Марсианская экспедиция от об-ва Энергообменные технологии

[Dave Bowman]

MIHALCHUK

На счет стартовых столов: мы с Вами говорим об одном и том же, но немного на разных языках. Пусть будет Ваш вариант.

На счет стенд-старта - были разработки под "Энергию", "Энергию-М" и "Вулкан" - "стыковка" со стартовым комплексом осуществлялась за счет блока Я.

Накопление воды, метана и прочего:
- американские разработки на базе элементов шаттла описаны и проилюстрированы в книге К. Гетланда "Космическая техника". Это был проект. Сейчас такие наврядли есть - США начинают переходить на РН Арес-1 (запуск на околоз. орб.) и Арес-5 (Луна, Марс), новый одноразовый КК "Орион".
- если говорить о количестве 100 пусков в год- а сколько Россия сейчас реально запускает? Неужели Вы представляете себе такой проект реально? Реально - минимальная для таких целей РН (до 40 т)горазовый. Выбор такого варианта продиктован многими факторами.
- насчет характеристической скорости при торможении на орбите Марса:
- зависит от скорости отправления с орбиты Земли (диапазон - от скорости для траект. Гомана и выше);
- высоты орбиты вокруг Марса;
- прицельной дальности входа КК в сферу действия и связаных с этим геометрических характеристик граектории;
- также надо учитывать коррекцию при полете туда и обратно (в разлисных источниках для различных траекторий в диапазоне 0.1-0.25 км/сек в одну сторону).

В ряде случаев хар. скор на прибытие и отлет (с учетом коррекции) составит от 3 до 4.5 км/сек. Высота орбиты берется в диапаз. 1000-3000 км (с точки зрения исслед. Марса с орбиты, связи с посад. кораблем, навигации последнего при возвращении).

Все это можно рассчитать (приняв ряд упрощений) и взяв нормальные (теже советские) параметры для масс корабля - орбитальный корабль - 80 тонн, экспедиц. - 60 тонн, для возвращения - 10 тонн. Можна рассчитать орбитальную скорость для Марса для Н=1000 км и до !00 000 км с шагом 1000 км. Также прикинуть V хар.

Ну а насчет анекдота про оптимиста, песимиста и реалиста - в США комплексы для шаттлов на металолом не сдавали, штаты не становились незав. государствами и доллар не добавлял 5-6 нулей.

С уважением - Олег Семенюк

[mihalchuk]

Олег Семенюк:   

На счет стенд-старта - были разработки под "Энергию", "Энергию-М" и "Вулкан" - "стыковка" со стартовым комплексом осуществлялась за счет блока Я.

Можно нарастить коммуникации и инфраструктуру, но критичны будут 2 момента: выдержит ли УКСС вес вулкана и обеспечит ли лоток отвод газов струй двигателей. Достоверно не знаю, но некоторые сомнения в этом есть.

- если говорить о количестве 100 пусков в год- а сколько Россия сейчас реально запускает? Неужели Вы представляете себе такой проект реально? Реально - минимальная для таких целей РН (до 40 т)горазовый. Выбор такого варианта продиктован многими факторами.

50-100 пусков в год для средства доставки воды или топлива выглядят скромно и уместно на фоне общей задачи – пилотируемого полёта на Марс. Речь, конечно, не о настоящем дне.

- насчет характеристической скорости при торможении на орбите Марса:
- зависит от скорости отправления с орбиты Земли (диапазон - от скорости для траект. Гомана и выше);
- высоты орбиты вокруг Марса;
- прицельной дальности входа КК в сферу действия и связаных с этим геометрических характеристик траектории;
- также надо учитывать коррекцию при полете туда и обратно (в разлисных источниках для различных траекторий в диапазоне 0.1-0.25 км/сек в одну сторону).

И от того, на чём лететь. Если отлёт от Земли и торможение на ЖРД, то предпочтительна вытянутая синхронная орбита. Для выхода на неё вполне достаточно метанового блока с указанными параметрами (это просчитано). А по пути лучше рулить ионниками, их необходимо иметь хотя бы по соображениям безопасности, и полезно для отработки в длительном полёте.

[Dave Bowman]

mihalchuk

1. На счет "Вулкана" - да комплес выдержит. Хотите дам ссылку или на ел. почту статью с книги Губанова вышлю?

2. На счет 100 пусков - как проектант КК скажу что такой вариант на практике врядли будет принят.

3. Метан не самое лутшее топливо - низкая плотность, продукт згования - вода + углекислый газ, необходимость с нуля разрабатывать ЖРД под данный тип топлива.

4. Траектория и хар. скорость от типа двигателя и топлива (при ускорении более 0.1 м/сек2) не зависит - только от  тяговооруженности космического аппарата.

То что нашел в прессе по КК "Орион", РН "Арес-1", "Арес-5" говорит об исключительной практичности американцев. Я с этими людьми сталкивался и при всем моем неоднозначном отношении к ни, скажу что в практичности русским до них далеко. Если можно - дайте текущий курс доллара США в рублях России для оценки стоимости проектов,  указнных в российской прессе.

специально для Вас дам ряд математических Выкладок для оценочных расчетов.

