Марсианская экспедиция от об-ва Энергообменные технологии

[mihalchuk]

Я решил создать отдельный топик по марсианской экспедиции, предложенной нашей организацией «Энергообменные технологии», чтобы все, кто не знаком с её планом, смогли убедиться, что для этой цели достаточны носители современной размерности. Подробнее на нашем сайте:

www.energoobmen.ru

         Пилотируемая экспедиция на Марс[/size]
(обеспечение марсианской экспедиции средствами выведения)

    Чтобы с помощью ЖРД отправить на Марс и вернуть обратно полноценную экспедицию из 6 человек, потребуется собрать на низкой околоземной орбите марсианский корабль с начальной массой от 800 до 1200 т. Сопутствующее столь большой массе грандиозное орбитальное строительство может вылиться в чрезмерные расходы, поэтому все марсианские проекты последнего времени основаны на перспективных технологиях. Основные из них – производство компонентов топлива из местного сырья и высокоэффективные ДУ малой тяги. Их применение позволяет сократить начальную массу корабля в 2-2,5 раза, и, пока они не отработаны, об окончательном выборе способа перелёта говорить преждевременно.
    Система СВ, имеющая предлагаемую нами структуру, будет полезна для марсианской экспедиции независимо от того, будут ли применены перспективные технологии или нет. Cценарий марсианской экспедиции c опорой на неё будет выглядеть так.

       Создание марсианской орбитальной базы

    Заблаговременная доставка на марсианскую орбиту тех грузов, которые не требуются на марсианском корабле на пути к Марсу, позволит избежать излишнего перенапряжения при старте экспедиции и увеличит её надёжность. Марсианская орбитальная база (МОБ) может собираться постепенно, в течение 10 и более лет, а находящиеся на ней грузы должны быть долгохранимыми. Это могут быть, прежде всего, компоненты топлива, вода, некоторые пищевые продукты, различные инструменты и приспособления. Разумно разместить на базе и резервные энергетические мощности. Завершённая база должна также выполнять роль убежища экипажа.
    Если использовать РН «Ангара 5 – УКВБ», то с дозаправкой на ОЗК в одном пуске к Марсу обеспечивается выведение блока массой до 27 т. За вычетом средств выхода на марсианскую орбиту (тормозная ДУ, теплозащитный экран), его полезная масса должна составить около 20 т. Всего нужно отправить не менее 7-8 блоков, сборка предварительной конфигурации МОБ предполагается в автоматическом режиме. По крайней мере 7 блоков должны иметь форму удлинённых цилиндров, а их конструкция должна обеспечить способность к реконфигурации в семиблочную компоновку, в которой центральный блок был бы укрыт другими от радиации и метеоритов. Если марсианский корабль будет содержать мощную ЭРДУ, то, по крайней мере, несколько блоков также следует оснастить ЭРДУ, технологически унифицированными с корабельной. Последняя, скорее всего, будет наборной, состоящей из нескольких десятков элементарных двигателей. Тогда будет нетрудно составить маломощную установку для блоков, чтобы испытать и получить опыт её эксплуатации в реальных условиях, а затем иметь на МОБ источник запчастей для основной ЭРДУ. Электрическая мощность блока с ЭРДУ должна составить не менее 40-50 кВт.
    Есть возможность увеличить массу блока МОБ без потери эффективности доставки, если догрузить его на ОЗК компонентами топлива (жидкий кислород и жидкий метан) или водой. Тогда ПГ, доставляемый на ОЗК, должен содержать некоторое число ускорителей, а также баки. На ОЗК баки заполняются компонентами топлива или водой, а ускорители устанавливаются на УКВБ и в дальнейшем участвуют в разгоне блока на начальном этапе выведения. Массовая раскладка такого комплекса будет следующей:

    Масса ускорителей                                                     22 т;
            в том числе – топлива                                        20 т.
    Удельный импульс                                          3200 Н•с/м.
    Масса ПГ                                                                     39 т;
            в том числе – залитых жидких грузов               30 т.

    По-видимому, получить большее от такого способа не удастся.

