Квант выведения для пилотируемых полетов к Луне и планетам

[MIRNbIY]

Для планет это совершенно не обязательно. Собирать комплекс легче на НОО. Лететь с ЭРДУ также можно и с НОО. Выгода в энергетике при межпланетном полете с NRHO ничтожна (если вообще есть).  Вся оптимизация для перелета с ЭРДУ (подбор оптимальных дат отлёта, времени  перелета, управление тягой, расчет траектории с режимами работы ЭРДУ с активными и пассивными участками и т.д.) рассчитывается для отлёта от Земли.
В комбинированной схеме (большая+малая тяга) включение малой тяги (ЭРДУ) на некотором эллипсе (ВЭО, сформированная большой (ЖРД) тягой) даже снижает суммарную доставляемую ПН на ОИСМ (Марса). В этом случае, для оптимизации, малая тяга должна включаться после выхода уже на гелиоцентрический участок полета (за сферой действия Земли). И никакая NRHO тут не нужна

Далее вы сами себе противоречите. Если лететь не на Луну, а к планетам, то лучше собирать комплекс на предельно высокой орбите. Да, это немногим более энергетически затратно, но гораздо меньше рисков. И не нужны мощные двигатели, ни ЖРД, ни ЭРД.

Тут встаёт вопрос баланса. Запуск ЭРДУ на ВЭО в сфере действия Земли или же уже за ней. В любом случае ВЭО вокруг Земли ( доставлять модули к комплексу можно в перецентре орбиты), но никак ни NRHO.
А чтобы этот комплекс не "болтался" через радиационные пояса, эту ВЭО нужно формировать уже непосредственно перед отлётом. Вот и выходит что, если сборка и на эллипсе, то с апогеем ниже радиационных поясов.

Ну т е сборка комплекса под рад. поясами. Далее на жрд набираем 2ю космическую (чтобы обратно не плюхнуться в рад. Пояса, т к ЭРДУ просто не успеют добрать необходимую ХС с ВЭО) далее включаем ЭРДУ для сокращения времени перелета.
А вот если стартовать с NRHO, то можно и без жрд, сразу на ЭРДУ.

А на NRHO туда-сюда мотаться, собирая комплекс, не через радиационные пояса? "Раскрутка" из сферы действия Земли  увеличивает длительность перелета, что в свою очередь сказывается на энергетических параметрах самой ДУ. Увеличение мощности ЭРДУ для минимизации перелета, влечет за собой увеличением массы комплекса в целом (снижение целевой ПН). К тому же при таких траекториях перелета к Марсу на ЭРДУ (минимизированных по времени перелета) накладывается отпечаток близкого пролета к Солнцу. Вот и нужно искать баланс: либо долго, либо приемлемо по времени, но мало массы ПН (что конечно зависит от целей экспедиции, может быть и достаточно), либо летим около Солнца. Активный участок ЭРДУ, начинающийся уже на гелиоцентрическом участке перелета, позволяет прийти к некоторому компромиссу. Это я к тому, что отлет из сферы действия Земли становиться  оптимален именно с большой тягой.

Не понял, зачем близко к солнцу? Хотите грав маневр у венеры?

[MIRNbIY]

А чтобы этот комплекс не "болтался" через радиационные пояса, эту ВЭО нужно формировать уже непосредственно перед отлётом. Вот и выходит что, если сборка и на эллипсе, то с апогеем ниже радиационных поясов.

На высокоширотном полярном эллипсе можно выполнять сборку, не пересекая радиационные пояса, это идея.

Сомнительное удовольствие. Как вы будете стартовать к марсу например? Затраты хс будут велики. Стартуя к марсу с относительно низких наклонений по гомановской траектории мы добавляем к скорости КА относительно солнца еще и скорость земли. С полярной орбиты нам земля будет мало помогать. 

[Raul]

А чтобы этот комплекс не "болтался" через радиационные пояса, эту ВЭО нужно формировать уже непосредственно перед отлётом. Вот и выходит что, если сборка и на эллипсе, то с апогеем ниже радиационных поясов.

