Высадка на Луну с периодической долетной траектории

[Андрюха]

Союз без экипажа может крутиться в системе Земля-Луна-Солнце долго и следующий пролет Луны можно организовать через несколько месяцев, тогда, когда он потребуется

Я бы на таком Союзе второй раз не полетел. Может все таки не стоит все усложнять до безумия?
И вообще, это уже не "периодическая долетная траектория", а последовательность совершенно разных траекторий, которые нужно все время просчитывать...

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

Это было к тому, что такой ЛК (выводимый с поверхности Луны на пролетную (отлетную) траекторию для сближения с движущимся там ОК) будет более тяжелым, чем просто  выводимый на круговую орбиту. Почему? пункт 4...

ЛК надо будет (1) заправить, что можно сделать на его предыдущем пролете около Земли

Это тоже выведение КА-заправщика на компланарную отлетную траекторию для сближения, со всеми вытекающими сложностями, которые рассмотрены ранее...

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.

Так о том и речь. Сколько понадобится ХС на согласование плоскостей опорной орбиты РТБ и траектории пролетающего ОК? Сколько еще на доразгон? Учитывая что ОК при пролете Земли не может делать никаких маневров (т.е. должен оставаться на неизменном подлетном наклонении), иначе он просто "уйдет" с любимой Вами "периодической" траектории и к Луне уже не попадет. У Вас РТБ весь свой запас топлива, предусмотренный вообще то на другое, на это "сожрет"...

В общем, везде я вижу только лишние затраты ХС, и нигде Вы ничего не сэкономите, ну никак...

[Raul]

Союз без экипажа может крутиться в системе Земля-Луна-Солнце долго и следующий пролет Луны можно организовать через несколько месяцев, тогда, когда он потребуется

Я бы на таком Союзе второй раз не полетел. Может все таки не стоит все усложнять до безумия?

Хм, а некоторые думают, что полетавший корабль надежнее в плане того, что там все дефекты сборки уже  выявились.

Ну вот вывел Союз экипаж к Луне. Все для возвращения на Землю там есть, но но пригодилось, поскольку стыковка была успешной и космонавты перешли в лунный модуль, перетащив туда свои ложементы и припасы. Что, нельзя чокнутым на небесной механике математикам поизучать на этом аппарате свои теоретические выводы? А вдруг он пригодится в качестве ретранслятора или для спасательной экспедиции?

Это было к тому, что такой ЛК (выводимый с поверхности Луны на пролетную (отлетную) траекторию для сближения с движущимся там ОК) будет более тяжелым, чем просто  выводимый на круговую орбиту. Почему? пункт 4...

Не обязательно. Если мы погасим круговую скорость при помощи РТБ, а на ЛК оставим только мягкую посадку, то топлива в ЛК потребуется меньше, чем при экспедициях Аполлонов. И аппарат будет простым, одноступенчатым.

Сколько понадобится ХС на согласование плоскостей опорной орбиты РТБ и траектории пролетающего ОК? Сколько еще на доразгон? У Вас РТБ весь свой запас топлива, предусмотренный вообще то на другое, на это "сожрет"...

Зачем согласовывать плоскости орбит с помощью ХС? Надо согласовать момент запуска и азимут выведения, как это делается при полетах к МКС.

У Бриза-М собственная ХС составляет 7 км/с и он может взять дополнительные баки, поскольку на нем не будет спутника. Выход на отлетную - это ~3.3 км/c, масса при этом уменьшается в три раза (конечно, потребуется блок тяжелее Бриза-М и РКН тяжелее нынешней Ангары).

[Raul]

Учитывая что ОК при пролете Земли не может делать никаких маневров

При пролете Земли выгоднее всего делать коррекцию траектории ЛК, поэтому они именно тогда будут проводиться. РТБ будет подстраиваться под оптимальную траекторию ЛК.

Спойлер

Ехидный вопрос - как Вы с дуплеком и практиком полетите к Сатурну, если не отработаете все маневры около Земли и Луны.

[свернуть]

[Андрюха]

Хм, а некоторые думают, что полетавший корабль надежнее в плане того, что там все дефекты сборки уже  выявились.