           Марсианский корабль

    Марсианский корабль собирается на предельно высокой орбите, недалеко от границы сферы действия Земли. Необходимость сборки корабля вдали от Земли вызвана двумя причинами:
1.   Она позволит избежать расходов, сопутствующих низкоорбитальному полёту: на навигацию, связь, компенсацию торможения атмосферой, а также частых температурных перепадов на внешней поверхности, что при длительном процессе сборки МК существенно.
2.   Старт МК с низкой орбиты потребует создания огромного ракетного блока, заменить который множеством последних ступеней РН не получится. Придётся также решать проблему длительного хранения большого объёма криогенного топлива.
    Сборка корабля на удалённой орбите будет проводиться в условиях незащищённости от галактического космического излучения, поэтому операции с участием человека должны быть сведены к минимуму. Основной этап сборки предполагается провести без присутствия экипажа на борту.
    Такое требование будет трудно выполнить, если корабль оснащается мощной ЭРДУ, использующей энергию солнечных батарей. Разворачивание последних будет трудно осуществить без работы космонавтов в открытом космосе. По-видимому, в рассматриваемом случае ЭРДУ придётся полностью собрать на низкой орбите, а затем своим ходом перегнать к месту сборки.

           Начало экспедиции

    Начало экспедиции зависит от типа основной ДУ и может быть одним из двух вариантов:
1.   Импульсом 10-20 м/с корабль сталкивается на крутую эллиптическую орбиту, в перигее которой, на высоте 300-400 км ему сообщается разгонный импульс 500-700 (минимум – 400) м/с, достаточный для выведения на траекторию к Марсу. Экипаж доставляется на корабль заблаговременно.
2.   С помощью двигателей малой тяги корабль выводится на гелиоцентрическую орбиту, затем, набрав некоторую скорость, проходит мимо Земли по гиперболической траектории. При необходимости, в перигее траектории кораблю сообщается разгонный импульс, в этом случае перигей выбирается низким. Так как период времени от начала полёта до прохождения Земли не напрягает силы экспедиции, имеется возможность разогнать корабль до достаточной скорости с помощью относительно маломощных двигателей. Если двигатели малой тяги обеспечат кораблю прирост скорости ~3 км/с, то дополнительный импульс не потребуется, а ресурсные ограничения на высоту перигея снимаются. Посадка экипажа осуществляется «вдогонку». На период начального разгона на корабле может находиться временный экипаж, который покидает его перед прохождением Земли и совершает посадку.

          Экспедиция с использованием ЖРД

    Далее рассмотрим корабль, использующий ЖРД в условиях благоприятного расположения планет. Предполагаемая масса корабля составит около 360 т, что достаточно при наличии МОБ. Для его сборки потребуется до 13 пусков РН «Ангара 5 – УКВБ» или до 16 пусков РН А4-УКВБ с многоразовыми боковыми модулями, а также ещё 2 пуска РН с кислородно-метановыми блоками, обладающими следующими характеристиками:

        Масса блока                                       55,75 т;
        масса топлива                                   50,68 т;
        масса ПГ (РН – «Ангара 5»)               24,1 т;
        удельный импульс                      3620 Н•с/м.

    Собранный корабль будет включать два метановых блока с топливом, которое доставляется отдельно. При доставке топлива тем же способом, который предложен выше для МОБ, один УКВБ способен вывести к месту сборки до 50 т ПГ, содержащего до 45 т топлива. Один из блоков используется дважды – в самом начале экспедиции сталкивает корабль с дальней круговой околоземной орбиты на эллиптическую, а затем разгоняет его вблизи Земли и выводит на траекторию полёта к Марсу, обеспечивая характеристическую скорость не менее 500 м/с. После выведения блок не отбрасывается, сохраняясь в резерве. Второй блок используется для торможения и вывода корабля на марсианскую орбиту. Позже один из блоков заправляется на МОБ и выводит корабль на траекторию возвращения.
    Для обеспечения сборки корабля потребуется доставить на ОЗК и переработать не менее 750 т воды. Это – 100 рейсов МКТ с грузоподъёмностью 7,5 т (или более 200 рейсов МКТ с грузоподъёмностью 3,5 т) и 0,5 МВт электрической мощности в течение двух лет. Такая мощность СБ довольно велика, кроме того, может возникнуть ситуация, в которой после запуска марсианского корабля электрические мощности ОЗК не будут востребованы. Поэтому имеет смысл использовать для наращивания мощности ОЗК энергоустановку марсианского корабля.
    Если стоимость пуска РН «Ангара 5 – УКВБ» составит $80 млн., а стоимость килограмма кислородно-водородного топлива на ОЗК будет вдвое меньше стоимости выведения килограмма ПГ, то стоимость обеспечения выведения корабля на марсианскую орбиту средствами выведения составит около $3 млрд[/size].
    Схема остальной части марсианской экспедиции не содержит ничего нового и может быть заимствована из других проектов.