На высокоширотном полярном эллипсе можно выполнять сборку, не пересекая радиационные пояса, это идея.

Сомнительное удовольствие. Как вы будете стартовать к марсу например? Затраты хс будут велики. Стартуя к марсу с относительно низких наклонений по гомановской траектории мы добавляем к скорости КА относительно солнца еще и скорость земли. С полярной орбиты нам земля будет мало помогать.

Когда эллипс будет смотреть вперед. Там еще и прецессия будет, в зависимости от высоты перигея, чтобы подгадать окно. 

[MIRNbIY]

А чтобы этот комплекс не "болтался" через радиационные пояса, эту ВЭО нужно формировать уже непосредственно перед отлётом. Вот и выходит что, если сборка и на эллипсе, то с апогеем ниже радиационных поясов.

На высокоширотном полярном эллипсе можно выполнять сборку, не пересекая радиационные пояса, это идея.

Сомнительное удовольствие. Как вы будете стартовать к марсу например? Затраты хс будут велики. Стартуя к марсу с относительно низких наклонений по гомановской траектории мы добавляем к скорости КА относительно солнца еще и скорость земли. С полярной орбиты нам земля будет мало помогать.

Когда эллипс будет смотреть вперед. Там еще и прецессия будет, в зависимости от высоты перигея, чтобы подгадать окно.

Ну по хорошему, тогда вам надо будет в перигее с высокоширотной орбиты выходить на плоскость орбиты марса и стартовать к нему. И сколько для этого хс понадобится? Сколько витков?
Более реальной выглядит именно схема михальчука. Космонавтов цепляем в перигее под рад. поясами и даем импульс на отлет на жрд. ЭРД за один виток не наберут нужную хс для отлета. Имею ввиду имеющиеся ЭРД, типо ИД-500

[Raul]

А чтобы этот комплекс не "болтался" через радиационные пояса, эту ВЭО нужно формировать уже непосредственно перед отлётом. Вот и выходит что, если сборка и на эллипсе, то с апогеем ниже радиационных поясов.

На высокоширотном полярном эллипсе можно выполнять сборку, не пересекая радиационные пояса, это идея.

Сомнительное удовольствие. Как вы будете стартовать к марсу например? Затраты хс будут велики. Стартуя к марсу с относительно низких наклонений по гомановской траектории мы добавляем к скорости КА относительно солнца еще и скорость земли. С полярной орбиты нам земля будет мало помогать.

Когда эллипс будет смотреть вперед. Там еще и прецессия будет, в зависимости от высоты перигея, чтобы подгадать окно.

Ну по хорошему, тогда вам надо будет в перигее с высокоширотной орбиты выходить на плоскость орбиты марса и стартовать к нему. И сколько для этого хс понадобится? Сколько витков?

Зачем? Плоскости орбит планет не совпадают, перелет делается между плоскоcтями. Совершенно неважно, какое было наклонение исходной околоземной орбиты. Количество витков на поднятие апогея орбиты от ~20 тыс км до бесконечности зависит от тяги ЭРД, который должен будет работать вблизи перигея.

Я почему обратил внимание на эту схему - она действительно выгоднее сборки на NRHO, поскольку при выведении на эллипс экономится 1050 м/x ХС по сравнению с отлетной траекторией. Это не считая маневров по выходу на NRHO.  И работа ЭРД в низком перигее тоже энергетически выгоднее по сравнению со стартом от точки где-то в космосе.

Т.е. вариант со сборкой на полярном эллипсе интересен своей энергетикой - это как раз тот случай, когда околоземная сборка будет выгоднее окололунной. Стоит проверить ее реализуемость.