С уважением, Олег Семенюк

[mihalchuk]

Олег Семенюк:

1. На счет "Вулкана" - да комплес выдержит. Хотите дам ссылку или на ел. почту статью с книги Губанова вышлю?

Верю. Губанова не читал, только бегло пролистал. И было бы стыдно, не будь я сам в этих событиях и многое видел своими глазами.

2. На счет 100 пусков - как проектант КК скажу что такой вариант на практике врядли будет принят.

Какие противопоказания?

3. Метан не самое лутшее топливо - низкая плотность, продукт згования - вода + углекислый газ, необходимость с нуля разрабатывать ЖРД под данный тип топлива.

Метан реально несложно хранить в марсианской экспедиции. Метановый ЖРД относительно прост в разработке.

4. Траектория и хар. скорость от типа двигателя и топлива (при ускорении более 0.1 м/сек2) не зависит - только от тяговооруженности космического аппарата.

Здесь имелось в виду сравнение хотя бы ЖРД и ЭРД, в этих случаях и подлётные параметры и оптимальная орбита будут разными.

То что нашел в прессе по КК "Орион", РН "Арес-1", "Арес-5" говорит об исключительной практичности американцев.

Согласен, они выбрали лучший вариант для себя. Из соображений сохранения технологий и рабочих мест.

Если можно - дайте текущий курс доллара США в рублях России для оценки стоимости проектов, указнных в российской прессе.

Считайте 26,5 руб/доллар

специально для Вас дам ряд математических Выкладок для оценочных расчетов.

Не совсем понял, о чём это, но посмотрю.

[Dave Bowman]

Здравствуйте!

Похоже у нас на данной ветке форума идет дискусия между двомя участниками.

mihalchuk

Вопрос 1:

Вы говорите что принимали участие - в чем? Создании "Энергии", стартового комплекса и прочее? Какое отношение - образование, работа или что еще связывает Вас с космосом и этой тематикой? Можете ответить на ел. почту. Я спрашиваю потому, что хочу понять Вашу осведомленность в этой области. Могу на ел. почту скинуть аналогичную информацию о себе.

2. Ну с "Вулканом" и стартовыми комплексами будем считать как то разобрались.

3. На счет 100 пусков и метана - никак не могу понять суть нашего разговора:
- мы говорим о теоретическом вопросе;
- о конкретной программе котрая есть в России.

Это я к тому, что может есть в России конкретная программа, я просто не знаю

В чем вобщем-то спор - конечно можно 100 пусков организовать, но думаю России это не под силу и финансово и с точки зрения задействовать инфраструктуры - стартовые комплексы, средства доставки ракет, персонал и прочее. Какое преимущество метана и какой окислитель - если О2 - то это очень "капризный" с точки зрения хранения элемент. Но даже при нем удельная тяга будет не велика. С окислителями "слабее" - и того менше. Разработка ЖРД на метане требуеит:
- создания методической базы для расчетов;
- квалиф. специалистов;
- технологической оснастки и оборудования;
- времени для отработки до нужного уровня надежности.

да и преимуществ этот ЖРД никаких особо не даст. На первом месте идет Н2+О2 (уд. импульс = 450-460 с (может в перспективе чуть больше), на втором идет керосин (сходные с ним и чуть более эфективные углерод. горючие)+О2 (уд. импульс примерно = 350 с), затем все остальное.
100 пусков ракет - в советские времена в открытой печати говорили, что пуск РН "Союз" стоит 20 млн. руб. (советских), а "Энергии" - 80 млн. руб. Можно взять стоимость ракет США или Европы. Удельная стоимость выведения 1 кг (или 1 тонны) пол. нагрузки у небольших ракет будет выше. Также при всей простоте заправки в космосе тех. риск возрастет (теоретически число заправок будет выше а коеф. надежности ниже).

Преимущества использования метана или воды (при ее электролизе) целесообразны при использовании местных ресурсов. Я интересовался ракет. техникой США (и даже диплом защищал по этой тематике) и буду ссылатся на их данные. Вот у них был следующий проект - Спейс Шаттл может выводить нагрузку на первоначальную (опорную) орбиту 30 тонн. Средняя нагрузка в 80-е годы была 14.5 тонны. При 8 пусках в год можно "навозить" воды, из которой полученых Н2 и О2 будет достаточно для 2-х полетов в год 2-х ступ. многоразового буксира "Спейс Таг" с ОЗО (Н=300 км) на ОЛО (Н=100 км) 6-ти астронавтов и небольшого груза. Да сдесь выгода за счет "недобора" выводимых в те годы пол. нагрузок и имеющегося запаса грузоподъемности. Был поект КА с ЯЭУ для "ловли" газов на низких орбитах - так сказать "дармового сырья". Но использование ЯЭУ откинуло данный проект в разряд теоретических. СБ на орбите Н=120 км не подходили. Были проекты групп энтузиастов использовать метан на Марсе. В определенной перспективе это наверное и будет сделано. А какой смысл в 100 пусках - не выиграша в удельной тяге, ни в стоимости проекта я не вижу.