    Несмотря на то, что марсианский корабль при старте содержит более 100 т  кислородно-метанового топлива и ещё имеется запас на МОБ, основную энергетику экспедиции обеспечивают УКВБ, использующие высокоэффективное кислородно-водородное топливо. Выбор кислородно-метанового топлива объясняется, с одной стороны, его приемлемыми физическими и энергетическими характеристиками, и, с другой стороны, его дешевизной на орбите и готовностью инфраструктуры его использования (ОЗК). При условии надёжного экранирования от Солнца оно может длительно храниться на всех этапах экспедиции: на орбите сборки корабля, на межпланетной трассе и на высокоэллиптической марсианской орбите, в то время, как хранить жидкий водород (температура кипения – 22°К) в многомесячном автономном полёте накладно и рискованно. В перспективе метановое горючее будет несложно производить в космосе при наличии сырья.

[Андрей Суворов]

Критика:

1. Уже на высоте 1000 км торможением в атмосфере даже за счёт плёночных СБ можно смело пренебречь. При отсутствии вспышек на Солнце, как сейчас, облучение тоже будет приемлемым. Во всяком случае, астронавты Джемини-11 дозу получили очень небольшую, меньшую, чем их коллеги, которые не забирались так высоко, но попали под вспышку.
2. Граница устойчивой круговой орбиты - тыщ 700 километров. Апогей эллиптической может находиться и выше - до 930 тыщ примерно. Скорость на круговой орбите высотой 700 тыс. км всё ещё не 10-20 м/с и таким импульсом "столкнуть" корабль никуда не удастся.
3. 1200 тонн начальной массы - величина запредельная. Даже при использовании ракет сверхтяжёлого класса это 10-20 стыковок (с учётом затрат массы на стыковочные узлы, системы сближения типа "Курса", топлива на манёвры, СКДУ и прочие узлы, не нужные в дальнейшем экспедиционному комплексу. Больше 2-3 пусков в год с одной площадки ракет сверхтяжёлого класса не запустить. Значит, нужно строить пять-шесть стартов.

[hcube]

Надо однозначно применять схему с ядерным двигателем - типа как у Дискавери Кларковского. Ведь на самом-то деле Дискавери нет проблем построить - всего-то пусков 10-15 Протона понадобится на сборку и еще столько же на заправку рабочим телом.
А на ЖРД летать - прошлый век. Для выведения они туда-сюда, а для межпланетных полетов уже слабоваты. Нужно действительно межпланетные корабли строить, специально для космоса.

[mihalchuk]

hcube:

Надо однозначно применять схему с ядерным двигателем - типа как у Дискавери Кларковского. Ведь на самом-то деле Дискавери нет проблем построить - всего-то пусков 10-15 Протона понадобится на сборку и еще столько же на заправку рабочим телом.

Не нашёл информации о Дискавери Кларковского. То, что здесь предлагается, не исключает ядерной установки + двигатели малой тяги, очевидно, ЭРД. Более того, я бы это приветствовал. В классической схеме с ЭРД не нравится старт с НКО. Причины:
1. Для выхода из сферы действия Земли по раскручивающейся спирали требуется ХС 7,8 км/с; если оптимизировать траекторию, то не менее 7 км/с.
2. Достаточно длительный процесс набора требуемой скорости.
3. Корабль длительное время проходит радиационные пояса Земли.
4. Включение реактора на НКО представляет ненулевую экологическую угрозу, МК с ЭРД на СБ тормозится на НКО из-за высокой парусности, включая период сборки.
Всё это преодолимо, но не бесплатно.
Предлагаю с помощью ЖРД обеспечить выход МК за пределы действия Земли, а ЭРД можно использовать в любое время. Тогда и требуемая мощность реактора снизится - МК достигнет Марса быстрее, соответственно, околопланетные манёвры можно совершать с меньшей тягой, а к Земле возвращается значительно более лёгкий МК. Но и в этом случае использование даже небольших, вспомогательных ракетных блоков для выхода на марсианскую орбиту и старта с неё позволит заметно увеличить время пребывания на планете.
В конце возврашения не следует переводить МК на НКО, лучше оставить его на предельно высокой орбите, а экипаж эвакуировать другим средством.

А на ЖРД летать - прошлый век.

Прошлый век - не значит плохо. Прошлому веку былы свойственны и некоторые заблуждения.