Более реальной выглядит именно схема михальчука. Космонавтов цепляем в перигее под рад. поясами и даем импульс на отлет на жрд. ЭРД за один виток не наберут нужную хс для отлета. Имею ввиду имеющиеся ЭРД, типо ИД-500

Она проще по небесной механике. Но сложнее по технике. Энергетически импульс с ЖРД ничем не лучше окололунной сборки. То же самое топливо тратится, что на выведение за пределы радиационных поясов по частям. Для отлета комплекса на ЖРД надо заводить большие баки и накапливать там водород со всеми его испарениями. Или толкать многими разгонными блоками,

[Андрюха]

Для планет это совершенно не обязательно. Собирать комплекс легче на НОО. Лететь с ЭРДУ также можно и с НОО. Выгода в энергетике при межпланетном полете с NRHO ничтожна (если вообще есть).  Вся оптимизация для перелета с ЭРДУ (подбор оптимальных дат отлёта, времени  перелета, управление тягой, расчет траектории с режимами работы ЭРДУ с активными и пассивными участками и т.д.) рассчитывается для отлёта от Земли.
В комбинированной схеме (большая+малая тяга) включение малой тяги (ЭРДУ) на некотором эллипсе (ВЭО, сформированная большой (ЖРД) тягой) даже снижает суммарную доставляемую ПН на ОИСМ (Марса). В этом случае, для оптимизации, малая тяга должна включаться после выхода уже на гелиоцентрический участок полета (за сферой действия Земли). И никакая NRHO тут не нужна

Далее вы сами себе противоречите. Если лететь не на Луну, а к планетам, то лучше собирать комплекс на предельно высокой орбите. Да, это немногим более энергетически затратно, но гораздо меньше рисков. И не нужны мощные двигатели, ни ЖРД, ни ЭРД.

Тут встаёт вопрос баланса. Запуск ЭРДУ на ВЭО в сфере действия Земли или же уже за ней. В любом случае ВЭО вокруг Земли ( доставлять модули к комплексу можно в перецентре орбиты), но никак ни NRHO.
А чтобы этот комплекс не "болтался" через радиационные пояса, эту ВЭО нужно формировать уже непосредственно перед отлётом. Вот и выходит что, если сборка и на эллипсе, то с апогеем ниже радиационных поясов.

Ну т е сборка комплекса под рад. поясами. Далее на жрд набираем 2ю космическую (чтобы обратно не плюхнуться в рад. Пояса, т к ЭРДУ просто не успеют добрать необходимую ХС с ВЭО) далее включаем ЭРДУ для сокращения времени перелета.
А вот если стартовать с NRHO, то можно и без жрд, сразу на ЭРДУ.

А на NRHO туда-сюда мотаться, собирая комплекс, не через радиационные пояса? "Раскрутка" из сферы действия Земли  увеличивает длительность перелета, что в свою очередь сказывается на энергетических параметрах самой ДУ. Увеличение мощности ЭРДУ для минимизации перелета, влечет за собой увеличением массы комплекса в целом (снижение целевой ПН). К тому же при таких траекториях перелета к Марсу на ЭРДУ (минимизированных по времени перелета) накладывается отпечаток близкого пролета к Солнцу. Вот и нужно искать баланс: либо долго, либо приемлемо по времени, но мало массы ПН (что конечно зависит от целей экспедиции, может быть и достаточно), либо летим около Солнца. Активный участок ЭРДУ, начинающийся уже на гелиоцентрическом участке перелета, позволяет прийти к некоторому компромиссу. Это я к тому, что отлет из сферы действия Земли становиться  оптимален именно с большой тягой.

Не понял, зачем близко к солнцу? Хотите грав маневр у венеры?

Тоже вариант. Гравитационный маневр применим не только с большой тягой. 
Но в данном случае речь не об этом. Есть так называемые траектории перелета класса А. При них выходит наименьшее время перелета и масса комплекса, но полет проходит при некотором приближении к Солнцу (без гравманевра).

[Андрюха]

Комбинированная схема. ЖРД до выхода на гелиоцентрический участок.