Ну не летавший же корабль месяцами вокруг Солнца

И вообще, это уже не "периодическая долетная траектория", а последовательность совершенно разных траекторий, которые нужно все время просчитывать...

Не обязательно. Если мы погасим круговую скорость при помощи РТБ, а на ЛК оставим только мягкую посадку, то топлива в ЛК потребуется меньше, чем при экспедициях Аполлонов. И аппарат будет простым, одноступенчатым.

Да речь про взлет! И стыковку с пролетающим ОК. Больше ему топлива понадобиться, больше, чем аналогу стыкуемому на круговой орбите...Этот ЛК фактически должен совершить отлет к Земле...

Зачем согласовывать плоскости орбит с помощью ХС, надо согласовать момент запуска и азимут выведения, как это делается при полетах к МКС.

Учитывая что ОК при пролете Земли не может делать никаких маневров (т.е. должен оставаться на неизменном подлетном наклонении), иначе он просто "уйдет" с любимой Вами "периодической" траектории и к Луне уже не попадет.

А если не будет согласованного "окна" старта в нужный момент? А если ОК при пролете Земли окажется на меньшем наклонении, чем широта космодрома выведения? Особенно актуально для Плесецка, Вами добавленного...

Если говорим о предварительно выведенном РТБ, находящемся на опорной орбите с уже заданным наклонением, при сближении с пролетающим ОК о каком азимуте выведения может идти речь? Вдруг, его наклонение оказалось 63 градуса, а ОК подлетел с 51 градуса, что тогда делать будем? С 63 доворачивать при старте? РН потянет?...

[Андрюха]

Учитывая что ОК при пролете Земли не может делать никаких маневров

При пролете Земли выгоднее всего делать коррекцию траектории ЛК, поэтому они именно тогда будут проводиться. РТБ будет подстраиваться под оптимальную траекторию ЛК.

Выгоднее, да. НО тогда забудьте про свою "периодическую" траекторию!

Оптимальной оказалось экваториальное наклонение, все? С Плесецка будем на Экватор пулять? ))

[Raul]

Выгоднее, да. НО тогда забудьте про свою "периодическую" траекторию!

Траектория будет квазипериодической, c большим наклонением и "костыликами".

Оптимальной оказалось экваториальное наклонение, все?

Нет, для оптимальности экваториального наклонения, чтобы без коррекций, надо пододвинуть Луну на идеальную круговую орбиту и убрать Солнце

С Плесецка будем на Экватор пулять? ))

Нет, на восток.

[Raul]

И вообще, это уже не "периодическая долетная траектория", а последовательность совершенно разных траекторий, которые нужно все время просчитывать...

В общем, да.

а речь про взлет! И стыковку с пролетающим ОК. Больше ему топлива понадобиться, больше, чем аналогу стыкуемому на круговой орбите...Этот ЛК фактически должен совершить отлет к Земле...

Отлет по гиперболе  - это плюс ~900 м/c к круговой скорости, +1.35 тонн к массе 10-тонного аппарата. Вы очень переживается за старт ЛК к Земле, а ведь этот недорого! Затратно всю связку ОК+ЛК переводить на окололунную орбиту.

[Raul]

Учитывая что ОК при пролете Земли не может делать никаких маневров (т.е. должен оставаться на неизменном подлетном наклонении), иначе он просто "уйдет" с любимой Вами "периодической" траектории и к Луне уже не попадет.

А если не будет согласованного "окна" старта в нужный момент? А если ОК при пролете Земли окажется на меньшем наклонении, чем широта космодрома выведения? Особенно актуально для Плесецка, Вами добавленного...

Если говорим о предварительно выведенном РТБ, находящемся на опорной орбите с уже заданным наклонением, при сближении с пролетающим ОК о каком азимуте выведения может идти речь? Вдруг, его наклонение оказалось 63 градуса, а ОК подлетел с 51 градуса, что тогда делать будем? С 63 доворачивать при старте? РН потянет?...

Мы же говорим по ЛК, а не ОК? Наклонение орбиты к плоскости Земля-Луна будет выбираться так, чтобы он было большим. При первой экспедиции это можно сделать за счет начальных условий, правильно? При последующих- за счет правильно рассчитанных коррекций.