Россия сейчас не в состоянии выйти на уровень ракет "Энергия" или "Вулкан" - и финансово и с точки зрения производственных мощностей и думаю с точки зрения квалиф. кадров и их численности. Ломка всего в 90-годы будет сказываться не одно десятилетие.
Потому проекты с ЖРД для России не имеют реальной перспективы сейчас. ЯРД требуют больших капиталовложений, испытательных стендов, высококвалиф. специалистов и так далее. Думаю это тоже понятно и сдесь перспективы теже.  Тоже относится и к ЯЭУ. В конце 80-х говорили, что создание рабочего ЯРД требует 10-15 лет времени (длительная экстериментальная отработка и доводка) и 10-15 млрд. долларов средст. Единстввенный выход - солн. батареии пленочного типа. Думаю для корабля в 400 тонн надо порядка 7-10 МВт мощности (1.5-2 будет маловато). Опять таки ссылаямь на данные США - при полете к Луне (старт. масса КА 35 тонн, масса пол. нагр. выводимой с ОЗО Н=300 км на ОЛО Н=100 км - 20 тонн) необходимо солн. батарея мощностью 0.3 МВт. Это все можно и просчитать.
Также необходимо учитывать разумную массу жил. отсека (в российской прессе указывалось 70 тонн на 4 космонавта) и мин. массу посадочного модуля 30-40 тонн. Поэтому при реальных возможностях России - 10 пусков РН с порядковой грузоподъемностью 30-40 тонн, использование ион. двиг (400 штук с тягой по 0.1 кг) и солнечных батарей пленочного типа единственный реальный вариант полета на Марс (опять таки с учетов всего что для этого надо - произв. мощности, квал. кадры, инфраструктура, финансы).

 
На счет траекторий - конечно я был несколько не прав - для разных типов двигателей (ЖРД, ЯРД, ЭРД) траектория будет отличаться. Но сдесь вопрос не в типе топлива или двигателя, а в тяговооружонности КА, скорости расхода топлива. К "быстрым" двигателям относятся те, что дают начальное ускорение более 0.1 м/сек2 (теже ЖРД и ЯРД, ну и некоторые други, давайте их пока опустим). ЭРД тают ускорение значительно меньше этой величины и их заранее нельзя ставить в один ряд с ЖРД и ЯРД. Если рассватривать ЖРД и ЯРД  (с трердой активной зоной) то у последних тяга (в пределах 25-100 тонн) и расход топлива в секунду (примерно 130 кг/сек на 100 тонн тяги) ниже чем у ЖРД (тяга хоть 1000 тонн - не проблема, расход топлива примерно 230 кг/сек на 100 тонн тяги). Собственно эти параметры и определят отличия в траектории. В тех же США был проект "Ровер" - для старта с ОЗО - 3 ЯРД "НЕРВА-2" (тяга примерно по 100 тонн каждого) и по одному такому двиг. на торможение у Марса и возвращение к Земле. Стартовая масса корабля - примерно 1100 тонн. При аналогичных пол. нагрузках и тяговооруженности КА с ЖРД имел бы массу примерно в 2 раза больше и тягу двиг. тоде. Если принять такие данные, то отличий особых в траекториях кораблей не будет. Более современные проекты (США в рамках пограммы SEI и СССР/Россия, если не ошибаюсь центр им. Келдыша  предполагали использовать 1 двиг (США), а в СССР связка из 4-х небольш. ЯРД тягой 34 и 28 тонн соответственно. То в сравнениис КА с ЖРД отличия траектории уже будут существенные. Ну, а ЭРД - то там полет при разгоне и торможении по спирали.  

Последнее - если Вы не против, я скину рисунок Вам на ел. почту, а Вы его выставте на форум, а то я еще не знаю как. На счет выкладок - я хотел привести ряд простых выкладок Руппе "Введение в астронавтику" для расчета скоростей и орбит (в первом приближении). мне несколько не понятно откуда Ваши данные по хар. скоростям. Хотел так сказать прийти к "общему знаменателю" в оценке. Но это после того как Вы ответите на мой первый вопрос.



С уважением, Олег Семенюк

[mihalchuk]

Олег Семенюк:

Какое отношение - образование, работа или что еще связывает Вас с космосом и этой тематикой? Можете ответить на ел. почту. Я спрашиваю потому, что хочу понять Вашу осведомленность в этой области. Могу на ел. почту скинуть аналогичную информацию о себе.

Я участвовал в подготовке испытаний Энергии и Бурана и анализе результатов. Но подробно об этом распространяться не считаю нужным.

3. На счет 100 пусков и метана - никак не могу понять суть нашего разговора:
- мы говорим о теоретическом вопросе;
- о конкретной программе котрая есть в России.

Такой программы в России нет, как нет никакой марсианской программы.

В чем вобщем-то спор - конечно можно 100 пусков организовать, но думаю России это не под силу и финансово и с точки зрения задействовать инфраструктуры - стартовые комплексы, средства доставки ракет, персонал и прочее.

С финансовой стороны любой марсианский проект требует денег. А темпы 100 пусков в год позволят значительно снизить стоимость одного пуска. Физически это не так просто, потребуется высокая пропускная способность инфраструктуры и массовое производство элементов носителей, над чем предстоит поработать. Здесь предлагается воздушный старт как вариант такого решения.
 