По энергетике затраты будут аналогичны сборке около Луны. Поэтому и квант выведения будет рассчитываться аналогично. Т.е. варианты по месту сборки могут различаться, но суммарные расходы топлива ЖРД на преодоление радиационных поясов будут примерно одинаковы.

А ещё лучше, бимодальная ЯЭДУ.

Что в качестве рабочего тела и как будем его греть?

SLS blok 1 просто не может доставить нынешний Орион на низкую ОЛО. Вот и стали "плясать" с NRHO.

Не думаю. Спускаться на низкую окололунную орбиту, чтобы потом выбираться из гравитационной ямы - это затратно, если не по расходу рабочего тела ЭРД, то по времени его работы.

Источник тепла/электроэнергии один - ядерный реактор на борту. Разные ДУ: ЯРД (заместо ЖРД для разгона-отлета), ЭРД -  для перелета. Хотя, я вроде где-то даже видел проекты МПГ-двигателей на водороде. Тогда и рабочее тело одно.
А зачем забираться в гравитационную яму? Никто и не предлагал лететь к Марсу с низкой ОЛО, как и собирать МЭК там.

[MIRNbIY]

Для планет это совершенно не обязательно. Собирать комплекс легче на НОО. Лететь с ЭРДУ также можно и с НОО. Выгода в энергетике при межпланетном полете с NRHO ничтожна (если вообще есть).  Вся оптимизация для перелета с ЭРДУ (подбор оптимальных дат отлёта, времени  перелета, управление тягой, расчет траектории с режимами работы ЭРДУ с активными и пассивными участками и т.д.) рассчитывается для отлёта от Земли.
В комбинированной схеме (большая+малая тяга) включение малой тяги (ЭРДУ) на некотором эллипсе (ВЭО, сформированная большой (ЖРД) тягой) даже снижает суммарную доставляемую ПН на ОИСМ (Марса). В этом случае, для оптимизации, малая тяга должна включаться после выхода уже на гелиоцентрический участок полета (за сферой действия Земли). И никакая NRHO тут не нужна

Далее вы сами себе противоречите. Если лететь не на Луну, а к планетам, то лучше собирать комплекс на предельно высокой орбите. Да, это немногим более энергетически затратно, но гораздо меньше рисков. И не нужны мощные двигатели, ни ЖРД, ни ЭРД.

Тут встаёт вопрос баланса. Запуск ЭРДУ на ВЭО в сфере действия Земли или же уже за ней. В любом случае ВЭО вокруг Земли ( доставлять модули к комплексу можно в перецентре орбиты), но никак ни NRHO.
А чтобы этот комплекс не "болтался" через радиационные пояса, эту ВЭО нужно формировать уже непосредственно перед отлётом. Вот и выходит что, если сборка и на эллипсе, то с апогеем ниже радиационных поясов.

Ну т е сборка комплекса под рад. поясами. Далее на жрд набираем 2ю космическую (чтобы обратно не плюхнуться в рад. Пояса, т к ЭРДУ просто не успеют добрать необходимую ХС с ВЭО) далее включаем ЭРДУ для сокращения времени перелета.
А вот если стартовать с NRHO, то можно и без жрд, сразу на ЭРДУ.

А на NRHO туда-сюда мотаться, собирая комплекс, не через радиационные пояса? "Раскрутка" из сферы действия Земли  увеличивает длительность перелета, что в свою очередь сказывается на энергетических параметрах самой ДУ. Увеличение мощности ЭРДУ для минимизации перелета, влечет за собой увеличением массы комплекса в целом (снижение целевой ПН). К тому же при таких траекториях перелета к Марсу на ЭРДУ (минимизированных по времени перелета) накладывается отпечаток близкого пролета к Солнцу. Вот и нужно искать баланс: либо долго, либо приемлемо по времени, но мало массы ПН (что конечно зависит от целей экспедиции, может быть и достаточно), либо летим около Солнца. Активный участок ЭРДУ, начинающийся уже на гелиоцентрическом участке перелета, позволяет прийти к некоторому компромиссу. Это я к тому, что отлет из сферы действия Земли становиться  оптимален именно с большой тягой.