[Андрюха]

Нет, для оптимальности экваториального наклонения, чтобы без коррекций, надо пододвинуть Луну на идеальную круговую орбиту и убрать Солнце

Ну экваториальное рассогласование было просто для примера

Смысл то понятен, и он в том что все равно потребуется какая-то боковая составляющая в маневрах сближения, увеличивающая энергетические затраты, и может так случиться, что весьма невыгодная...Что, в свою очередь, прежде всего повышает требования к РН...

[Андрюха]

Мы же говорим по ЛК, а не ОК? Наклонение орбиты к плоскости Земля-Луна будет выбираться так, чтобы он было большим. При первой экспедиции это можно сделать за счет начальных условий, правильно? При последующих- за счет правильно рассчитанных коррекций.

Нужно же подобрать все стартовые условия так, чтобы пролететь над поверхностью Луны на заданном подлетном наклонении (скажем 90 градусов, и назовем его наклонение 1) с возвратом к Земле на определенное наклонение (2), позволяющее после пролета Земли вернуться к Луне на тоже самое подлетное наклонение (1), после которого еще нужно хотя бы просто вернуться к Земле (на наклонение 3). Периодичность выходит в 2 витка. При этом, еще ставится условие чтобы наклонение (3) было равным или большим широты космодрома если подразумевается дозаправка ЛК. Это то будет очень сложно сделать (и не возможно без коррекций) чтобы совпали все требования и условия (кратность, нужное наклонение последующего облета и т.д.). Если же ЛК после дозаправки еще и должен успеть состыковаться со следующим ОК новой экспедиции, то в наклонении (3) должны еще и обеспечиваться все начальные стартовые условия первой экспедиции (попадание на наклонение (1) у Луны и т.д. по кругу)...

Т.е., либо хорошенько тратимся на коррекции, либо отказываемся от "периодичности". И вся изначальная идея стремиться к нулю...

[Практик]

Нужно же подобрать все стартовые условия так, чтобы пролететь над поверхностью Луны на заданном подлетном наклонении (скажем 90 градусов, и назовем его наклонение 1) с возвратом к Земле на определенное наклонение (2), позволяющее после пролета Земли вернуться к Луне на тоже самое подлетное наклонение (1), после которого еще нужно хотя бы просто вернуться к Земле (на наклонение 3). Периодичность выходит в 2 витка. При этом, еще ставится условие чтобы наклонение (3) было равным или большим широты космодрома если подразумевается дозаправка ЛК. Будет очень сложно сделать (и не возможно без коррекций) чтобы совпали все требования и условия (кратность, нужное наклонение последующего облета и т.д.)...
Т.е., либо хорошенько тратимся на коррекции, либо отказываемся от "периодичности"...и вся начальная идея стремится так к нулю...

Андрюха! Я Вами поражаюсь! У вас столько терпения объяснять что то новоявленному Раулю Ипполитовичу Кондратюку! При этом понимая, что это все пустое...

[Raul]

Нужно же подобрать все стартовые условия так, чтобы пролететь над поверхностью Луны на заданном подлетном наклонении (скажем 90 градусов, и назовем его наклонение 1) с возвратом к Земле на определенное наклонение (2), позволяющее после пролета Земли вернуться к Луне на тоже самое подлетное наклонение (1), после которого еще нужно хотя бы просто вернуться к Земле (на наклонение 3). Периодичность выходит в 2 витка. При этом, еще ставится условие чтобы наклонение (3) было равным или большим широты космодрома если подразумевается дозаправка ЛК. Это то будет очень сложно сделать (и не возможно без коррекций) чтобы совпали все требования и условия (кратность, нужное наклонение последующего облета и т.д.). Если же ЛК после дозаправки еще и должен успеть состыковаться со следующим ОК новой экспедиции, то в наклонении (3) должны еще и обеспечиваться все начальные стартовые условия первой экспедиции (попадание на наклонение (1) у Луны и т.д. по кругу)...

Андрюха, Вы здесь обсуждаете вопрос дозаправки и повторного использования ЛК. Понятно, что организация этого дела сложна (как и любое повторное использование космической техники). И без проведения расчетов нельзя сказать, сколько на это потребуется топлива.

