Пилотируемый полёт на Марс с использованием ЖРД

[pkl]

Вы и его придумали?

[pkl]

Олег Шляпин пишет:

Kap пишет:
Чтоб на Марсе жить.

Юрий Васильевич Кондратюк (Александр Игнатьевич Шаргей) доказал, что разделение корабля на посадочный и корабль возвращения дает в сумме меньшую массу. чем корабль с прямой посадкой. В таком контексте это уже аксиома, не требующая доказательств...

Да не объясняйте, всё равно не поймёт.

[pkl]

Олег Шляпин пишет:

pkl пишет:
В схеме явно делается ставка на ЯРД, что действительно поможет заметно снизить массу ПН, выводимой на орбиту.

Да. Но сами блоки и ЯРД тяжёлые, тяговооруженность двигателей не высокая (3Х12 тс), и потому масса там при уд. импульсе в 2 раза большем. чем у ЖРД на кислород-водородном топливе 906/470 секунд ниже, чем у ЖРД на КВ топливе примерно в 1,5-1,6 раза.

Еще раз, на всякий случай - там еще траектория Гомана и аэродинамическое торможение нагрузки суммарной массой 2Х103-206 т. А это больше, чем масса ПН пилотируемого КК - 65+25 =90 т.

Разумеется, чудес не бывает. Но всё же 1600 т лучше, чем 2000. МЭК получается на 400 т легче, а это целая МКС!

Впрочем, если совершенствовать ЯРД и что-нибудь помудрить с теневой защитой, расплавленной активной зоной и т.п., может, и удастся улучшить энергомассовые показатели двигателя. Но этим надо заниматься долго и упорно. Это дорого. Так что пока остаются ЖРД.

[Олег Шляпин]

pkl пишет:
Вы и его придумали?  

Нет. конечно

[Олег Шляпин]

pkl пишет:
Разумеется, чудес не бывает. Но всё же 1600 т лучше, чем 2000. МЭК получается на 400 т легче, а это целая МКС!    

Не 1600, а 1200 на ЖРД и 800 с лишним на ЯРД. Тоже разница в целую МКС

[pkl]

Ну это при раздельной доставки экипажа и грузов.

Но самой соблазнительной мне кажется идея сделать стартовую массу МЭКа побольше, чтобы экипаж мог добраться до Марса за 3 - 4 месяца. Так что пусть КК будет потяжелее, зато до Марса долетим побыстрее!

[Олег Шляпин]

pkl пишет:
Ну это при раздельной доставки экипажа и грузов.
Но самой соблазнительной мне кажется идея сделать стартовую массу МЭКа побольше, чтобы экипаж мог добраться до Марса за 3 - 4 месяца. Так что пусть КК будет потяжелее, зато до Марса долетим побыстрее!

На это понадобится много РН сверхтяжелого класса. Но их в больших количествах никто в ближайшие годы строить не будет. 2-3 РН типа "Вулкан" - Ares-V - SLS в год - предел. По крайней мере до тех пор, пока миссии на Луну и на Марс не станут более востребованными, чем просто "исторический момент для Человечества". Или же 6-8 пусков в год РН типа "Энергия" - Shuttle-C. В первом случае максимальный потенциал на НОО=200 км может достигать 600 т/год (3 пуска в год РН "Вулкан" с массой ПН=200 т), или же порядка 450-480 т/год на монтажной орбите.
   Во втором случае - 840 т/год на НОО=200 км (8 пусков РН "Энергия" в год при массе ПН=105 т) и 656 т/год на монтажной орбите (8 пусков РН "Энергия" в год при массе ПН=82 т).
   Таким образом вариант РН "Вулкан" (Ares-V /SLS)при 3 пусках в год проигрывает варианту РН"Энергия"/Shuttle-C при 8 пусках в год.

   Кстати, когда американцы разрабатывали программу Constellation, то проект РН Ares-V рос по массе ПН со 130 до 188 т. Это было понятно - масса ПН на поверхности Луны возрастала и количество пусков РН для её строительства снижалось до 10 единиц для строительства первой очереди лунной базы, и еще 5 единиц - для строительства второй очереди базы.

