Высадка на Луну с периодической долетной траектории

[Владимир Шпирько]

Такую траекторию, а точнее ее полярный аналог с обходом поясов Ван Аллена можно выбрать в качестве базовой при высадке на Луну. Те мы не выходим на орбиту Луны, а при ее облете отделяем лунный посадочный модуль. При следующем облете - забираем экипаж и оставляем лунный модуль на траектории, где его можно будет заправить для повторного использования.

Полярная орбита.... это неправильно - от слова совсем.  Например если за 2000км от Луны скорость аппарата будет 700м/с - относительно Земли и радиальная относительно точки встречи с Луной.  Далее Луна и Аппарат сближаются со скорость 1,23 км/с. 1,023 орбитальная скорость Луны и скорость аппарата 0,7км/с перпендикулярны.  Но! скорость аппарата  под углом 34,6град к плоскости орбиты Луны. Далее аппарат разгоняется в поле Луны и проходит на высоте 50км от поверхности со скоростью 2,45км/с.  и далее удаляется от Луны и на удалении от Луны опять 2000км скорость относительно Луны так же будет 1,23 км/с, НО! уже скорость аппарата будет не перпендикулярна плоскость орбиты а повернута на 34,6 градуса.  Всё - следующей встречи просто не будет.    

[Дмитрий Инфан]

Прямой перелет - это схема со стартовой массой более 5000 тонн.

Или с ТФЯРД. Будет порядка 1500 тонн.

[Raul]

Получается схема, где от орбитального корабля требуется такая же энергетика, как от обычного околоземного "Союза". Это важное преимущество, поскольку снижаются требования к РН для пилотируемых запусков до тяжелого (в районе 40 тонн) класса. И не надо заниматься жуткой многопусковой эквилибристкой в стиле советского фильма "Принцесса цирка".

Это как? Апогей далеко ЗА орбитой Луны.  Поэтому скорость про отлете  с низкой орбиты будет от 11,0 до 11,2 км/с.  И как получается носитель с ПН40т на НОО?

Отлетная скорость не сильно зависит от высоты апогея около Луны. По поводу массы - принимались прикидки по тому, как запостить КК "Союз" по параболической. XC 3.3 км/c при УИ 3 км/c дает отношение масс 3, т.е.  при 10 тоннах (Бриз-М+Союз) получим 10*3=30 тонн на базовой и сделать добавку на то, что Союз все-таки не совсем обычный.

[Raul]

Полярная орбита.... это неправильно - от слова совсем. 

Да, поворот плоскости орбиты КК в системе Земля-Луна - это проблема. Но проходить Луну надо с большим наклонением, чтобы стали достижимыми полярные области (и только в них можно сидеть долго, а не считанные дни на лунном рассвете). Интересно, можно ли решить эту проблему? Андрюха тут собрался закрутиться в лист Мебиуса  .

[Владимир Шпирько]

Получается схема, где от орбитального корабля требуется такая же энергетика, как от обычного околоземного "Союза". Это важное преимущество, поскольку снижаются требования к РН для пилотируемых запусков до тяжелого (в районе 40 тонн) класса. И не надо заниматься жуткой многопусковой эквилибристкой в стиле советского фильма "Принцесса цирка".

Это как? Апогей далеко ЗА орбитой Луны.  Поэтому скорость про отлете  с низкой орбиты будет от 11,0 до 11,2 км/с.  И как получается носитель с ПН40т на НОО?

Отлетная скорость не сильно зависит от высоты апогея около Луны. По поводу массы - принимались прикидки по тому, как запостить КК "Союз" по параболической. XC 3.3 км/c при УИ 3 км/c дает отношение масс 3, т.е.  при 10 тоннах (Бриз-М+Союз) получим 10*3=30 тонн на базовой и сделать добавку на то, что Союз все-таки не совсем обычный.

Так то оно так.  11,0....11,2 км/с дельта  2%.  Но ХС 3,3км/с это просто облет.  При пролете около Луны необходимо тормознуть, что бы остаться.... а это еще 0,9км/с.  и еще столько же чтобы разогнаться при следующем пролете.  Итого 3,3+0,9+0,9=5,1км/с.  Что по ФЦ даёт Мст=54,7тонн. И это при том, что посадочный модуль летит отдельно. 

[Raul]

При пролете около Луны необходимо тормознуть, что бы остаться.... а это еще 0,9км/с.  и еще столько же чтобы разогнаться при следующем пролете.  Итого 3,3+0,9+0,9=5,1км/с.  Что по ФЦ даёт Мст=54,7тонн. И это при том, что посадочный модуль летит отдельно.

