Оптимальная транспортная система Земля-Луна

[Fakir]

Немного о многоразовых лэндерах - пилотируемых и грузовых.

Используемые обозначения:
m - сухая масса лэндера, M - масса ПН (спускаемой с LLO или поднимаемой с Луны).
a=exp(v/u) , где v - ХС (для простоты принимаем, что ХС одна и та же для взлёта и посадки), u - скорость истечения.
b=(массовая доля топлива)/(массовая доля кислорода)
k=(a-1)/(b+1)

Формулы для расходуемого на один полёт вверх-вниз топлива.

Для пилотируемого лэндера:

m топл. = m*k*(2+(b+1)*k)/(1-b*k^2)

Для грузового лэндера (спуск ПН с LLO):

m топл. = m*k*(2+(b+1)*k)/(1-b*k^2)+M*k*(1+b*k)/(1-b*k^2)

Для грузового лэндера (подъём ПН на LLO):

m топл. = m*k*(2+(b+1)*k)/(1-b*k^2)+M*k*(1+k)/(1-b*k^2)

[Fakir]

Расход топлива для грузовых лэндеров (m - сухая масса лэндера, M - ПН):

.............................  спуск ПН c LLO............подъём ПН на LLO
Водород.................0,21m + 0,12M.............0,21m + 0,09M            
Метан......................0,47m + 0,270M...........0,47m + 0,2M
Керосин..................0,7m + 0,39M...............0,7m + 0,3M
Керосин+водород....0,34m + 0,2M..............0,34m + 0,14M

Для лэндера сухой массой 5 тонн и ПН - 12 тонн:

.............................спуск ПН c LLO........подъём ПН на LLO
Водород.......................2,5.............................2,2
Метан...........................5,6.............................4,8
Керосин........................8,1.............................7,1
Керосин+водород.........4................................3,4

Хотя поднимать оптимальнее большую ПН - чтобы баки были заполнены полностью.

[Agent]

Полгода водород не выдерживает. Метан рулит.
Вот рассчеты по СМ (с учетом всего, а не ток УИ)



Взято отсюда
http://www.nasa.gov/pdf/140635main_ESAS_04.pdf

[Fakir]

Ну они ж там вроде бы не рассматривали возможность навешивать на баки захолаживающее оборудование. Что мы вполне можем себе позволить на время транспортировки LEO-LLO.
И то выкипание водорода - до полугода, весьма солидно.
Если его можно хранить без криогеники хотя бы 3 три месяца - уже можно возить его малой тягой, при той же мощности реактора взяв движки с меньшим УИ - скажем, не 3000, а 1500.

Метан, конечно, тоже неплох, но водород уж очень сильно лучше.

[Agent]

Ну они ж там вроде бы не рассматривали возможность навешивать на баки захолаживающее оборудование. Что мы вполне можем себе позволить на время транспортировки LEO-LLO.
И то выкипание водорода - до полугода, весьма солидно.
Если его можно хранить без криогеники хотя бы 3 три месяца - уже можно возить его малой тягой, при той же мощности реактора взяв движки с меньшим УИ - скажем, не 3000, а 1500.

Метан, конечно, тоже неплох, но водород уж очень сильно лучше.

Причем тут транспортировка?
На лендер будет нада холодильник вешать. Да еще с учетом работы в условиях лунного дня.

[Fakir]

А на лэндер зачем? Холодильник на ЛОС, холодильник на лунной базе.

[Agent]

А на лэндер зачем? Холодильник на ЛОС, холодильник на лунной базе.

Ничего себе.... а кто будет на Луне ездить - лендер к холодильнику или холодильник к лендеру? Или еще ровер - криогенный танкер в комплекте?
Это все нада, чтоб иметь возможность мерять в Протонах?

[Fakir]

Agent

Ничего себе.... а кто будет на Луне ездить - лендер к холодильнику или холодильник к лендеру? Или еще ровер - криогенный танкер в комплекте?

Холодильник, наверное. Вряд ли он будет сильно тяжёлым - ИМХО, вполне можно будет смонтировать на "стандартном роверовском" шасси.

Это все нада, чтоб иметь возможность мерять в Протонах?

Нет, это надо, чтоб удельная стоимость транспортировки груза и людей на Луну становилась всё меньше.
Не обязательно ведь заниматься водородом с самого начала лунной базы. Но заниматься надо непременно.

[Agent]

Agent

Ничего себе.... а кто будет на Луне ездить - лендер к холодильнику или холодильник к лендеру? Или еще ровер - криогенный танкер в комплекте?

Холодильник, наверное. Вряд ли он будет сильно тяжёлым - ИМХО, вполне можно будет смонтировать на "стандартном роверовском" шасси.

Это все нада, чтоб иметь возможность мерять в Протонах?