Не понял, зачем близко к солнцу? Хотите грав маневр у венеры?

Тоже вариант. Гравитационный маневр применим не только с большой тягой.
Но в данном случае речь не об этом. Есть так называемые траектории перелета класса А. При них выходит наименьшее время перелета и масса комплекса, но полет проходит при некотором приближении к Солнцу (без гравманевра).

Не, ну давайте мы не будем мучать наших космонавтов
все таки людей отправлять по максимально быстрым траекториям и максимально безопасным. Это амс можно по всякому, им время и безопасность менее критичны.

[Raul]

ЯРД (заместо ЖРД для разгона-отлета),

Я имел в виду невысокую эффективность твердофазного ЯРД (единственный вид ЯРД, который был отработан на установке), поэтому и спросил.

[Владимир Шпирько]

А что-то в списке нет Протона?  То что он снят - не в счет есть же и Н-1 и Сатурн-5. 
Сборка на орбите из квантов - 20...50 тонн. Носители - Протон, Флакон Тройного, ТриЗенит  - сравнительно дешевые и обеспечивающие необходимый "темп стрельбы".

[MIRNbIY]

Комбинированная схема. ЖРД до выхода на гелиоцентрический участок.

По энергетике затраты будут аналогичны сборке около Луны. Поэтому и квант выведения будет рассчитываться аналогично. Т.е. варианты по месту сборки могут различаться, но суммарные расходы топлива ЖРД на преодоление радиационных поясов будут примерно одинаковы.

А ещё лучше, бимодальная ЯЭДУ.

Что в качестве рабочего тела и как будем его греть?

SLS blok 1 просто не может доставить нынешний Орион на низкую ОЛО. Вот и стали "плясать" с NRHO.

Не думаю. Спускаться на низкую окололунную орбиту, чтобы потом выбираться из гравитационной ямы - это затратно, если не по расходу рабочего тела ЭРД, то по времени его работы.

Источник тепла/электроэнергии один - ядерный реактор на борту. Разные ДУ: ЯРД (заместо ЖРД для разгона-отлета), ЭРД -  для перелета. Хотя, я вроде где-то даже видел проекты МПГ-двигателей на водороде. Тогда и рабочее тело одно.
А зачем забираться в гравитационную яму? Никто и не предлагал лететь к Марсу с низкой ОЛО, как и собирать МЭК там.

ЯРД это пока ну совсем фантастика. ЭРД это реальность.

[Андрюха]

Сборка МЭК на NRHO, как впрочем и на высокой круговой орбите Земли (уже за радпоясами), подразумевает многократное прохождение радиационных поясов отдельными модулями и элементами конструкции комплекса. Сколько так комплекс ещё до отлёта "нахватает"?
Ну и получается мучить космонавтов-сборщиков мотающихся туда-сюда . Сам ведь комплекс всё равно дистанционно не соберётся, тем более на таких расстояниях от Земли, люди будут все равно нужны.

[Raul]

Выбираем свою любимую ракету и голосуем. Полезная нагрузка считается на опорной орбите, т.е. с верхней ступенью, если ракета-носитель работает на отлетную траекторию.

зомби со товарищи еще давно прикидывал(и) довольно подробно. У них получалось, что "минимальный оптимальный" квант для Луны - 40т.
См. темы про ЛОС, "чертов 40-тонник" и тп в разделе "Формулируем космическую программу", лет 10 назад.

Ну да, "толстая Ангара" - это был вариант. Жаль, что его тогда не выбрали и ушли в заведомо нереализуемые планы насчет 100-тонного СТК.   Но здесь вопрос ставится не применительно к нам, а вообще - какой квант оптимален для имеющихся во всем мире технологий?

[Raul]

Сборка МЭК на NRHO, как впрочем и на высокой круговой орбите Земли (уже за радпоясами), подразумевает многократное прохождение радиационных поясов отдельными модулями и элементами конструкции комплекса. Сколько так комплекс ещё до отлёта "нахватает"?