Какое преимущество метана и какой окислитель - если О2 - то это очень "капризный" с точки зрения хранения элемент. Но даже при нем удельная тяга будет не велика. С окислителями "слабее" - и того менше. Разработка ЖРД на метане требуеит:
- создания методической базы для расчетов;
- квалиф. специалистов;
- технологической оснастки и оборудования;
- времени для отработки до нужного уровня надежности.

1. Если полёт на Марс на ЖРД, то окислитель - ж.кислород, однозначно. На заправочной станции можно иметь этот компонент по довольно низкой стоимости.
2. У метана здесь 2 основных преимущества: его высокая доля в массе горючего и близкие к жидкому кислороду условия хранения. Водород - лучше, но его хранить значительно сложнее.
В космосе проще хранить метан, чем керосин.
Из-за свойств метанового топлива можно довольно просто создать сразу надёжный двигатель.
 

Также при всей простоте заправки в космосе тех. риск возрастет (теоретически число заправок будет выше а коеф. надежности ниже).

Риск всего мероприятия не зависит от надёжности доставки воды или топлива. И слабо зависит от надёжности заправки.

А какой смысл в 100 пусках - не выиграша в удельной тяге, ни в стоимости проекта я не вижу.

Небольшие затраты на создание системы и высокая серийность.

Последнее - если Вы не против, я скину рисунок Вам на ел. почту, а Вы его выставте на форум, а то я еще не знаю как.

Здесь помочь пока не могу. Попробуйте здесь войти в "поиск", наберите "разместить картинку" и посмотрите, как это делали другие участники. У меня при таких попытках что-то глючит, нужно лечить комп.

[Dave Bowman]

mihalchuk

На счет распостраняться не хочу - шпионов боитесь?

Вот на счет метана - я все же не пойму выгоды:
- какой удельный импульс ЖРД на горючем О2+метан в вакууме;
- какая плотность метана;
- какая температура хранения и кипения.

На счет окислителя - в принцыпе при массе разгонного блока 170 тонн (14.5 тонн - "сухая" масса, 155,5 тонн - топливо), выведенного на ОЗО Н=300 км (тот же "Вулкан") масса груза, отправленная на траекторию к Марсу при долгохранимом топливе (уд. тяга=315-320 с) будет тонн 50.
7 таких блоков "толкнут" соответственно 350 тонн. Этого хватит для полноценной экспедиции (масса обитаемого отсека - 80 тонн, масса экспедиционного корабля - 60 тонн, масса корабля для возвращения - 10 тонн). Но увы, об этом будем говорить до безконечности, все равно ничего подобного не будет.

На счет марсианской программы России - в пресе писали о проекте полета корабля в 400 тонн. Я находил описание и картинки, статьи. Было такое описание РН - 2 блока типа как у "Энергии-М" с РД-170 и центральный с РД-180, плюс третья ступень на керосине+кислород. Похоже на РН с ПН 40 тонн. Ну, а есть ли программа или нет - мне кажется в России нету никаких долгосрочных космических программ. Даже с Клипером (российская пресса пишет) не могут разобраться.

Так, что наши с Вами разговоры - это мечты "дурачков" покорить космос. Это я в первую очередь о себе.

предлагаю, если Вы не против найдиде мой E-mail в данных по форуму и свяжитесь со мной. Я не шпион, так, что никаких секретов у Вас не выпытаю, расскажу о себе.Думаю, нам будет интересно пообщаться как людям даже с разных стран.
Да выкладки из Руппе:

V=(K/R) в степени 0.5
где К - гравитационный параметр
Солнца 1.32534х10 в степени 11 км3/сек2
Земли 3.98614х10 в степени 5
Луны 4.89848х10 в степени 3
Марса 4.29635х10 в стапени 4

R=r+H - радиус планеты + высота орбиты

r Солнца 6.951х100000 км
r Земли 6.371104х1000 км
r Луни 1.738х1000 км
r Марса 3.390х 1000 км

Рвдиусы указаны как средние - отсюда расчеты круговой скорости и второй космической V2k=1,41хVорб, а также скоростей "отрыв" для полетов "туда" и "обратно".
Эти данные я привел для того, чтобы прийти к общему знаменателю в оценке характеристических скоростей полета.
 С уважением, Олег Семенюк

[mihalchuk]

На счет распостраняться не хочу - шпионов боитесь?

Опасаюсь ненужного трёпа со своей стороны. Если бы мне было нечего делать...

Вот на счет метана - я все же не пойму выгоды:
- какой удельный импульс ЖРД на горючем О2+метан в вакууме;
- какая плотность метана;
- какая температура хранения и кипения.

УИ 460-470 с.
Плотность метана 0,455, топлива - около 0,85.
Температура кипения метана - 111 К, кислорода - 90 к при НУ. Т.е. оба компонента можно хранить в одних условиях, делать баки с совмещёнными днищами. Вдали от Земли достаточно затенить баки, чтобы предотвратить нагрев компонентов до кипения. С керосином хуже. Придётся изолировать бак кислорода от его теплового излучения. Керосин может замёрзнуть, расслоиться на фракции или изменить свой химический состав под действием внешних факторов.

