Оптимальная транспортная система Земля-Луна

[Fakir]

Димитър

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

Затем, что начиная с мощности порядка 10 кВт реакторы однозначно легче СБ.
И по цене - возможно, тоже выгоднее (с учётом цен на СБ 0,5-1 млн. за кВт). Тут с уверенностью сказать не могу, но есть сильное ИМХО, что реактор и дешевле будет. Надо бы уточнить. Но почти наверняка "Топаз" укладывается в 10 млн. с запасом, а с ростом мощности реактора цена будет расти заметно медленнее.

Вадим Семенов

Угу, а тот же водород использовать в качестве рабочего тела в СЭДУ.  

"Шо, опять?!"  :shock: (с) Волк из мультфильма

[Ворон]

Господа.

 Существует разработка, известная на РККЭ - тросовая система, которая сбрасывает часть Луны на орбиту Земли, там захватывает грузовой модуль с Земли и отправляет обратно на Луну.

 Таким образом, пока всю Луну не перекидаем...

[Fakir]

Чаго?! :shock:
ИМХО, фигня.
И лучше уж об этом в другом топике.
А и так здесь пол-топика про СЭДУ распинались.

[Вадим Семенов]

Димитър

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

Затем, что начиная с мощности порядка 10 кВт реакторы однозначно легче СБ.
И по цене - возможно, тоже выгоднее (с учётом цен на СБ 0,5-1 млн. за кВт). Тут с уверенностью сказать не могу, но есть сильное ИМХО, что реактор и дешевле будет. Надо бы уточнить. Но почти наверняка "Топаз" укладывается в 10 млн. с запасом, а с ростом мощности реактора цена будет расти заметно медленнее.

Вадим Семенов

Угу, а тот же водород использовать в качестве рабочего тела в СЭДУ.  

"Шо, опять?!"  :shock: (с) Волк из мультфильма

Ага, если лететь дешево и малой кровью, не воюя с зелеными, например. Но если уж ставить реактор, то не нужно никаких извращений с ЭРД и с многомесячной доставкой неодушевленных грузов. Нужно греть водород непосредственно реактором и доставлять грузы быстро и с высоким УИ. Опять же характеристическая скорость уменьшается.

[Вадим Семенов]

Кстати, говоря о разделении пассажиро- и грузопотока возможно следует ориентироваться на стыковку в L2, точнее на гало-орбите вокруг L2. Аппарат на гало-орбите не затеняется Луной и с ним возможна радиосвязь. Более того, перелетный корабль может служить ретранслятором, делая возможным высадку на обратной стороне Луны. В отличие от лунной орбиты нет ограничений по широте точки посадки, доступна вся поверхность, в том числе и полюса. Ну и самое главное, сокращается потребная ХС для пилотироемой части. Полноценный (не урезанный) КК Союз может быть доставлен в L2 одним только Бризом или даже Блоком ДМ с увеличенными баками (но не выходящим за грузоподъемность Протона). Если же использовать КВРБ, к нему можно еще и дополнительный бытовой отсек приделать. (Предполагается, что отлетный импульс от Луны к Земле Союз дает своей собственной ДУ) Правда, все это достигается ценой увеличения ХС у лендера. Но мы везем лендер высокоэффективным высокоимпульсным транспортом, так что его утяжеление менее критично. Впрочем, лендер с массовым совершенством Аполло можно впихнуть в 20 тонн даже если он будет на долгохранимых компонентах. Еще чуть менее потребует СЭДУ с топливом для доставки лендера в L2.

Код Выделить Развернуть


Стыковка на лунной орбите

                          Союз  Лендер
Перелет к Луне            3140         3140
Торможение у Луны         1040         1040
Посадка на Луну                        2010
Взлет с Луны                           1890
Перелет к Земле           1040


Стыковка в L2

                          Союз  Лендер
Перелет к Луне            3140         3140
Торможение у Луны          335          335
Посадка на Луну                        2775
Взлет с Луны                           2650
Перелет к Земле            335


[Fakir]

Про СЭДу - если хотите поговорить, так заводите отдельную тему, очень прошу. СЭДУ может иметь УИ (на водороде) 600-650 с, и её сейчас нет. Точка. Реакторы какие-никакие - есть и будут. Точка. ТФЯРД может быть, был бы и лучше (хотя надо смотреть, плюс не льзя использовать лунный кислород), но сейчас его нет, и к его скорейшему появлению стимулов меньше, чем для реактора. Точка.
Исходя из этого и приходится плясать.