Пояса Ван Аллена будут проходиться один раз во время выведения. А если cборка ведется на полярном эллипсе - то ни одного раза.

[MIRNbIY]

Сборка МЭК на NRHO, как впрочем и на высокой круговой орбите Земли (уже за радпоясами), подразумевает многократное прохождение радиационных поясов отдельными модулями и элементами конструкции комплекса. Сколько так комплекс ещё до отлёта "нахватает"?
Ну и получается мучить космонавтов-сборщиков мотающихся туда-сюда . Сам ведь комплекс всё равно дистанционно не соберётся, тем более на таких расстояниях от Земли, люди будут все равно нужны.

Посменно. Одни слетали, потом другие и тд. Космонавты только на отлет.

[Raul]

Ну и получается мучить космонавтов-сборщиков мотающихся туда-сюда . Сам ведь комплекс всё равно дистанционно не соберётся, тем более на таких расстояниях от Земли, люди будут все равно нужны.

Не мучить, а отправлять в дальнюю командировку.

Вы вообще как представляете полет на Марс - запихнули 100 человек в Старшип и отправили? А если кто-то из ста захочет сойти по дороге? Придется санитаров-психологов вызывать... Но вот в Нью-Иорке на конгрессе психиатров 30 участников застряли в грузовом лифте. Довольно надолго. Результат - психиатры "завели" друг друга до групповой истерики. Более половины оказалось в крайне тяжелом состоянии, их пришлось лечить.

Т.е. перед полетом надо сначала поработать на сборке корабля. Желательно не совсем рядом с Землей. И там решать, кому лететь в дальнюю экспедицию, а кому вернуться обратно.

[Дмитрий Инфан]

Кроме "Ангары-5" всё равно ничего нет.

[Ну-и-ну]

Непонятно, нафига у кванту подвязано конкретное техническое решение. И почему дырки между 80 и 100 тонн и между 100 и 130.

[Raul]

Непонятно, нафига у кванту подвязано конкретное техническое решение. И почему дырки между 80 и 100 тонн и между 100 и 130.

Там не дырки, а "около 100 тонн". Много технических решений, которые расположились между 90 и 110 тоннами.

А что-то в списке нет Протона?  То что он снят - не в счет есть же и Н-1 и Сатурн-5.

Пусть поучаствует

[Raul]

Давайте немного напишу о самом понятии "кванта для полета к Луне и планетам". Чтобы правильно его высчитать, надо определить основную задачу, которую он будет решать. Я думаю, что эта задача определена в гениальном произведении Николая Николаевича Носова "Незнайка на Луне". А именно - надо взлететь с Земли и прилуниться на Луне. Все. Более сложные задачи, вроде экспедиции по схеме Кондратюка не подходят для понятия кванта в силу своей большей сложности. А квант должен решать элементарную, неделимую задачу. Т.е. полет с Земли на Луну и обратно - это уже два кванта. Ведь и на Земле, когда надо слетать в Дубай и обратно, мы берем два билета, правильно?

Что ждет коротышек космонавтов на Луне, когда они туда прилетят? По Носову, там находится внутренняя Луна с населением, куда можно попасть через лунные пещеры. Но для начала подойдет лунная база с предварительно доставленными жилыми модулями и запасом топлива на обратный путь.

Корабль для полета к Луне должен иметь объем баков с топливом, достаточный для торможения у Луны и посадки на нее. А также для решения обратной задачи - старта с Луны к Земле после заправки. Это примерно один и тот же объем. Конструктивно подойдет корабль типа CrewDragon (в советском варианте - "Заря") с дополнительными баками в негерметичном грузовом отсеке. Выведение этого корабля на отлетную траекторию к Луне должно выполняться однопуском. Величина кванта в тоннах ПН определится требованиями к этой операции выведения. А также желательностью вместе с лунным кораблем запускать автоматические мини-зонды для изучения объектов Солнечной системы.