На счет окислителя - в принцыпе при массе разгонного блока 170 тонн (14.5 тонн - "сухая" масса, 155,5 тонн - топливо), выведенного на ОЗО Н=300 км (тот же "Вулкан") масса груза, отправленная на траекторию к Марсу при долгохранимом топливе (уд. тяга=315-320 с) будет тонн 50.
7 таких блоков "толкнут" соответственно 350 тонн. Этого хватит для полноценной экспедиции (масса обитаемого отсека - 80 тонн, масса экспедиционного корабля - 60 тонн, масса корабля для возвращения - 10 тонн). Но увы, об этом будем говорить до безконечности, все равно ничего подобного не будет.

Семь пусков Вулкана за относительно короткое время - напряг.  Пучок из семи ракетных блоков - нормально на Земле, но не очень хорошо в космосе.

На счет марсианской программы России - в пресе писали о проекте полета корабля в 400 тонн. Я находил описание и картинки, статьи. Было такое описание РН - 2 блока типа как у "Энергии-М" с РД-170 и центральный с РД-180, плюс третья ступень на керосине+кислород. Похоже на РН с ПН 40 тонн. Ну, а есть ли программа или нет - мне кажется в России нету никаких долгосрочных космических программ. Даже с Клипером (российская пресса пишет) не могут разобраться.

Предложений много. Например, предложение от РКК Энергия. Но программы нет, поэтому нет и финансирования. А долгосрочные программы в России есть. Например, МКС или ГЛОНАСС.

Да выкладки из Руппе:

V=(K/R) в степени 0.5
где К - гравитационный параметр
Солнца 1.32534х10 в степени 11 км3/сек2
Земли 3.98614х10 в степени 5
Луны 4.89848х10 в степени 3
Марса 4.29635х10 в стапени 4

R=r+H - радиус планеты + высота орбиты

r Солнца 6.951х100000 км
r Земли 6.371104х1000 км
r Луни 1.738х1000 км
r Марса 3.390х 1000 км

Рвдиусы указаны как средние - отсюда расчеты круговой скорости и второй космической V2k=1,41хVорб, а также скоростей "отрыв" для полетов "туда" и "обратно".
Эти данные я привел для того, чтобы прийти к общему знаменателю в оценке характеристических скоростей полета.

Я, пожалуй, не буду заниматься выкладками. Для меня это давно пройденный этап, и это есть в литературе. Открываю Левантовского - начальная скорость для полёта к Марсу с орбиты 200 км - 11,401 км/с. Но это по Гоману, для усреднённых орбит. Дело в том, что такие расчёты представляют чисто познавательный интерес. Орбита Марса сильно вытянута и наклонена на 1,85 град к плоскости эклиптики. Поэтому хар. скорость может сильно отличаться от Гомана. А вообще - получается довольно сложная задача небесной механики.
В предлагаемой концепции всё определяет технологическая сторона: в дазгоне к Марсу отрабатывается стандартный технологический ракетный блок. Возможный недостаток ХС добирается другими средствами. Например, с помощью ЭРД, которые обеспечивают 0.8-1 км/с прироста ХС. Тогда получится полёт "на 90% на ЖРД", так как использование только ЭРД потребует около 10 км/с ХС.

[Dave Bowman]

Здравствуйте!

mihalchuk

На счет ЖРД на метане вопросы:
- откуда такая высоная уд. тяга при продуктах згорания Н2О+СО2
- на счет близких темпер. хранения - у ЖК разница между Т хран. и Ткипен. 0.2 град
- средства доставки  - небольшие РН или возд. старт - масса старт. МКК = 1000-1500 тонн (при М жил. отс. =60-70 тонн, М эксп. кор 35-40 тонн, М кор. возвр. 8-10 тонн - как мне представляется минимальные разумные массы при экип. 4 чел) - сколько же пусков понадобится

На счет "Вулкана" - то это все при ряде условностей
Экспедиции на Марс на ЖРД в любом случае большой перспективы не имеют.

На счет траекторий - читал Левантовского "Механика косм. полета в элем. изложении", я ориентируюсь на выкладки Руппе "Введение в астронавтику" - там все на порядок выше по части выкладок. Эсть описание ряда амер. проектов, приведенных к той или иной траектории и прочее.

вообще то на счет перехода на метанов. ЖРД - при всей их простоте, такие двигю вроде никто не применял, а это:
- время на отработку,
- изменение инфраструктур
- изменение технологических процесов и прочее.
Я думаю в России бюджет ФКА и так не велик и реальный выход - оптимизация затрат на космос.

Извините за назойливость - американцы (я ими в техническом плане всегда восхищался) при наличии больших чем у России средств, лутшем во много раз положении в экономике и прочем, при массе очень перспективных технологий и прочее - делают возврат к 60-м годам, но на современной основе. европа идет тем же путем - "ариан-5" например или "лунная ракета" на ее основе.

Проект МКС я считаю "недоразвитым" - такая станция уже сейчас моглабы принимать до 6-8 косм., а там более 3-х постоянно не бывае. а весь ваш российский "туризм" - это что от хорошей жизни?  