Для выведения они туда-сюда, а для межпланетных полетов уже слабоваты. Нужно действительно межпланетные корабли строить, специально для космоса.

Это все хорошо, но спорить надо вот с чем:

стоимость обеспечения выведения корабля на марсианскую орбиту средствами выведения составит около $3 млрд

[mihalchuk]

Андрей Суворов:

1. Уже на высоте 1000 км торможением в атмосфере даже за счёт плёночных СБ можно смело пренебречь. При отсутствии вспышек на Солнце, как сейчас, облучение тоже будет приемлемым. Во всяком случае, астронавты Джемини-11 дозу получили очень небольшую, меньшую, чем их коллеги, которые не забирались так высоко, но попали под вспышку.

Не понял, к чему это. Если выступление за МК с ЭРД на СБ и старт с НКО - тут спорить нечего. На корабле должно быть радиационное убежище. К тому же экипаж можно послать вдогонку после того, как МК пересечёт радиационные пояса. А вот длительная сборка людьми МК на высоте даже 800 км с активной внекорабельной деятельностью - недопустима.

2. Граница устойчивой круговой орбиты - тыщ 700 километров. Апогей эллиптической может находиться и выше - до 930 тыщ примерно. Скорость на круговой орбите высотой 700 тыс. км всё ещё не 10-20 м/с и таким импульсом "столкнуть" корабль никуда не удастся.

Признаю недоработку. Скорость на круговой орбите 700 т. км - 750 м/с, в апогее эллиптической 930 т. на 70 т.км - 250 м/с, в апогее эллиптической 930 т. на 400 км - 80 м/с. Зацепиться за коллинеарную точку либрации в системе Земля-Солнце - нужна ХС=100-200 м/с - неплохое место для сборки корабля с ЭРД. Но, конечно, предполагалась не устойчивая орбита, а сильновозмущённая траектория на границе сферы действия Земли (не исключающая и уходов на орбиту искусственной планеты). Здесь формально просчитанная орбитальная скорость мало о чём говорит. Подошла бы и эллиптическая орбита 930 т. на 70 т.км, но она подвержена большим возмущениям. Здесь, похоже, более важен не импульс схода, а долгосрочный прогноз возмущённого движения, чтобы МК в нужное время оказался в нужном месте и с оптимальной скоростью. Возможно, с потребным импульсом вышла ошибка на порядок, но это принципиально ничего не меняет.

3. 1200 тонн начальной массы - величина запредельная. Даже при использовании ракет сверхтяжёлого класса это 10-20 стыковок (с учётом затрат массы на стыковочные узлы, системы сближения типа "Курса", топлива на манёвры, СКДУ и прочие узлы, не нужные в дальнейшем экспедиционному комплексу. Больше 2-3 пусков в год с одной площадки ракет сверхтяжёлого класса не запустить. Значит, нужно строить пять-шесть стартов.

Это обсуждать трудно - масса 1200 т действительно чрезмерна для СВ, но она и не предполагается. Сколько раз в год можно пускать сверхтяжёлую РН, ничего о ней не зная, сказать невозможно. Шаттлы запросто летали по 8 раз.

[hcube]

И надо думать на тему какого-то другого ядерного двигателя. Мне лично представляется перспективным термоядерный импульсный двигатель с забором энергии на разогрев плазмы от ядерного реактора, при этом смесь De-He3 играет роль мультипликатора мощности - то есть по сути просто УИ увеличивает.
Просто скомбинировать энергетический ЯР с ЭРД, IMHO, неправильно. А уж СБ - вообще ни в какие ворота. В качестве _первого_ этапа ЯР в режиме генератора + массив ЭРД пойдут - я потому и упомянлул Дискавери Артура Кларка из Одиссеи-2001. Но потом... птом надо переходить к чему-то типа термоядерных кораблей Павлова - когда разгон идет за счет истечения плазмы прямо из стеллатора, от термоядерной реакции. А как промежуточный этап - то что я упомянул - ядерный источник, мультиплицированный термоядерным синтезом.

[Дем]

С управляемым термоядом пока тяжко - так что надеятся на него можно, но в реальные расчёты вставлять рановато.

Собирать корабль действительно надо на высокой орбите (на какой высоте атомный реактор использовать можно?)
Маршевый двигатель - нехимический с высоким УИ и высокой тягой.
Посадка экипажа - непосредственно перед отлётом, "в догонку" нельзя - вдруг не догонят?