Здесь (в созданной теме) обсуждается гипотетический вариант, когда Союз (или иной ОК) не тормозит около Луны, а остается на периодической траектории, перемещаясь от Земли к Луне и обратно. ЛК летает вместе с ним, кроме этапа высадки на Луну. Поэтому топливо ОК тратится только на коррекцию траектории, чтобы на ней оставаться, поскольку она неустойчива.

А вариант с выходом на низкую орбиту в духе 60-годов - он хорошо известен и его требования в энергетике  ОК - тоже известны.

[Владимир Шпирько]

Полярная орбита.... это неправильно - от слова совсем.

Да, поворот плоскости орбиты КК в системе Земля-Луна - это проблема. Но проходить Луну надо с большим наклонением, чтобы стали достижимыми полярные области (и только в них можно сидеть долго, а не считанные дни на лунном рассвете). Интересно, можно ли решить эту проблему? Андрюха тут собрался закрутиться в лист Мебиуса .

Да не проблема..... стартуем с наклонением космодрома или ближе к экватору.  И идем по варианту1 рис89.  В точке Л1 переходим на орбиту вокруг Луны но не круговую, а высокоэллиптическую - переселений 30...50км, апоселений 1000км при этом апоселений дальше, чем Луна.  Скорость в Переселении - 1,86км/с ХС перехода с облетной - 0,68. Далее в апоселении (высота 1000, скорость 1,18) поворачиваем орбиту до полярной - ХС 1,62км/с.  Итого 2,3км/с.  Для сравнения - при переходе с облетной на круговую орбиту: высота 50км скорость 1,68км/с -  ХС 1,04 км/с.

[Raul]

Полярная орбита.... это неправильно - от слова совсем.

Да, поворот плоскости орбиты КК в системе Земля-Луна - это проблема. Но проходить Луну надо с большим наклонением, чтобы стали достижимыми полярные области (и только в них можно сидеть долго, а не считанные дни на лунном рассвете). Интересно, можно ли решить эту проблему? Андрюха тут собрался закрутиться в лист Мебиуса .

Да не проблема..... стартуем с наклонением космодрома или ближе к экватору.  И идем по варианту1 рис89.  В точке Л1 переходим на орбиту вокруг Луны но не круговую, а высокоэллиптическую - переселений 30...50км, апоселений 1000км при этом апоселений дальше, чем Луна.  Скорость в Переселении - 1,86км/с ХС перехода с облетной - 0,68. Далее в апоселении (высота 1000, скорость 1,18) поворачиваем орбиту до полярной - ХС 1,62км/с.  Итого 2,3км/с.  Для сравнения - при переходе с облетной на круговую орбиту: высота 50км скорость 1,68км/с -  ХС 1,04 км/с.

Тратить рабочее тело на поворот орбиты - это как-то не комильфо, его выведение в Луне стоит очень много...

Я сейчас рассматриваю нестандартный вариант, когда экспедиция совершает на двух "Союзах" и одном лунном модуле.

• Первый "Союз" летит по одной отлетной траектории с лунным модулем, на ней же с ним стыкуется и экипаж переходит в лунный модуль для посадки на Луну
• На Луне находимся сколько хотим.
• Для возвращения на Землю запускается второй беспилотный "Союз", который летит по той же траектории и стыкуется со стартующим с Луны лунным модулем, забирая его экипаж для посадки на Землю.

Запуски Союзов к Луне стоят относительно недорого, поскольку выполняются тяжелой ракетой. Вопрос в том, что делать с первым Союзом. Ответ - поворачивать орбиту с помощью механики многих тел (+солнышко), поскольку время на это ограничено только временем полета в беспилотном режиме и использовать для возращения одной из следующих экспедиций.

[duplex]

Я сейчас рассматриваю нестандартный вариант, когда экспедиция совершает на двух "Союзах" и одном лунном модуле.

Раулька !
Я призываю Вас перестать постить на форуме всякую ерунду, и сконцентрировать свои недюжинные
способности на прорыве к Сатурну.
Эти Ваши тексты хотя бы будет забавно читать...

[Raul]

Ой, затроллили

Интересно (или забавно) то, что поскольку лунный "Союз" со космонавтами только стартует с Земли и возвращается на нее, а весь остальной полет проходит в лунном модуле, то его можно урезать до варианта "Зонда", который готовился для пилотируемого облета Луны. Такие космические корабли можно запускать обычной Ангарой с существующих стартовых площадок.