На счет 7 блоков - мне тяжело сказать, но те же американцы (еще раз извините) делают подобные проекты.

Да как на счет "внефорумного" общения - есть темы помимо космоса. Я просил администратора Вам мой емаил скинуть. как в этом вопросе Вы смотрите? Мне кажется мы с вами люди похожие по крайней мере по интересам к космосу.

С уважением Олег Семенюк

с

[Dave Bowman]

Здравствуйте!

mihalchuk

На счет ЖРД на метане вопросы:
- откуда такая высоная уд. тяга при продуктах згорания Н2О+СО2
- на счет близких темпер. хранения - у ЖК разница между Т хран. и Ткипен. 0.2 град
- средства доставки  - небольшие РН или возд. старт - масса старт. МКК = 1000-1500 тонн (при М жил. отс. =60-70 тонн, М эксп. кор 35-40 тонн, М кор. возвр. 8-10 тонн - как мне представляется минимальные разумные массы при экип. 4 чел) - сколько же пусков понадобится

На счет "Вулкана" - то это все при ряде условностей
Экспедиции на Марс на ЖРД в любом случае большой перспективы не имеют.

На счет траекторий - читал Левантовского "Механика косм. полета в элем. изложении", я ориентируюсь на выкладки Руппе "Введение в астронавтику" - там все на порядок выше по части выкладок. Эсть описание ряда амер. проектов, приведенных к той или иной траектории и прочее.

вообще то на счет перехода на метанов. ЖРД - при всей их простоте, такие двигю вроде никто не применял, а это:
- время на отработку,
- изменение инфраструктур
- изменение технологических процесов и прочее.
Я думаю в России бюджет ФКА и так не велик и реальный выход - оптимизация затрат на космос.

Извините за назойливость - американцы (я ими в техническом плане всегда восхищался) при наличии больших чем у России средств, лутшем во много раз положении в экономике и прочем, при массе очень перспективных технологий и прочее - делают возврат к 60-м годам, но на современной основе. европа идет тем же путем - "ариан-5" например или "лунная ракета" на ее основе.

Проект МКС я считаю "недоразвитым" - такая станция уже сейчас моглабы принимать до 6-8 косм., а там более 3-х постоянно не бывае. а весь ваш российский "туризм" - это что от хорошей жизни?  

На счет 7 блоков - мне тяжело сказать, но те же американцы (еще раз извините) делают подобные проекты.

Да как на счет "внефорумного" общения - есть темы помимо космоса. Я просил администратора Вам мой емаил скинуть. как в этом вопросе Вы смотрите? Мне кажется мы с вами люди похожие по крайней мере по интересам к космосу.

С уважением Олег Семенюк

с

[Pyhesty]

Здравствуйте!

   Внимательно прочитал ваш диалог и пришел к внутреннему убеждению, что в необъявленной гонке к Марсу победит тот, что не будет бояться создавать новое: возврат к старому, создание монстров: "Сатурн", "Энергия", "Шатл", "Вулкан" это шаг назад, огромный шаг назад. Мне жаль, что в вас, Олег, умер "Королев"...
 
   У Михаила есть очень важный аргумант, который стоит много: серийность. Ведь первый автомобиль  и самолет, то же стоили очень дорого - потому что это была почти ручная работа. И только серийность вывела его на новый уровень. Кто-то говорил, что баки к союзу можно хоть в гараже выпускать, охотно верю. Так может все же стоит выбрать еще один глобальный проект, который сможет потянуть всю космическую промышленность хотя бы из политических мотивов. Пусть это будет даже эфимерная задача достижения Марса.

   Михаил, а можно чуть больше о ваших планах дальнейшего развития идеи, ведь я так думаю, что вы не только на этом форуме вращаетесь убеждая нас, обычных читателей, но и где-то повыше, в противном случае ....

PS: Олег, очень удивлен, но адрес сайта Михаила
http://www.enextec.ru/ дан на первой странице форума, и мыло
на нем есть... Другое дело, зачем он вам?

[Dave Bowman]

Pyhesty

Здравствуйте !

