает на тот же вытянутый эллипс.
4) Пилотируемый корабль отчаливает к Земле, посадка осуществляется торможением об атмосферу (сразу на Землю двумя нырками как у Зонда либо с заходом на НОО).
Итого дельтавэ орбитера не сильно отлична от варианта с торможением об атмосферу.

Но на самом деле боязнь атмосферного торможения странная. Его все равно придется делать при посадке на Марс и Землю. Последнее уже многократно производилось в том числе с людьми на борту.

[pkl]

Kap пишет:

pkl пишет:
Так это только грузовики. КК с экипажем будет тормозиться двигателем

Допустим мы очкуем тормозить об атмосферу пилотируемый корабль. Тогда:
1) Запускаем лэндер в отдельно и беспилотно.

Угу!

2) Тормозим лэндер об атмосферу так чтобы он вышел на высокий эллипс с недобором до второй космической Марса порядка 200 м/с.

Тоже очкуем. Об марсианскую атмосферу и для посадки на планету тормозить проблематично, а уж чтобы на орбиту выходить... такого до сих пор никто не делал. Заметьте, все без исключения АМС тормозились для выхода на орбиту исключительно двигателем!

3) Выводим пилотируемый орбитер на тот же самый эллипс и стыкуем с лэндером. Лэндер садится на Марс тормозясь атмосферой Марса, затем взлетает на тот же вытянутый эллипс.

Плохо. Топлива надо до фига. Встреча должна быть на низкой орбите. Максимум - до орбиты Фобоса.

4) Пилотируемый корабль отчаливает к Земле, посадка осуществляется торможением об атмосферу (сразу на Землю двумя нырками как у Зонда либо с заходом на НОО).

Да пожалуйста. Все современные варианты экспедиции на Марс предполагают именно такую схему возвращения на Землю.

Но на самом деле боязнь атмосферного торможения странная. Его все равно придется делать при посадке на Марс и Землю. Последнее уже многократно производилось в том числе с людьми на борту.

При спуске на поверхность Марса с околомарсианской орбиты скорость будет примерно в два раза ниже, чем с межпланетной траектории. Соответственно, нагрузки меньше, а времени на реакцию, не важно, людей или автоматики - больше.

Исторически, первая успешная посадка была с орбиты, "Викинги-1 и 2" спускались с орбиты ИСМ. Спуск с межпланетной траектории освоили уже в наше время.

[Олег Шляпин]

pkl пишет:
Ну почитайте, что я ещё могу сказать.

Это на начальном этапе

[Олег Шляпин]

pkl пишет:

О! Только сейчас заметил, у Вас же там всё написано. Внизу посмотрите - с химией масса на LEO - 1200 т! Не, друг мой, чудес не бывает!  :oops:  

1200 - это не 1600 и тем более не 2000 т