Насчёт L2 - может быть, и вариант, да. С учётом того, что лэндеры наполовину на подножном корму. Баллистику только надо бы потщательнее посмотреть, какие там где ХС (особенно до поверхности Луны). Из вашей таблички я чего-то ничего не понял

Но полярные районы для ЛОС - не проблема. Всё равно, ИМХО, лунные вылазки в отдалённые районы целесообразнее совершать с лунной базы на суборбитальных челноках (или в суборбитальных полётах обычных орбитальных челноков). Скорее всего, намного выгоднее по затратам топлива получится.

[Димитър]

Димитър

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

1. начиная с мощности порядка 10 кВт реакторы однозначно легче СБ.
2. И по цене - возможно, тоже выгоднее (с учётом цен на СБ 0,5-1 млн. за кВт). Тут с уверенностью сказать не могу, но есть сильное ИМХО, что реактор и дешевле будет. Надо бы уточнить.

1. А огромный радиатор для отвода лишнего тепла с ЯЭУ? А если эго пробьет метеор?
2. Ключевое слово: "пленочный концентратор" - сразу падает и цена и вес СЭУ, причем намного! Кстати: люди, которые делают космические ЭУ, почему-то делают их исключительно на СБ. Надеюсь, они уже уточнили что выгоднее.
3. Я не против использования ЯЭУ. На больших расстояниях от Солнца они вообще незаменимы.
Но с какого расстояния - "Надо бы уточнить."  :wink:

[Fakir]

Димитър

1. А огромный радиатор для отвода лишнего тепла с ЯЭУ?

All included.
И нифига он не огромный - фотки КА с "Топазами" или "Буками" видели? Вы там радиатора и не различите. Потому что температура "холодного" анода - около 1100 градусов.

 

А если эго пробьет метеор?

А если буксир возьмут на абордаж марсиане?

2. Ключевое слово: "пленочный концентратор" - сразу падает и цена и вес СЭУ, причем намного!

Только почему-то никто ни одного такого концентратора пока не видел, не использовал, и не собирается.
Может, это "ж-ж" неспроста?

Кстати: люди, которые делают космические ЭУ, почему-то делают их исключительно на СБ.

1) Тридцать с гаком КА с "Топазами" и "Буками" для вас не пример?
2) Есть радиофобия.
3) Реактор выгоднее по массе начиная с 10 кВт, КА с такой энерговооружённость относительно немного. Разве что геостационарные связисты. Причём большинство - ненаши, а на Западе космические реакторные технологии неразвиты, даже в Штатах, не говоря о Европе. Плюс связисты - частники, это доп. проблема.
4) Для всякой электроники соседство с реактором не всегда полезно (актуально для связистов). Дубовому буксиру же пофиг.
5) У летавших реакторов ресурс был порядка года - больше не надо было, потому что у наших спутников в то время вообще ресурс был не сильно больше.

Несмотря на всё это, ИМХО, у реакторов есть шансы коммерческого применения.

[Вадим Семенов]

Про СЭДу - если хотите поговорить, так заводите отдельную тему, очень прошу.

Вроде бы эта тема об оптимальной транспортной системе Земля-Луна? Ну так вот СЭДУ и есть оптимальная транспортная система, почему же в отдельной теме?

СЭДУ может иметь УИ (на водороде) 600-650 с, и её сейчас нет. Точка. Реакторы какие-никакие - есть и будут. Точка.

СЭДУ будет иметь УИ 750-810 согласно центру Келдыша. При том с тягой на порядки больше ЭРД соответствующей мощности. СЭДУ будет -- в ФКП планируется. Двигательной установки с ядерным реактором нет и не планируется. Точка. (c)

Насчёт L2 - может быть, и вариант, да. С учётом того, что лэндеры наполовину на подножном корму. Баллистику только надо бы потщательнее посмотреть, какие там где ХС (особенно до поверхности Луны). Из вашей таблички я чего-то ничего не понял

Что-то нужно пояснить?