Да Вы знаете во мне действительно умер конструктор ракет. Я интересовался полетами в космос с 5 лет - в садике нам росказывали о полетах американцев на Луну. Вот с тех пор и началось. Я закончил два факультета Киевского политехнического института мех.машиностроительный и факул. авиац. и космич. систем. Но распад СССР привел к тому что моя професия в Украине стала никому не нужна. Я занимался в институте (в КПИ работал 3 года) анализом  техники США. Скажу, что они идут сейчас тем путем, который и мне виделся. Дело в том, что на определенном этапе развития нужно "остановить" прогресс в одной области и за счет этого развивать другие. Может я не совсем ясно и четко выражаюсь, но - вкладывание денег в новые технологии и двигат. РН дадут эффект на несколько процентов, а затраты будут большими. Не хочу никого обидеть, но наши люди не умеют считать денег и апсолютно не практичны. Та же Европа, экономический потенциал которой выше чем у России раз в 12 не спешит вкладывать деньги в такие разработки, а по комерческому космосу - они мировые лидеры. Их ракета "Ариан-5" построена на переработаной технологии 60-х - ускорители типа Титан-3, а ЖРД вулкан - тапа J-2. С этим они будут идти в 21-веке. А ракета на ее основе - 5 ЖРД Вулкан и 4 РДТТ - по классу Энергия. Такой же подход в США при создании РН "Арес-5". И никто из них (а эконом. потенциал Европы и США - вместе около 45 -50 процентов от мирового, России - около 2) не пытается ухватить Бога за бороду. Да и в СССР как я знаю (а мои бывшие колеги принимали участие в создании Энергии и Бурана) планировалось создать ряд РН на базе Энергии и саму Энергию развивать и эксплуатировать лет 40. Это таже серийность. В СССР подход к серийности начался при создании Н-1 - на ее базе Н-11 (ПН-24 тонны), Н-111 (ПН-6 тонн). Да те же "Союз" и "Протон" возмите им лет по сколько? Вы же говорите о создании нового в стране, потенциал которой не велик, инфраструктуры, производства и прочее утеряно во многом при разпаде СССР, многие наработки утрачены. Вот с моей группы, где я учился, по специальности работают только 2 человека. Интелектуальный потенциал целого поколения был утрачен за 90-е годы. А сейчас какой уже из меня или такого как я конструктор. И желание быть на Марсе во чтобы то не стало у россиян не приследует каких-то практических целей. Желание быть лидером и реальное положение вещей абсолютно не соответствуют друг другу.

На счет адреса Михаила - я еще новичок в интернете и на форуме. Спасибо за подсказку. Хотел скинуть михаилу несколько картинок. Он не отвечает, но и по другим вопросам можно было бы поноворить. Но навязываться не буду.

С уважением, Олег Семенюк

[Зомби. Просто Зомби]

Внимательно прочитал ваш диалог и пришел к внутреннему убеждению, что в необъявленной гонке к Марсу победит тот, что не будет бояться создавать новое: возврат к старому, создание монстров: "Сатурн", "Энергия", "Шатл", "Вулкан" это шаг назад, огромный шаг назад.

Вы ошибаетесь
Невозможно никакое "новое", которое бы заменило "средства выведения с большой массой ПН"
Впрочем, вру: таким могла бы быть полностью многоразовая аэрокосмическая система, со сроком межполетного обслуживания порядка 1-2 недель
Но в этом случае, во-первых, ПН её тоже не может быть очень уж маленькой (ну, 20 тонн, скажем, пресловутых), и, во-вторых, потребовалось бы создание множества "промежуточных" орбитальных инфраструктур
Проще говоря, полет на Луну будет содержать две пересадки, с АКС на околоземную ОС, потом с нее на межорбитальный транспорт, потом на окололунную ОС и только потом - на Луну
Но при наличии упомянутой АКС это было бы оправданно
А если ее нет - то ТОЛЬКО сверхтяжелые носители, "иного нет у нас пути"
Так что "возврат к старому" в данном случае не "огромный шаг назад", а только возвращение на прямую торную дорогу после полубессмысленного блуждания по околоземным "кривоколенным переулкам"

[mihalchuk]

Олег Семенюк:

На счет ЖРД на метане вопросы:
- откуда такая высоная уд. тяга при продуктах згорания Н2О+СО2

Точнее - 2Н2О+СО2, а реально есть избыток горючего, поэтому будет присутствовать СО. Молекулярная масса низкая, энтальпия высокая - отсюда и высокая уд. тяга.

- на счет близких темпер. хранения - у ЖК разница между Т хран. и Ткипен. 0.2 град

Это неверно. Температура кипения зависит от давления.

- средства доставки - небольшие РН или возд. старт - масса старт. МКК = 1000-1500 тонн (при М жил. отс. =60-70 тонн, М эксп. кор 35-40 тонн, М кор. возвр. 8-10 тонн - как мне представляется минимальные разумные массы при экип. 4 чел) - сколько же пусков понадобится

Небольшие, но эффективные средства доставки предполагается использовать для доставки воды/компонентов топлива. Сам корабль будет собираться из модулей наибольшей доступной размерности, которую смогут обеспечить имеющиеся СВ (ближ. перспектива - немногим менее 30 т.

вообще то на счет перехода на метанов. ЖРД - при всей их простоте, такие двигю вроде никто не применял, а это:
- время на отработку,
- изменение инфраструктур
- изменение технологических процесов и прочее.
Я думаю в России бюджет ФКА и так не велик и реальный выход - оптимизация затрат на космос.

Да, придётся и поработать. Сейчас бюджет ФКА недостаточен для реализации полёта на Марс. Впрочем, возможны и другие варианты топлив, но метан будет востребован и в других делах.

На счет 7 блоков - мне тяжело сказать, но те же американцы (еще раз извините) делают подобные проекты.

Ддесь представлен проект, который содержит новацию. У американцев нет средств, которые позволили бы осуществить такую схему, и не планируется разработка таковых.

Да как на счет "внефорумного" общения - есть темы помимо космоса. Я просил администратора Вам мой емаил скинуть. как в этом вопросе Вы смотрите? Мне кажется мы с вами люди похожие по крайней мере по интересам к космосу.