[mihalchuk]

hcube:

И надо думать на тему какого-то другого ядерного двигателя. Мне лично представляется перспективным термоядерный импульсный двигатель с забором энергии на разогрев плазмы от ядерного реактора, при этом смесь De-He3 играет роль мультипликатора мощности - то есть по сути просто УИ увеличивает.
Просто скомбинировать энергетический ЯР с ЭРД, IMHO, неправильно. А уж СБ - вообще ни в какие ворота. В качестве _первого_ этапа ЯР в режиме генератора + массив ЭРД пойдут - я потому и упомянлул Дискавери Артура Кларка из Одиссеи-2001. Но потом... птом надо переходить к чему-то типа термоядерных кораблей Павлова - когда разгон идет за счет истечения плазмы прямо из стеллатора, от термоядерной реакции. А как промежуточный этап - то что я упомянул - ядерный источник, мультиплицированный термоядерным синтезом.

Здорово! Я о том, что в обозримое время можно обойтись без очень уж крупных носителей, а вы о том, что в ещё большем отдалении при перспективных технологиях они тоже не нужны. Кто в лес, кто по дрова...  :roll:

[Dave Bowman]

Уважаемые колеги!

На счет полетов на Марс, которые обсуждаются на этой ветке выскажу ряд замечаний:

- использование ракет с грузоподъемностю до 40 тонн позволит осуществить полет с ионными двигателями небольшого корабля (до 400 т) при использовании РН "Ангара-7" - 10 пусков. Такое число пусков нормальное.
- доставка топлива небольшими партиями приведет к чрезмерному (и думаю не реальному) числу пусков РН в год;
- полет с ЯРД, ТЯРД и прочее требует больших денег и длительного времени на проработку;
- при распаде СССР Россия потеряла производственные мощности по производству РН (Украина: "ЮЖМАШ", "Хартрон"), инфраструктуры в Казахстане (по запуску той же "Энергии") - это требует дополнительных (и не малых) капиталовложений;
-  число пусков "энергии" - до 4-х в год с одного стартового стола (в принципе стартовые столы для "Энергии" переделывлись со столов Н-1, а их было 5 штук);
- большое колличество стыковок при использовании РН относительно небольшой грузоподъемности.

Использование ЖРД - вроде бы вчерашний день, НО:
- отработаный механизм расчета двигателей, что позволяе сделать РД практически с любыли заданными ТТХ;
- економия времени (это так же дает возможность планово создавать ЯРД и другие типы двигателей);
- экономия средств (вот в этом ВСЯ ЗАГВОЗДКА - Россия утратила то, что было в СССР - "Энергию", перспективные РН типа "Вулкан").

При использовании ракет типа "Ангара-7" - в том-то и дело, что другого пути, кроме как полететь на Марс с ЭРД при использовании СБ мощ. порядка 10 МВт/час и нету. Но и сдесь беда в финансировании и не рациональном использовании средсв. Тот же "Клипер" - у России, я так понимаю нету средств профинансировать самостоятельно его создание. Также нужна новая ракета "Онега", а ведь украинский "Зенит-2" уже существуе.

Ну и наконец - создание ЯРД и ядерных реакторов требуют не только инфраструктур (сейчас все осталось в Казахстане) но и поднимают вопросы экологической безопасности и проблем тероризма.

Вот такое мнение. у меня.

С важением, Олег Семенюк

[Dave Bowman]

[
Посадка экипажа - непосредственно перед отлётом, "в догонку" нельзя - вдруг не догонят?[/quote]

Да это все правильно. проекты данного типа - скорее экзотика. Но такие проекты групп энтузиастов были


Вообщето говорить о полете на Марс теоретически и осуществлять государственную долгосрочную программу - разные вещи. Посмотрите на США - проект "Аполлон" - было масса различных предложений, а пришли к созданию "Сатурна-5", отправке всего корабля сразу и посадке с разделением на ОЛО. Сдесь учитывалось все - время реализации проекта (до 1970 года), надежность (повышается исключением стыковок небольших блоков на ОЗО) и прочие факторы. Да и схема двигателя F-1 была простой, даже с некоторым отступлением к более ранним моделям ЖРД - но зато результат - болшая тяга, срок ввода в эксплуатацию, надежность.

С уважением, Олег Семенюк

[Dave Bowman]

Уважаемые коллеги!

Кто располагает информацией по "Ангаре-7" - схема РН, ее ТТХ скинте на ел. адресс., ато я что-то нащел, но не совсем наверное то.