Но полярные районы для ЛОС - не проблема.

Не проблема, но орбита должна быть полярная, а это накладывает ограничение на пусковое окно.

Всё равно, ИМХО, лунные вылазки в отдалённые районы целесообразнее совершать с лунной базы на суборбитальных челноках (или в суборбитальных полётах обычных орбитальных челноков). Скорее всего, намного выгоднее по затратам топлива получится.

Не-а, с огромным проигрышем по сравнению с прямой посадкой. Если только прямая посадка не подразумевает поворот орбиты.

[mihalchuk]

Вадим Семенов:

Fakir писал(а):

Насчёт L2 - может быть, и вариант, да. С учётом того, что лэндеры наполовину на подножном корму. Баллистику только надо бы потщательнее посмотреть, какие там где ХС (особенно до поверхности Луны). Из вашей таблички я чего-то ничего не понял

Что-то нужно пояснить?

Сколько времени займёт путь от L2 до Луны?

[Вадим Семенов]

2-3 суток

[Fakir]

Всё, про СЭДУ здесь я не говорю. Надоело, чесслов. 25-й раз уже одно и то же.

Вадим Семенов

Что-то нужно пояснить?

Может, лучше повторить табличку, но не так, зелёным, а "словами" расписав?
Потому что у меня сплошные непонятки. Например, не могу взять в толк, почему ХС для пилотируемого корабля и лэндера в первой строчке для обоих вариантов совпадают.

Не-а, с огромным проигрышем по сравнению с прямой посадкой. Если только прямая посадка не подразумевает поворот орбиты.

С чего это проигрышем? ХС суборбитального полёта куда меньше, чем для выхода/спуска с орбиты. Кислород местный. Так откуда проигрыш?

[Димитър]

2. Ключевое слово: "пленочный концентратор" - сразу падает и цена и вес СЭУ, причем намного!

Только почему-то никто ни одного такого концентратора пока не видел, не использовал, и не собирается.
Может, это "ж-ж" неспроста?

Конечно, неспроста! СБ и так ставят на почти все космические аппараты. Так зачем производителям понижать цену и вместе с ней - и свою прыбиль? Если Вам удастся протолкнуть ЯЭУ, то может расшевеляться...  

1) Тридцать с гаком КА с "Топазами" и "Буками" для вас не пример?
2) Есть радиофобия.
3) Реактор выгоднее по массе начиная с 10 кВт, КА с такой энерговооружённость относительно немного. Разве что геостационарные связисты. Причём большинство - ненаши, а на Западе космические реакторные технологии неразвиты, даже в Штатах, не говоря о Европе. Плюс связисты - частники, это доп. проблема.
4) Для всякой электроники соседство с реактором не всегда полезно (актуально для связистов). Дубовому буксиру же пофиг.
5) У летавших реакторов ресурс был порядка года - больше не надо было, потому что у наших спутников в то время вообще ресурс был не сильно больше.

Несмотря на всё это, ИМХО, у реакторов есть шансы коммерческого применения.

1) менее 1 % от аппаратов с СБ.
2) не без оснований
3) это надо еще доказать.
4) А на буксире электроники не будет? Сист. управления, например?
5) ресурс можно повысить - с этом я согласен.
 - у реакторов есть шансы коммерческого применения. Вот именно - "есть шансы", а не "объязательно будут на буксирах". А шансов есть - тем более, что в более отдаленном будущем КК будут на ГФЯРД или ТЯРД.
 Но начинать будем скорее всего с буксиров на СЭУ.  

[Fakir]

Димитър

Так зачем производителям понижать цену и вместе с ней - и свою прыбиль? Если Вам удастся протолкнуть ЯЭУ, то может расшевеляться...  

Всё далеко не так примитивно. Но это оффтоп.

1) менее 1 % от аппаратов с СБ.

Лучше посмотрите долю КА с энерговооружённостью от 10 кВт :wink:
Реакторы в СССР ставили на спутники радиолокационной разведки.

2) не без оснований

Без. Как любая фобия.

3) это надо еще доказать.

Кому доказывать? В "космоэнергетических" кругах это давно прописная истина.

4) А на буксире электроники не будет? Сист. управления, например?