Но нам "не нужна доступная Луна, а нужна Луна супердорого и чтобы все осталось в проекте". Даешь многопуск супертяжей! Пусть их будет 2, нет 4, нет, 6 и еще 1

Спойлер

Дуплекc, к Сатурну прорывайтесь сами, cейчас самое время этим заняться

[свернуть]

[Андрюха]

На Луне находимся сколько хотим

И сколько для этого предварительно необходимо всего на Луне, и сколько всяких разработок и технологий? И все  ради того что бы потом туда летать на Союзе? 

[Андрюха]

Интересно (или забавно) то, что поскольку лунный "Союз" со космонавтами только стартует с Земли и возвращается на нее, а весь остальной полет проходит в лунном модуле, то его можно урезать до варианта "Зонда", который готовился для пилотируемого облета Луны.

А в "Зонде" или даже "Союзе" полмесяца лететь в одну сторону нормально будет?
Или речь уже об классическом облете?
К тому же, как уже говорилось, посадка в заданный район поверхности, особенно на полюсе, точность ее выполнения с пролетной траектории в разы увеличивает риски, по сравнению с той же задачей, выполняемой с круговой орбиты. Равно, как и вероятность успешной стыковки взлетающего объекта с пролетающим (не находящемся на орбите) объектом....

Да, и такой ЛК будет явно тяжелее ЛК стыкующегося с ОК на низкой орбите. Плюс, Вы ещё и часть функций ОК на него перекладываете.  ЛК до каких массоразмеров разрастется то, представляете? Чем собрались выводить ЛК-монстр?

[Raul]

А в "Зонде" или даже "Союзе" полмесяца лететь в одну сторону нормально будет?
Или речь уже об классическом облете?

Не полмесяца, намного меньше. Если забираем экипаж с Луны другим кораблем, то выбор возможных траекторий будет шире. Важно, чтобы беспилотный Союз в после облета Луны остался на периодической орбите, где он пригодится для возвращения следующей экспедиции.

К тому же, как уже говорилось, посадка в заданный район поверхности, особенно на полюсе, точность ее выполнения с пролетной траектории в разы увеличивает риски, по сравнению с той же задачей, выполняемой с круговой орбиты.

Что мешает перед посадкой сначала вывести лунный модуль на круговую орбиту?

Равно, как и вероятность успешной стыковки взлетающего объекта с пролетающим (не находящемся на орбите) объектом....

В чем разница стыковки на круговой орбите и на отлетной с Луны траектории, с точки зрения ее выполнимости? И та, и другая стыковка получается с примерно одинаковой вероятностью, которая определяется в основном работой систем Курс и ССВП. Время на повторные попытки на траектории Луна-Земля не меньше, чем на круговой орбите. При неудаче лунный модуль остается на периодической орбите, где он многократно сближается с Землей, и откуда его проще достать спасательной экспедиции, чем с окололунной орбиты.

[Raul]

На Луне находимся сколько хотим

И сколько для этого предварительно необходимо всего на Луне, и сколько всяких разработок и технологий? И все  ради того что бы потом туда летать на Союзе?

Очевидно, нужен лунный модуль с достаточным ресурсом автономной работы и запасом топлива для выполнения всех маневров.

[Андрюха]

А в "Зонде" или даже "Союзе" полмесяца лететь в одну сторону нормально будет?
Или речь уже об классическом облете?

Не полмесяца, намного меньше. Если забираем экипаж с Луны другим кораблем, то выбор возможных траекторий будет шире. Важно, чтобы беспилотный Союз в после облета Луны остался на периодической орбите, где он пригодится для возвращения следующей экспедиции.

К тому же, как уже говорилось, посадка в заданный район поверхности, особенно на полюсе, точность ее выполнения с пролетной траектории в разы увеличивает риски, по сравнению с той же задачей, выполняемой с круговой орбиты.

Что мешает перед посадкой сначала вывести лунный модуль на круговую орбиту?

Равно, как и вероятность успешной стыковки взлетающего объекта с пролетающим (не находящемся на орбите) объектом....

В чем разница стыковки на круговой орбите и на отлетной с Луны траектории, с точки зрения ее выполнимости? И та, и другая стыковка получается с примерно одинаковой вероятностью, которая определяется в основном работой систем Курс и ССВП. Время на повторные попытки на траектории Луна-Земля не меньше, чем на круговой орбите. При неудаче лунный модуль остается на периодической орбите, где он многократно сближается с Землей, и откуда его проще достать спасательной экспедиции, чем с окололунной орбиты.