С уважением

[mihalchuk]

Олег Семенюк:

На счет полетов на Марс, которые обсуждаются на этой ветке выскажу ряд замечаний:

- использование ракет с грузоподъемностю до 40 тонн позволит осуществить полет с ионными двигателями небольшого корабля (до 400 т) при использовании РН "Ангара-7" - 10 пусков. Такое число пусков нормальное.

В предлагаемой схеме достаточно 10 пусков РН Ангара 5-УКВБ и 2-х пусков РН Ангара 5-УКМБ(метановых) за два года. При этом к Марсу отправляется корабль 260 т + 1 пустой и 1 заполненный УКМБ. Использование последнего позволяет кораблю выйти на орбиту МОБ (марсианской орбитальной базы). Это - чистые пуски, без вспомогательных и с поправкой на то, что появится Паром. При использовании Парома будет достаточно выводить грузы на НКО 200 км, и грузоподъёмность РН возрастёт.

- доставка топлива небольшими партиями приведет к чрезмерному (и думаю не реальному) числу пусков РН в год;

Почему же не реальному. Бывало, в СССР запускалось более 100 КА в год. Главное, что при таком способе доставки надёжность экспедиции не будет зависеть от надёжности доставщика топлива.
 

- число пусков "энергии" - до 4-х в год с одного стартового стола (в принципе стартовые столы для "Энергии" переделывлись со столов Н-1, а их было 5 штук);

Их было два. А 4 пуска Энергии с одного стола - мечты даже для СССР.

- большое колличество стыковок при использовании РН относительно небольшой грузоподъемности.

Если о доставке воды или топлива, то тут классическая стыковка не требуется. Достаточно зафиксировать аппарат и перекачать топливо/воду. Это можно сделать на ОС, а можно передать эти функции Парому. Последний может аккумулировать воду и топливо с 3-4-х аппаратов, а затем доставлять его на ОС.

- экономия средств (вот в этом ВСЯ ЗАГВОЗДКА - Россия утратила то, что было в СССР - "Энергию", перспективные РН типа "Вулкан").

Едва ли Вулкан сулил какую-то экономию. Для него требовалось новое стартовое сооружение, а такие капвложения сегодня трудно представить.

При использовании ракет типа "Ангара-7" - в том-то и дело, что другого пути, кроме как полететь на Марс с ЭРД при использовании СБ мощ. порядка 10 МВт/час и нету. Но и сдесь беда в финансировании и не рациональном использовании средсв.

ЭРД в принципе нужны, они увеличивают надёжность всего мероприятия. Но в предлагаемом варианте будет достаточно 0,5-2 МВт.

[mihalchuk]

Олег Семенюк:

Посадка экипажа - непосредственно перед отлётом, "в догонку" нельзя - вдруг не догонят?

Да это все правильно. проекты данного типа - скорее экзотика. Но такие проекты групп энтузиастов были

Да, посадка "вдогонку" выглядит стрёмно. Но корабль собирается далековато от Земли, необходимость смены сборочной бригады марсианским экипажем очевидна. Их доставка на корабль до начала манёвров по выведению затянет пребывание в космосе на месяц или более. Но можно и по-другому. Вывести корабль с экипажем на эллиптическую орбиту с апогеем около 100 тыс. км так, чтобы на нисходящей ветке разогнаться и быть настигнутым максианским кораблём. Или - вокруг Луны, это - как небесные тела расположатся. Затем стыковка, пересадка и монтажная бригада на том же корабле возвращается на Землю. На подхвате экипаж дублёров, в случае чего они летят вдогонку на корбле с бОльшим запасом топлива.

Вообщето говорить о полете на Марс теоретически и осуществлять государственную долгосрочную программу - разные вещи. Посмотрите на США - проект "Аполлон" - было масса различных предложений, а пришли к созданию "Сатурна-5", отправке всего корабля сразу и посадке с разделением на ОЛО. Сдесь учитывалось все - время реализации проекта (до 1970 года), надежность (повышается исключением стыковок небольших блоков на ОЗО) и прочие факторы. Да и схема двигателя F-1 была простой, даже с некоторым отступлением к более ранним моделям ЖРД - но зато результат - болшая тяга, срок ввода в эксплуатацию, надежность.

Дело в том, что по предлагаемому варианту начинать программу можно уже сейчас, более того, частично она делается. А если полёт на Марс сорвётся, задел не пропадёт.

Кто располагает информацией по "Ангаре-7" - схема РН, ее ТТХ скинте на ел. адресс., ато я что-то нащел, но не совсем наверное то.