   Исходя из этого, проект пилотируемого полёта на Марс строился на РН большой грузоподъемности - до 140 т на орбиту высотой 450 км. И потому эволюция проекта, показанного мною выше, пришла к варианту раздельного полёта на Марс - 7 пусков РН Ares-V - 2+2+3 в течении 3 лет. Крупногабаритные блоки на орбите Земли собираются путём их автоматической стыковки. Такой проект был возможен при использовании ЯРД. Но затем вся программа была закрыта и произошел полный пересмотр всех компонентов - РН, пилотируемого корабля и т.д.

   С появлением проекта РН SLS у американцев появился и новый проект межпланетного пилотируемого КК DSH - корабль, так сказать, эконом-класса. В сравнении с вариантом программы Constellation масса жилого отсека снижалась с 65 до 45,5 т. Масса посадочного модуля и научного оборудования так же снижались.

   Теперь американцы пришли к варианту МЭК  с ионными двигателями. Как по мне, то лучше было бы иметь шаттл с его возможностью запуска до 8 раз в год (например в 1992 и 1997 годах). Возможно в форсированном варианте - те же 5-секционные РДТТ, увеличенный бак, форсированные SSME RS-24. Даже при массе ПН=65 т на монтажной орбите, за 8 запусков можно было бы доставить 520 т. Ну по тому же российскому проекту МЭК с СБ в качестве энергетической установки и многоразовом использовании корабля, его масса составит 480 т. Т.е сборка корабля такого типа была бы возможна за год.

   Теперь к варианту с ЖРД - при наличии РН "Энергия" и "Вулкан" можно было бы осуществить запуск на основе имеющихся технологий - например одно-пусковая доставка на Марс жилого модуля РН "Вулкан". При этом не надо решать проблему длительного хранения топлива - вариант этой РН с массой ПН=175 т на НОО=200 км мог отправить к Марсу 52 т груза по траектории Гомана. При использовании аэродинамического торможения (или же комбинированного - частично с применением ЖРД на долгохранимом топливе, а затем с входом в атмосферу) модуль для длительного пребывания на Марсе типа лунного под экипаж, состоящий из 3 человек, доставить смогли бы. Еще один такой пуск - доставка научной аппаратуры и дополнительно системы СЖО. И еще один пуск - посадочно-взлетный (взлётно-посадочный) комплекс для экипажа из 3 человек. Задачи такого модуля - взлёт-посадка и небольшой груз - скафандры и марсоход открытого типа. Масса 25-30 т. По моим прикидочным расчётам если 52 т, запущенные РН "Вулкан", тормозить на орбите Марса двигателем, а не за счет ныряния в атмосферу, то 28 т "чистого" груза на орбиту выйдет.

   Теперь остаётся сам экипаж. В принципе, если экипаж снизить до 3 человек и садить всех на поверхность Марса, то для перелёта жилой отсек корабля для длительного пребывания мог бы быть создан на базе корпусных конструкций базового блока ОС "Мир" и модуля "Квант-1". Возможно модуль типа "Квант-1" мог бы быть несколько увеличен по объему. В конце 80-х годов прошлого века продолжительность полёта в один год была достигнута в гермообъёме такой конфигурации. При дополнительной массе блоков за счет защиты от радиации и массы груза, необходимого в полёте, примем массу этих модулей в 40 т. Ну пусть даже немного больше. Выводятся 2 РН "Протон-М". Возможно с дооснащением их расходными материалами, доставляемыми 1-2 грузовыми КК "Прогресс". Корабль возвращения на Землю для 3 космонавтов создается по типу КК "Зонд" - несколько увеличена масса топлива, теплозащита, увеличен срок пребывания в космосе. При массе 6-7 т такой КК выводится на орбиту РН "Союз-У/ФГ" в беспилотном варианте и пристыковывается к базовому КК. Доставка экипажа из 3 человек к МЭКу - штатным КК "Союз".

Таким образом, масса МЭК и КВ на Землю будет в пределах 45-50 т. Это не такая уж и большая масса. Основной тип топлива - долгохранимое. Возможно - стыковка с разгонным блоком на кислород-водородном топливе, доставляемом РН "Вулкан". Ну даже если нет, то масса такого корабля будет около 800 т, из которых 50 т доставляются традиционными РН. И того при 8 пусках в год РН "Энергия" понадобится 14 месяцев. И это не прибегая к аэродинамическому торможению и кислород-водородному топливу.

Преимущества такого проекта заключались бы в его относительной простоте и созданию всех компонентов на базе имеющихся разработок. Это бы, по моему мнению, могло бы сократить как время, так и финансовые затраты для разовой миссии.