Нет, это надо, чтоб удельная стоимость транспортировки груза и людей на Луну становилась всё меньше.
Не обязательно ведь заниматься водородом с самого начала лунной базы. Но заниматься надо непременно.

Водородом нужно заниматься в первую очередь на Земле.
Очень удобно - и технологию обкатать и ПН растет драматически....

[Fakir]

и ПН растет драматически....

Русский - не английский
"Провинция, не поймут-с" :mrgreen:

[Вадим Семенов]

А может вообще нет проблем поставить холодильник прямо на лендер? Нам ведь нужна совсем небольшая производительность. Как было показано ранее, надлежащей экранной изоляцией, подбором материала крепежа и отсоединением трубы от водородного бака можно добиться притока тепла в несколько ватт. (Чем, очевидно, и достигается хранение водорода до полугода без охлаждения.)

В связи с этим предлагаю обратить внимание на следующий документ:
http://lib.aanet.ru/pdf/2002/formoz-2.pdf

В частности, на холодильник на цикле Стирлинга (двухступенчатый), со след. параметрами:

Температура -- 15-25 К (температура кипения водорода -- 20,28 K)
Холодопроизводительность -- 2-5 Вт
Ресурс -- 10000 часов

Масса не указана, но поскольку их ставят на головки самонаведения авиационных ракет, то вряд ли они значительно утежелят лендер.

[Вадим Семенов]

Ток потом придется делать тяжелый носитель все одно - на Марс оба девайса необходимы.

В таком случае создается неплохая возможность для совместной, российско-американской марсианской программы. Они вкладывают тяжелый носитель, мы высокоимпульсную двигательную установку (возможно вместе с кораблем). А если мы пойдем на Луну американским путем, то исчезает почва для сотрудничества в марсианской программе: сторонам нечего предложить друг другу, все что есть у одной стороны есть и у другой, а чего не хватает, того нет ни у кого.

[Sevlagor]

Fakir

Если лететь по полу-цандеровской то ХС и время работы двигателя уменьшатся, а общее время разгона увеличится.

Это понятно, но "скока в граммах"?

Считать надо ... а Excel это уже нетянет ... почти тысяча витков! ... а по "полу-цандеру" будет больше ... значительно ...

Написал по ratman'овскому OrbitalModel программу на С++.

Она мне насчитала:
Начальная масса 5000+35000 кг.
Если двигатель работает по полвитка -1<Р<0
то общее время разгона - 396 суток (мда ... год и 1 месяц    )
двигатель работает - 158 суток
витков - 1950
затрчено топлива - 7 137 кг
ХС - 5 896 м/с

Торможение у Луны не считал.
Ориентировочно ХС должна быть в районе ~1 570 м/с
Всего ХС ~7 470 м/c
ПГ на ЛЛО около ~24 770 кг

[Fakir]

Вадим Семенов

В связи с этим предлагаю обратить внимание на следующий документ:
http://lib.aanet.ru/pdf/2002/formoz-2.pdf

Спасибо, интересная вещь. Проглядел пока по диагоноли, хорошо бы покопаться.

В частности, на холодильник на цикле Стирлинга (двухступенчатый), со след. параметрами:

Температура -- 15-25 К (температура кипения водорода -- 20,28 K)
Холодопроизводительность -- 2-5 Вт
Ресурс -- 10000 часов

К сожалению, есть и трудности.
Во-первых, энергопотребление холодильника. Пишут, что для производства 1-2 Вт холода при 15-16 К холодильник потребляет более 1 кВт. Так что если у нас теплоприток порядка 50 Вт... Нда.
Во-вторых, описанные в файле холодильники служат для охлаждения ПЗС-матриц телесистем - объект небольшой, можно обеспечить прямой тепловой контакт. Нам же нужно охлаждать здоровую цистерну, что уже заметно сложнее...

[Вадим Семенов]

Так вроде ~50Вт Sevlagor насчитал при использовании АМг2, а потом нашли материалы на порядок более низкой теплопроводности при разных температурах. Потому и приток тепла можно уменьшить на порядок надлежащим конструированием. А 5кВт электрической мощности солнечные батареи на лендере вполне потянут.

Впрочем, если можно хранить полгода без охлаждения, то можно продолжительность высадки на поверхность этим и ограничить. Полгода -- нормальный срок для экспедиции, летали же на Союзах в полугодовые экспедиции как раз по причине полугодового орбитального ресурса. Да и сейчас продолжают летать, хотя ресурс вроде бы увеличен у ТМА.

Да, лунным днем приток тепла будет больше, зато лунной ночью -- меньше, солнечные лучи не попадают, поверхность Луны тоже не слабо остывает. Так что можно захолодить водород перед посадкой и все. Ну а во время транспортировки ядерным буксиром дефицита энергии нет, можно и охлаждать.

Конечно, в полете буксира придется принудительную циркуляцию устраивать. Но ледер с охлаждением вполне конвекцию может использовать: автономный полет от растыковки с буксиром до посадки краток.