Боюсь, что ещё ничего нет, кроме задумок в общем виде.

[hcube]

Почему нету? ;-) Пакет из 7 УРМ - 6 боковых и центральный. Плюс вторая водородная или керосиновая ступень диаметром 5.5 метров и массой порядка 150 тонн. Примерная грузоподьемность в керосиновом варианте - 35-40, в водородном - 50-55 тонн.

Только ее пускать неоткуда - старт расчитан на 5 УРМ, 7 (против считай 4 у Зенита) никак не влезут. Придется комплекс стенд-старт переделывать.

На такую ПН есть другой вариант - тризенит. 3 блока А + большая верхняя ступень. По аналогии с А-3 ПН получается порядка 55-60 тонн на керосине и до 75-80 на водороде.

[mihalchuk]

Какие двигатели предполагается установить на водородной ступени массой 150 т?

[Dave Bowman]

Здравствуйте коллеги!

Спасибо за коментарии. Хочу дать пояснения:

mihalchuk

наверное вы меня несколько не правильно поняли. Я отвечу без ссылок на Ваши высказывания:

- стартовых столов для Н-1 было построено 5 штук. Для пусков "Энергии" оборудовано 2, их "пропускная способность" - по 4 пуска в год каждого (на вскидку Губанов "Триумф и трагедия "Энергии", если принципиально, отвечу точнее и больше). На этом расчете строились советские проекты полета с ЭРД и ЯРД;
- о пролетных траекториях - корабль собирался на околоземной орбите высотой 300-400 км. Его отличие - он не выходил на околомарсианскую орбиту, что позволяло значительно снизить массу топлива. Но технический риск стыковки не на орбите, а на пролетной траектории всеже велик (если найду, то укажу книгу, я после переезда и у меня еще все скопом, извините).
- о РН "Вулкан"- мои рассуждения теоретические. То есть, если бы был СССР,  была марсианская гонка и прочее. Что можно было бы сделать (теоретически) - переоборужовать 2-3 оставшихся от Н-1 стартовых стола под "Вулкан", наладить производство этой РН и "быстро" реализовать экспедицию. Экономия в чем - базовые элементы этой РН создаются на основе " Энергии" - капиталовложения уже сделаны ранее, также маршевый ЖРД разгонных блоков может быть создан на базе имеющихся двигателей, прочие составляющие корабля также. Все эти выкладки о том, что могло бы быть, но увы, никогда уже не будет.
- на счет современных планов России - я несколько скептически отношусь к идее полета на Марс этой страны. В этом плане я оптимист в пользу США. Чисто с практической точки зрения.

Да насчет доставки воді, метана, топлива и прочего на орбиту - я имею представление на примере реальніх проектов в США.
 
Вообщето если мои выкладки требуют ссылок, пояснений в виде схем и прочее скажите. О полете к Марсу на ЖРД я рассуждаю как о принципиальной возможности. понятно, что на практике будут вібрані:

- в России - ионные двигатели (малая масса КК и возможность использования не самой мощной РН, возможность использования именно ионных двиг. наиболее отработаных по сравнению с ЯРД, отказ от ядерного РД или ЭУ);
- в США - ЯРД (возможность создания РН "Арес-5" с ПН - 105-125 тонн, приоритеты в пользу ЯРД по сравнению с другими двигателями).

На последок - имею описания и схемы нескольких марсианских КК СССР и США с ЖРД для полноценного полета. Чуть позще подготовлю небольшую статью на эту тему.

С уважением, Олег Семенюк.

[Dave Bowman]

Да забыл на счет 100 пусков в год - я считаю нельзя сводить воедино общее число пусков РН типа "Космос", "Союз", "Протон" и др. и пуски ракет сверх тяжелого класса, таже "Энергия" и как я понимаю разрабатываэмая "Ангара-7".

[hcube]

Один РД-0120. Больше в общем и не нужно ;-). Итого 7 РД-191,  1 РД-0120. Ну, можно еще оптимизировать если сделать три ступени и верхнюю с примерно 40 тоннами топлива сделать об одном 11Д57, соответственно срезав заправку второй ступени. Тонны 4 из 50 можно выиграть примерно.

Да, Вулкан можно было пускать с комплекса стенд-старт. Он под это изначально разрабатывался.