Что то у меня так вышло ностальгически  :|

[Олег Шляпин]

фальшстарт

[Kap]

Олег Шляпин пишет:
Юрий Васильевич Кондратюк (Александр Игнатьевич Шаргей) доказал, что разделение корабля на посадочный и корабль возвращения дает в сумме меньшую массу.

Если только оставить на орбите один разгонный блок для отлета к Земле, причем беспилотный. А удвоение жилого объема сожрет все преимущество от того что часть топлива не спускается на Марс, а ждет на орбите - вторая космическая на Марсе всего 5 км/с.

Олег Шляпин пишет:
Выбор двигателя для перелёта принципиально определяет массу КК.

А то я не знаю... Правда есть ряд тонких моментов - например ЭРД вместе с ЭУ может весить больше запаса вонючки для данной ХС.

Олег Шляпин пишет:
А мне вот интересно - возможно ли полететь на Марс с ЖРД

Маск вроде бы хочет проверить. Я не про Mars One.

[Олег Шляпин]

Kap пишет:
Если только оставить на орбите один разгонный блок для отлета к Земле, причем беспилотный. А удвоение жилого объема сожрет все преимущество от того что часть топлива не спускается на Марс, а ждет на орбите - вторая космическая на Марсе всего 5 км/с.

Вы хотите опровергнуть теорию Кондратюка (Шаргея)?

[Олег Шляпин]

Kap пишет:
Маск вроде бы хочет проверить. Я не про Mars One.

А что тогда?

[Kap]

Олег Шляпин пишет:
Вы хотите опровергнуть теорию Кондратюка (Шаргея)?

Кондратюк знать не знал об условиях на Марсе и в космической корабле, а так же лишь смутно догадывался об особенностях окон к Марсу и обратно. Вам нужен большой жилой объем и на Марсе и в полете - это экипажи Аполлонов могли себе позволить 4 дня на возврат посидеть в одном спускаче. Кстати, как сейчас помню у 500дневки обратная траектория дольше. А дублирование жилого объема съедает экономию на взлете с Марса как минимум если используется ЯРД. Для кислород-водорода кондратюковская схема уже имеет преимущество но на грани фола - без учета затрат на стыковку и т.п.

Олег Шляпин пишет:
А что тогда?

MCT.

[Олег Шляпин]

Kap пишет:
MCT.

расшифруйте

[Старый]

Олег Шляпин пишет: 
Вы хотите опровергнуть теорию Кондратюка (Шаргея)?

Батюшки, уже теория!   А кто кроме Шляпина её знает?

[Kap]

Олег Шляпин пишет:
расшифруйте

Марсианский колониальный транспорт.

[Олег Шляпин]

Kap пишет:
Марсианский колониальный транспорт.

А ссылку на проект можно?

[Олег Шляпин]

Старый пишет:
Марсианский колониальный транспорт

Не выхватывайте фразу из контекста обсуждения. Оппонент мне доказывает, что садить весь МЭК на поверхность планеты целесообразней

[Kap]

Олег Шляпин пишет:
А ссылку на проект можно?

Вот например.

Олег Шляпин пишет:
Оппонент мне доказывает, что садить весь МЭК на поверхность планеты целесообразней

Весь не весь а жилую часть МЭК точно целесообразней. Разве что центрифугу можно на орбите оставить кроме возвратной ступени.

[Олег Шляпин]

Kap пишет:
Весь не весь а жилую часть МЭК точно целесообразней. Разве что центрифугу можно на орбите оставить кроме возвратной ступени.

Не целесообразней. Целесообразней в один конец отправить модуль с приемлемым для длительного пребывания гермообъёмом, СЖО, научной аппаратурой и расходными материалами. А всё. что надо для возвращения к Земле, оставить на орбите Марса. Особенно при использовании в качестве маршевых ЖРД. О чем, собственно говоря, тут и тема

[Kap]

Олег Шляпин пишет:
Целесообразней в один конец отправить модуль с приемлемым для длительного пребывания гермообъёмом, СЖО, научной аппаратурой и расходными материалами. А всё. что надо для возвращения к Земле, оставить на орбите Марса.

"Приемлемый для длительного пребывания объем" - это второй МЭК. А уже для водород-кислорода масса топлива для выхода на ОМО чуть больше массы конечной (1.2, если быть точным). С учетом маневров и лэндера/взлетника как минимум равенство либо даже небольшое преимущество по массе.