Т.е., либо хорошенько тратимся на коррекции

Это (хорошенько или нет) нельзя прикинуть на калькуляторе.

С первым полетом, когда мы выводим ЛК с Земли и дозаправляем на околоземной орбите, проблем нет? Насчет повторного использования Вы сами можете сказать, что:

Я бы на таком... второй раз не полетел.

И это отменяет проблему дозаправки.

либо отказываемся от "периодичности". И вся изначальная идея стремиться к нулю...

Я с Вами уже согласился начет периодичности, а Вы продолжаете доказывать. У нас со вчерашнего дня обсуждается модифицированная схема с запуском двух ОК, которая не завязана на периодичность.

[Андрюха]

С первым полетом, когда мы выводим ЛК с Земли и дозаправляем на околоземной орбите, проблем нет?

С орбитой проблем нет

Я бы на таком... второй раз не полетел.

Это про ОК, который после облета Луны болтается не известно где и не известно сколько

модифицированная схема с запуском двух ОК

Так в чем тогда остаётся новизна идеи? Только в том что исключается НОЛО и посадка-взлет ЛК с/на пролетной траектории? Или в том что многоразовый ЛК дозаправляется при облете Земли, а не на НОО? 

[Raul]

Это про ОК, который после облета Луны болтается не известно где и не известно сколько

Так, но ведь и ЛК между экспедициями будет болтаться "неизвестно где и неизвестно сколько", у него сходная орбита с ОК?

Так в чем тогда остаётся новизна идеи? Только в том что исключается НОЛО и посадка-взлет ЛК с/на пролетной траектории? Или в том что многоразовый ЛК дозаправляется при облете Земли, а не на НОО?

Да, а что? (но я не думаю, что это новая идея). Вы думаете, что заправлять ЛК на лунной орбите с наклонением 86 град. будет дешевле и проще, чем при облете Земли?

Есть пять важных преимуществ у ЛК, который базируется на траектории облета Земли и Луны:

• энергетическая эффективность;
• возможность использовать легкие ОК и существующую РКН, а не тяжелый ОК, под который надо создавать и сертифицировать сверхтяжелую ракету;
• от Земли к Луне и от Луны к Земле мы летим вместе с ОК и у нас есть дублирующая СОЖ;
• при любых стыковках можно использовать телеоператорный режим;
• экономится время, поскольку стыковки выполняются в пути между двумя небесными телами.

[Андрюха]

Есть пять важных преимущества у ЛК, который базируется на траектории облета Земли и Луны:

• энергетическая эффективность;
• возможность использовать легкие ОК и существующую РКН, а не тяжелый ОК, под который надо создавать и сертифицировать сверхтяжелую ракету;
• от Земли к Луне и от Луны к Земле мы летим вместе с ОК и у нас есть дублирующая СОЖ;
• при любых стыковках можно использовать телеоператорный режим;
• экономится время, поскольку стыковки выполняются в пути между двумя небесными телами.

Так конечно попроще, но в такой схеме все же второй ОК должен выводиться с соблюдением следующих условий: пролетать над поверхностью Луны на заданном подлетном наклонении (1) и после "приема" взлетевшего ЛК возвращаться к Земле на необходимое наклонение (2), равное или большее широте космодрома, так как он "везёт" ЛК. Но так как мы выяснили и согласились что ЛК ну никак не останется на этом эллипсе после пролета Земли, то есть следующие варианты:
1. ЛК одноразовый и оставляем его вообще у Луны;
2. ЛК многоразовый, и тогда при подлёте ОК с ЛК к Земле нужно тут же успеть дозаправить отделившийся ЛК и сразу же выводить следующий ОК к нему для следующего полета к Луне посредством этого ОК (иначе, как Вы наконец признали сами, ЛК улетит неизвестно куда и на сколько). Этот вариант уже не просто проблематичен, а скорее невозможен;
3. ЛК многоразовый остаётся на "полпути" (околоземной ВЭО). В этом случае требованием для второго ОК по возврату именно на нужное наклонение можно пренебречь. ОК достаточно просто вернуться на Землю. ЛК будет дозаправляется на ВЭО, близкой к отлетной траектории.