Опять, двадцать пять...
1. Почему выбор должен быть шире, если он летит по аналогичной траектории? Он же по Вашему после отлёта от Луны должен к ней опять вернуться. С чего Вы взяли что таких траекторий множество, да ещё и с многократным попаданием к Луне? И что среди этого множества должны быть траектории сушественно короче? Почему тогда с них не начать? Да потому что таких траекторий нет!  При сокращении времени перелета после пролета Земли Вы уже точно не попадете к Луне...
2. Насколько эта траектория периодична? Сколько "витков" возможно без коррекций на поддержание стабильности? За счёт чего будут проводиться эти весьма затратные коррекции? Не говоря уже про боковые составляющие этих коррекций для устранения рассогласований в наклонениях.  Нам ведь нужно в конкретное место, а не абы куда...
3. Да, согласен только с этим, перед посадкой ЛК можно предварительно вывести на круговую орбиту. Хотя тут тоже есть нюансы. Придется осуществлять разделение несколько раньше прохождения перицентра траектории, что бы ЛК  сформировал круговую орбиту, не "тормозя" собой ОК. А это потребует чуть больших затрат ХС.
4. Не сама стыковка отличается, а сближение. ЛК как минимум должен достичь скорости пролетающего ОК. Т.е. по сути выйти на компланарную траекторию, коэллиптичную ОК. Но посколько ОК при пролете, именно на селеноцентрическом участке, движется не по определенной орбите, а по параболе (гиперболе), я вообще сомневаюсь что возможно вывести ЛК с поверхности коэлиптично параболе. Если это и возможно, то опять же далеко не "даром". По энергетике. И нужно ещё что бы "окно" старта ЛК с выведением на нужную компланарную траекторию (а это по сути "окно" старта к Земле, а значит оно также ограничено кратностью) совпадало с "окном" пролета ОК.

[Андрюха]

На Луне находимся сколько хотим

И сколько для этого предварительно необходимо всего на Луне, и сколько всяких разработок и технологий? И все  ради того что бы потом туда летать на Союзе?

Очевидно, нужен лунный модуль с достаточным ресурсом автономной работы и запасом топлива для выполнения всех маневров.

В общем ЛК-МОНСТР...

"Да, и такой ЛК будет явно тяжелее ЛК стыкующегося с ОК на низкой орбите. Плюс, Вы ещё и часть функций ОК на него перекладываете. ЛК до каких массоразмеров разрастется то, представляете? Чем собрались выводить ЛК-монстр?"

[Raul]

На Луне находимся сколько хотим

И сколько для этого предварительно необходимо всего на Луне, и сколько всяких разработок и технологий? И все  ради того что бы потом туда летать на Союзе?

Очевидно, нужен лунный модуль с достаточным ресурсом автономной работы и запасом топлива для выполнения всех маневров.

В общем ЛК-МОНСТР...

"Да, и такой ЛК будет явно тяжелее ЛК стыкующегося с ОК на низкой орбите. Плюс, Вы ещё и часть функций ОК на него перекладываете. ЛК до каких массоразмеров разрастется то, представляете? Чем собрались выводить ЛК-монстр?"

Так всего один монстр, а по принятой схеме получатся два - орбитальный и посадочный. 

Если кроме шуток про монстры, то размер лунного модуля получится вполне обыкновенным, с учетом того, то около Луны его будет тормозить расходуемый разгонно-тормозной блок.

[Андрюха]

Если кроме шуток про монстры, то размер лунного модуля получится вполне обыкновенным, с учетом того, то около Луны его будет тормозить расходуемый разгонно-тормозной блок.

Без шуток, взлетать с Луны он тоже будет за счет РТБ?
См. пункт 4 сообщения выше...
В случае выведения РБ, ТБ, КА-заправщиков и т.д. при пролете ОК у Земли возникнут те же сложности со сближением и стыковкой, что и при облете у Луны. Да, возможно, в сфере действия Земли вся траектория ОК будет эллипсом, а не параболой, НО фактически при пролете ОК у Земли это будет отлетная к Луне траектория, со всеми вытекающими. Что опять таки накладывает ограничения по "окнам" старта РБ, раз; по энергетическим затратам на "попадание" на близкую, очень близкую, отлетную траекторию и на "догон" ОК при его пролете, два. А следовательно, увеличивает и требования к РН...

[Raul]

Не успел вчера разобрать ваши пункты

1. Почему выбор должен быть шире, если он летит по аналогичной траектории? Он же по Вашему после отлёта от Луны должен к ней опять вернуться. С чего Вы взяли что таких траекторий множество, да ещё и с многократным попаданием к Луне? И что среди этого множества должны быть траектории сушественно короче? Почему тогда с них не начать? Да потому что таких траекторий нет!  При сокращении времени перелета после пролета Земли Вы уже точно не попадете к Луне...