Мало. Не проблема заэкранировать и/или сделать радиационно-стойкой.
А ГСО-шный связист - это сплошная электроника.

[Tiger]

2) не без оснований

Без. Как любая фобия.

Космос-954?

[avmich]

Код Выделить Развернуть


Посадка на Луну                        2010
Взлет с Луны                           1890


Эти два числа взяты очень оптимистично :( . На самом деле лучше брать для посадочного модуля ХС как минимум 2500 - такое было у Аполлонов, а в свете отсутствия гонки сейчас есть резон делать ещё больше, по соображениям безопасности - на этапе посадки требуется очень много топлива. Ну и обратная ХС - как минимум 2200. Характеристики аполлоновского ЛМ можно посмотреть здесь - http://astronautix.com/craft/apollolm.htm - 2220 м/с для взлётной, 2470 м/с для посадочной.

[mihalchuk]

Вообще-то, как я понимаю, ХС на Луну и обратно из точки L2 зависит от места посадки. А Аполлоновские запасы сегодня не требуются. Я представляю будущую посадку так. Сначала сбрасывается простой автомат небольшой массы, который, притормаживая, падает на Луну в район предполагаемой посадки лэндера. Он с подлёта фотографирует местность, а сам служит маяком. Тогда можно заранее достоверно выбрать посадочную площадку и сократить до минимума манёвры.

[Fakir]

Разобрался наконец с табличкой
Меня закозило на строке "Перелёт к Луне" - по инерции думал, что это весь перелёт, с торможением то есть, а не только отлёт от Земли, вот и никак не мог въехать - почему совпадают цифры?!

avmich

Эти два числа взяты очень оптимистично . На самом деле лучше брать для посадочного модуля ХС как минимум 2500 - такое было у Аполлонов, а в свете отсутствия гонки сейчас есть резон делать ещё больше, по соображениям безопасности - на этапе посадки требуется очень много топлива.

Не согласен! Ведь, особенно при регулярных рейсах, садиться будут не в голом поле, а по маякам, под контролем с орбиты и т.п.
Модель гравитационного поля Луны можно сделать очень точную, вообще просчитать ХС взлёта-посадчки чуть не до см/с.
Ну пусть даже для пилотируемых лэндеров можно будет взять ХС с запасом, а для грузовых-то зачем?

Tiger

Космос-954?

Никакого реального ущерба.

[Вадим Семенов]

Эти два числа взяты очень оптимистично . На самом деле лучше брать для посадочного модуля ХС как минимум 2500 - такое было у Аполлонов, а в свете отсутствия гонки сейчас есть резон делать ещё больше, по соображениям безопасности - на этапе посадки требуется очень много топлива. Ну и обратная ХС - как минимум 2200. Характеристики аполлоновского ЛМ можно посмотреть здесь - http://astronautix.com/craft/apollolm.htm - 2220 м/с для взлётной, 2470 м/с для посадочной.

Это скорее Аполлоновская ХС была сделана с большим запасом. Мои цифры взяты отсюда: http://www.nasaspaceflight.com/docs/NASA-CR-86337.pdf (я пересчитал из футов в секунду в метры)

Вообще-то, как я понимаю, ХС на Луну и обратно из точки L2 зависит от места посадки.

Зависит, взят максимальный, насколько я понял из документа. Посмотрите, там много другой интересной информации.

[Вадим Семенов]

С чего это проигрышем? ХС суборбитального полёта куда меньше, чем для выхода/спуска с орбиты. Кислород местный. Так откуда проигрыш?

Проигрыш потому что суборбитальный перелет идет в дополнение к спуску с орбиты. В отличие от прямой посадки в нужную точку.

Лучше посмотрите долю КА с энерговооружённостью от 10 кВт :wink:
Реакторы в СССР ставили на спутники радиолокационной разведки.

Для низкоорбитальных спутников есть другой резон: большие лопухи СБ сильно тормозят об атмосферу. К тому же СБ на низкоорбитальном аппарате работают только половину орбиты. А спутников на ГСО с ЯР до сих пор что-то не наблюдается, хотя по энергетике они уже явно перевалили за тот рубеж, после которого ЯР по вашим словам начинает выигрывать экономически.