[Андрюха]

Да, а что? (но я не думаю, что это новая идея). Вы думаете, что заправлять ЛК на лунной орбите с наклонением 86 град. будет дешевле и проще, чем при облете Земли?

• энергетическая эффективность

А вот это вообще интересно. Повторюсь уже не первый раз: сближение с облетающим объектом фактически является сближением на отлетной траектории. И если для отлетной от Луны это + 900 м/с, то сколько это плюс для отлетной от Земли? Где энергетическая эффективность то по сравнению со сближением на НОО? А если так выходит что ЛК на гелиоцентрическую выходит после облета (вышел ускоряющий гравманевр)? 
Этот плюс за счёт чего добирать то? Повышаем требования к РН? Или увеличиваем РТБ, так же косвенно утяжеляя РН. Прям вот выгодно то  

[Raul]

1. ЛК одноразовый и оставляем его вообще у Луны;

Нельзя оставить ЛК у Луны, если он уже полетел к Земле для встречи с ОК...

3. ЛК многоразовый остаётся на "полпути" (околоземной ВЭО). В этом случае требованием для второго ОК по возврату именно на нужное наклонение можно пренебречь. ОК достаточно просто вернуться на Землю. ЛК будет дозаправляется на ВЭО, близкой к отлетной траектории.

Понятно, что ЛК останется именно на ВЭО, для перехода на НОО у него не будет энергетики. Наклонение орбиты возвращения ОК+ЛК будет выбираться, исходя из требований места посадки и минимизации ХС ЛК. В дальнейшем наклонение орбиты ЛК можно будет менять с помощью Луны при организованных для этого близких пролетах, если потребуется.

[Raul]

Да, а что? (но я не думаю, что это новая идея). Вы думаете, что заправлять ЛК на лунной орбите с наклонением 86 град. будет дешевле и проще, чем при облете Земли?

• энергетическая эффективность

А вот это вообще интересно. Повторюсь уже не первый раз: сближение с облетающим объектом фактически является сближением на отлетной траектории. И если для отлетной от Луны это + 900 м/с, то сколько это плюс для отлетной от Земли? Где энергетическая эффективность то по сравнению со сближением на НОО? А если так выходит что ЛК на гелиоцентрическую выходит после облета (вышел ускоряющий гравманевр)?
Этот плюс за счёт чего добирать то? Повышаем требования к РН? Или увеличиваем РТБ, так же косвенно утяжеляя РН. Прям вот выгодно то 

Зачем гравманевры? ЛК стартует с Луны по стандартной схеме (противоложно ее движению по орбите). И "падает" к Земле, без всяких маневров, кроме корректирующих. Затем, после стыковки с ОК, перехода экипажа и расстыковки выходит в перигее на ВЭО. Где его готовят к следующему полету на Луну.

Экономия по сравнению с выведением нового ЛК и заправкой его на НОО состоит в том, что исключаются затраты на выведение ЛК, а доставляется только топливо.

Экономия по сравнению со схемой Кондратюка - в исключении затрат на вывод ОК на ОИСЛ и его старт к Земле. И оборудования ОК для длительного пребывания космонавтов при полете к Луне и обратно, поскольку эта функция возлагается на ЛК.

[Андрюха]

Экономия по сравнению с выведением нового ЛК и заправкой его на НОО состоит в том, что исключаются затраты на выведение ЛК, а доставляется только топливо.

А доставка топлива это не затраты? Само долетит? (это в сравнении с выведением нового ЛК);

Зачем гравманевры?

Не зачем. Тут Вы просто не поняли. Имелось ввиду, что при облете Земли при перелёте от Луны, может случиться так, что скорость ЛК увеличится и он "уйдет" на гелиоцентрическую орбиту. Т.е. произойдет гравитационный маневр у Земли. А может и не произойти. Это уже не важно, это было к варианту 2, который итак не вариант

[Андрюха]

Экономия по сравнению со схемой Кондратюка - в исключении затрат на вывод ОК на ОИСЛ и его старт к Земле

Эти затраты никуда не деваются, а просто перекладываются на ЛК. Кстати, делая его, тяжелее...