Не будет жесткого ограничения на время, в течение которого надо вернуться в Луне, поэтому класс траекторий будет шире. Союз без экипажа может крутиться в системе Земля-Луна-Солнце долго и следующий пролет Луны можно организовать через несколько месяцев, тогда, когда он потребуется (ресурс автономного полета Союза потребуется продлить).

2. Насколько эта траектория периодична? Сколько "витков" возможно без коррекций на поддержание стабильности? За счёт чего будут проводиться эти весьма затратные коррекции? Не говоря уже про боковые составляющие этих коррекций для устранения рассогласований в наклонениях.  Нам ведь нужно в конкретное место, а не абы куда...

По баллистике наклонение естественным образом сместится к плоскости Земля-Луна (правда, там ОК без надобности). Но коррекции высокоэллиптических орбит в задаче 3-4 тел - низкоэнергетические, а не затратные, ими уже пользуются при полетах АЛС, CAPSTONE, например. Поэтому нужную периодичность можно будет поддерживать искусственным образом, с помощью малых коррекций. Это вопрос вычислительной математики. И математически периодические орбиты у Левантовского тоже все время надо корректировать, что у него и написано.

3. Да, согласен только с этим, перед посадкой ЛК можно предварительно вывести на круговую орбиту. Хотя тут тоже есть нюансы. Придется осуществлять разделение несколько раньше прохождения перицентра траектории, что бы ЛК  сформировал круговую орбиту, не "тормозя" собой ОК. А это потребует чуть больших затрат ХС.

Естественно, не надо тормозить ОК для выхода на ОЛО, ради этой экономии и нужна затея с двумя ОК. Мы размениваем один тяжелый ОК на два легких. Даже если первый ОК не удастся использовать для возвращения следующей экспедиции, мы, по крайней мере, ничего не потеряем в плане суммарной Мст многопуска (думаю, даже выиграем, поскольку Орел для Луны весит намного больше, чем два Союза).

4. Не сама стыковка отличается, а сближение. ЛК как минимум должен достичь скорости пролетающего ОК. Т.е. по сути выйти на компланарную траекторию, коэллиптичную ОК. Но посколько ОК при пролете, именно на селеноцентрическом участке, движется не по определенной орбите, а по параболе (гиперболе), я вообще сомневаюсь что возможно вывести ЛК с поверхности коэлиптично параболе. Если это и возможно, то опять же далеко не "даром". По энергетике. И нужно ещё что бы "окно" старта ЛК с выведением на нужную компланарную траекторию (а это по сути "окно" старта к Земле, а значит оно также ограничено кратностью) совпадало с "окном" пролета ОК.

Конечно, тут есть математические сложности. В идеальном варианте мы стартуем с Луны точно к той гиперболической траектории, по которой летит ОК, с помощью пространственного маневра. В реальном - надо "считать математику" для каждой экспедиции.

[Raul]

Если кроме шуток про монстры, то размер лунного модуля получится вполне обыкновенным, с учетом того, то около Луны его будет тормозить расходуемый разгонно-тормозной блок.

Без шуток, взлетать с Луны он тоже будет за счет РТБ?
См. пункт 4 сообщения выше...

Да нет, только садиться. РТБ выводит себя и ЛК на круговую орбиту, потом выдает тормозной импульс, отделяется и разбивается (как в схеме H-1 Л3).

Если кроме шуток про монстры, то размер лунного модуля получится вполне обыкновенным, с учетом того, то около Луны его будет тормозить расходуемый разгонно-тормозной блок.

В случае выведения РБ, ТБ, КА-заправщиков и т.д. при пролете ОК у Земли возникнут те же сложности со сближением и стыковкой, что и при облете у Луны. Да, возможно, в сфере действия Земли вся траектория ОК будет эллипсом, а не параболой, НО фактически при пролете ОК у Земли это будет отлетная к Луне траектория, со всеми вытекающими. Что опять таки накладывает ограничения по "окнам" старта РБ, раз; по энергетическим затратам на "попадание" на близкую, очень близкую, отлетную траекторию и на "догон" ОК при его пролете, два. А следовательно, увеличивает и требования к РН...

ЛК надо будет (1) заправить, что можно сделать на его предыдущем пролете около Земли и (2) состыковать с РТБ и ОК. Есть две стартовые площадки - в Плесецке и на Восточном, соответственно можно сначала вывести на опорную орбиту РТБ, а затем, при его успешном выведении, отправить туда ОК с экипажем. С опорной орбиты оба аппарата стартуют к пролетающему ЛК и стыкуются с ним.