[mihalchuk]

hcube:

Один РД-0120. Больше в общем и не нужно . Итого 7 РД-191, 1 РД-0120. Ну, можно еще оптимизировать если сделать три ступени и верхнюю с примерно 40 тоннами топлива сделать об одном 11Д57, соответственно срезав заправку второй ступени. Тонны 4 из 50 можно выиграть примерно.

Казалось, РД-0120 избыточен для этой ступени. Прикинул - получается не намного, процентов на 25. Но всё-же лучше, чем ставить РД-0120 на Ангару-5 или "ушастую" Ангару. Ну а проект-то есть или нет?

Да, Вулкан можно было пускать с комплекса стенд-старт. Он под это изначально разрабатывался.

Слышу впервые. Он вообще изначально разрабатывался как стенд с возможностью переоборудования под старт. Но чтобы под Вулкан - есть сомнения. Они основаны на том, что я видел эскиз СК Вулкана. Это был совсем не УКСС!

[mihalchuk]

Олег Семенюк:

- стартовых столов для Н-1 было построено 5 штук. Для пусков "Энергии" оборудовано 2, их "пропускная способность" - по 4 пуска в год каждого (на вскидку Губанов "Триумф и трагедия "Энергии", если принципиально, отвечу точнее и больше).

Здесь, похоже, разночтения. Столов могло быть и 5, но стартовых сооружений - 2. Пропускную способность следует относить именно к ним, так как она определяется возможностями инфраструктуры, а стартовый стол - относительно недорогое изделие и может сменяться между пусками. Если речь идёт о том, на чём непосредственно стоит носитель (блок Я для Энергии), то такая штука будет разной для Н-1, Энергии и Вулкана.

На этом расчете строились советские проекты полета с ЭРД и ЯРД;
- о пролетных траекториях - корабль собирался на околоземной орбите высотой 300-400 км. Его отличие - он не выходил на околомарсианскую орбиту, что позволяло значительно снизить массу топлива. Но технический риск стыковки не на орбите, а на пролетной траектории всеже велик (если найду, то укажу книгу, я после переезда и у меня еще все скопом, извините).

Здесь все специалисты единодушны - пролётная траектория требует меньше топлива и содержит больший риск. Несколько поколебать эффективность этой схемы может добыча компонентов из местных ресурсов или заблаговременная доставка топлива на марсианскую орбиту малой тягой.

- на счет современных планов России - я несколько скептически отношусь к идее полета на Марс этой страны. В этом плане я оптимист в пользу США. Чисто с практической точки зрения.

Был такой анекдот: оптимисты изучают английский, пессимисты - китайский, а реалисты - автомат Калашникова. Сейчас всё поменялось.

Да насчет доставки воді, метана, топлива и прочего на орбиту - я имею представление на примере реальніх проектов в США.

Вот только не надо так сравнивать. Все эти "реальные" проекты проектами и останутся. Не будет Америка втягиваться в такую возню. Они уже давно идут по другому пути, и лишние орбитальные операции у них чрезмерно дороги.

Вообщето если мои выкладки требуют ссылок, пояснений в виде схем и прочее скажите. О полете к Марсу на ЖРД я рассуждаю как о принципиальной возможности. понятно, что на практике будут вібрані:

- в России - ионные двигатели (малая масса КК и возможность использования не самой мощной РН, возможность использования именно ионных двиг. наиболее отработаных по сравнению с ЯРД, отказ от ядерного РД или ЭУ);

В предложенной схеме речь о том, чтобы максимально использовать возможности ЖРД: заправлять дешёвым топливом последние ступени РН и использовать их повторно. Схема не имеет недостатков, присущих другим схемам с ЖРД, прежде всего по надёжности и требуемой стартовой тяге. Стартовая позиция марсианского корабля - граница сферы действия Земли, т. е. он уже имеет характеристическую скорость около 3 км/с. Дальше можно лететь и на ЭРД, но можно и на ЖРД, так как для выведения на траекторию к Марсу потребуется ХС всего 500-700 м/с. ЯРД в такой схеме теряет смысл. По сравнению с полётом на ЭРД предложенная схема требует выведения на орбиту несколько большей массы, но претендует на меньшую стоимость.

Да забыл на счет 100 пусков в год - я считаю нельзя сводить воедино общее число пусков РН типа "Космос", "Союз", "Протон" и др. и пуски ракет сверх тяжелого класса, таже "Энергия" и как я понимаю разрабатываэмая "Ангара-7".

Потребуется ежегодно 6 пусков Ангары 5 и 50-100 пусков многоразового доставщика воды или компонентов топлива. Плюс - вспомогательные пуски.