[Fakir]

Немного пищи для оптимизма на тему хранения ЖВ
Агент постил в одном из топиков про американскую лунную программу:

потери водорода оцениваются в 5% за месяц

Сухую массу не нашел, но небольшой бак дает 1.3 Вт утечки.
Все в сборе для СМ - 3.3
Что составляет 5% для водорода.
Для бОльших баков, имхо, дела куда получше должны быть (чуть меньше 4% по некоторым исследованиям http://dunnspace.com/cryogen_space_storage.htm )


http://www.nasa.gov/mission_pages/exploration/news/ESAS_report.html

Some of the more applicable tests have demonstrated flight-weight tanks of 15,000 lbm capacity and heat leaks of 1.3 watts with very low boil-off rates. The recent tank design for Shuttle upgrades for a 10,500 lbm-capacity tank looked at the pressured vessel and Liquid Acquisition Device (LAD) design. Propellant tanks and LADs are critical long-lead items and require significant development and testing in low-g and thermal vacuum tests. The options and issues associated with long-term storage of various cryogenic fluids on the lunar surface were examined. Thermal models of LOX, LCH4, and LH2 tanks were built for the SM. The model shown in Figure 4-12 predicted 3.3 watts total heat leak. The equivalent boil-off rate for 3.3 watts is 0.15 lbm/hr. The use of H2 in place of CH4 is projected to boil-off at 5 percent per month with this configuration.

Есть еще наработки по композитам. Такой непроверенный экстрим для Лунной программы не прокатит, но лет через 10 мож чего и получиться использовать
http://www.spaceref.com/news/viewpr.html?pid=14973

"These tests prove that it's possible to build a lightweight fuel tank that's not only a safe, reliable container for liquid hydrogen," said Drew Smith, NASA's cryotanks project leader, "but also a durable, reusable component that can also help us reduce the costs associated with acquiring and operating a reusable launch vehicle." Composite cryogenic fuel tanks also offer a 10 to 25 percent weight savings over conventional aluminum fuel tanks, he added, which could enable larger payloads in the future.

...

The composite tank used for the tests was a 6-foot-diameter, 15-foot-long tank produced by Northrop Grumman as part of NASA's Next Generation Launch Technology program. The tank was fabricated and cryo-structurally tested at the agency's Marshall Space Flight Center.

"Each cycle in our test program consisted of filling the tank with liquid hydrogen, pressurizing to an internal pressure of 113 pounds per square inch, then subjecting it an axial load to simulate the stresses experienced by a rocket during launch," explained Tod Palm, Northrop Grumman's cryogenic tank project leader. "Nine months and 40 cycles of testing and monitoring the composite test tank for leaks has given us the confidence that this type of cryogenic fuel tank can be safely and repeatedly launched, recovered and reused for next-generation space missions." An axial load is applied along the vertical axis of the launch vehicle.

Much of the team's success in the test program, added Palm, can be attributed to key technical advances made by Northrop Grumman and NASA in designing and constructing the composite tank. The tank is approximately one quarter of the projected size (27.5 feet in diameter x 80 feet long) of a fuel tank envisioned for some reusable launch vehicle concepts.

Композиты позволят поднять давление в баке. Значительно. Что может оказаться выгоднее соотв теплозащиты.

[AlexB14]

Не кто иной, как Баллистик поделился:
окололунные орбиты выше 1000 (или 2000 км?) вообще устойчивы
ДО какой высоты, правда, не сказал

Так что "оптимум" надо думать "где-то ниже"
Имея в виду минимальные затраты на коррекции совокупно с энергетикой "десанта"

Да всё он говорил. Записывать надо тщательнее. Или как Старый, - сразу в эксель вносить. Диапазон устойчивых орбит для Луны - от 1000 до 100000 км. :wink:

[Fakir]

А ведь с транспортировкой криогенного водорода ЭРД-буксиром на ядерной запитки недоучли один немаловажный фактор: его ж нейтронами греть будет...
Тьфу.
Еще считать придётся - сколько ж там набежит?

[Димитър]

А ведь с транспортировкой криогенного водорода ЭРД-буксиром на ядерной запитки недоучли один немаловажный фактор: его ж нейтронами греть будет...
Тьфу. Еще считать придётся - сколько ж там набежит?

А зачем Вам вообще "ядерная запитка ", если можно то же ускорение получить на солнечных батарей? Причем проще и, возможно дешевле.  

[Вадим Семенов]

Угу, а тот же водород использовать в качестве рабочего тела в СЭДУ. А может быть и кислород для дожигания для временного увеличения тяги. Очень удобно: общие баки у буксира и у посадочной ступени, не нужно ксенона с микроскопическим производством. Опять же поблема с охлаждением снимается: испаривщийся водород тут же пускается в дело.