Здесь все похожие по интересам к космосу. Мой емейл на первой страничке сайта. Если есть серьёзные вопросы, требующие внефорумного общения - пишите. Но о прошлом космонавтики - не надо. Есть мемуары более достойных людей, к которым я ничего существенного добавить не смогу.
PS  Если вам небезразлична космонавтика и вы новичок в интернете, советую полистать форум и следить за темами. Будет интересно и найдёте ответы на многие вопросы.

[mihalchuk]

Зомби. Просто Зомби:

Невозможно никакое "новое", которое бы заменило "средства выведения с большой массой ПН"
Впрочем, вру: таким могла бы быть полностью многоразовая аэрокосмическая система, со сроком межполетного обслуживания порядка 1-2 недель

Между прочим здесь похожая система присутствует. Близкая к многоразовой.

Но в этом случае, во-первых, ПН её тоже не может быть очень уж маленькой (ну, 20 тонн, скажем, пресловутых), и, во-вторых, потребовалось бы создание множества "промежуточных" орбитальных инфраструктур

Не прячтесь за Луну, выкладывайте план полёта на Марс с использованием сверхтяжёлого носителя и без "промежуточных" орбитальных инфраструктур.

ТОЛЬКО сверхтяжелые носители, "иного нет у нас пути"

А у нас есть!

Так что "возврат к старому" в данном случае не "огромный шаг назад", а только возвращение на прямую торную дорогу после полубессмысленного блуждания по околоземным "кривоколенным переулкам"

Нужно считать всю экономику дела, а до этого договориться, что же мы будем делать. Предположим, потребуется уникальная экспедиция на Марс. Построите вы сверхтяжёлую РН, вложите средства в инфраструктуру (кстати - куда?), а что потом с этим делать?
Другое дело - освоение Марса, тут можно поспорить, но рано мечтать.

[Зомби. Просто Зомби]

Зомби. Просто Зомби:

Невозможно никакое "новое", которое бы заменило "средства выведения с большой массой ПН"
Впрочем, вру: таким могла бы быть полностью многоразовая аэрокосмическая система, со сроком межполетного обслуживания порядка 1-2 недель

Между прочим здесь похожая система присутствует. Близкая к многоразовой.

ТОЛЬКО сверхтяжелые носители, "иного нет у нас пути"

А у нас есть!

О чем конкретно речь?

Не прячтесь за Луну, выкладывайте план полёта на Марс с использованием сверхтяжёлого носителя и без "промежуточных" орбитальных инфраструктур.

Дык давно:
Гидразиновый ЖРД-междупланетный корабль выводится из гравитационного колодца на траекторию полета к Марсу ТФЯРД-ЖВ-разгонником, запускаемым Вулканом :roll:
Базовая версия, возможны варианты, но не более, чем "шаг вправо, шаг влево"

Нужно считать всю экономику дела, а до этого договориться, что же мы будем делать. Предположим, потребуется уникальная экспедиция на Марс. Построите вы сверхтяжёлую РН, вложите средства в инфраструктуру (кстати - куда?), а что потом с этим делать?

Ну, это конечно
Но тут как раз привязка к Луне имеет свой смысл:
когда там будет "что-то прикладное" и конкретно потребуется большой транспортный поток, средства, его обеспечивающие сравнительно легко и "как бы между прочим" смогут обеспечить и запуск марсианского корабля

Другое дело - освоение Марса, тут можно поспорить, но рано мечтать.

Не
"Мечтать" не рано, мечтать - самое время
Но включать в конкретные планы - рановато
Сначала Луна

[Dave Bowman]

Здравствуйте!

mihalchuk

Первое на счет наставления - я ностальгировать не по чем не буду. вы высказываете свои мысли, я свои. Это же не то, что я Вам перечить хочу. В интернете мне еще пальцем надо показывать. вот Вам мой E-mail hal@lan.com.ua чирконите что нибуть. Я Вам хочу дать ряд выкладок, Вы мне свое. так быстрее найдем общий язык. Ну, а там будет видно. Обещаю что ничего не буду навязывать и по первому вашему требованию прекращу писать.


На счет темпенр. хранения О2 - все зависит от массы и плотности. То что в баках РН - очень капризно. Под рукой нету книги, так бы дал выкладки со ссылкой. На счет удел. тяги ЖРД на метане - сильно сомневаюсь. Попытаюсь грамотно аргументировать.

Вот мы с Вами говорим немного по разному - если о принципах полета на Марс вообще, то тут предложений МИЛЛИОН!!!

Конкретная программа - это во многом компромис, в чем-то "шаг назад", для того чтобы в чем то другом сделать рывок вперед.

Вот Вы говорите о 100 пусках - давйте так - цена РН Союз, протон, Ангара, масса выводимого топлива и прочее. Аэрокосмическая система - а она реально в россии есть, сколько времени, денег и прочего надо на создание того же 20 тонника? Корабль можно собрать "пустой", но и сдесь есть разумные "минимумы" масс - жилого отсека, экспедиционного корабля. А масса топлива - при тех же 470 с уд. импульса (а я в этом очень сильно сомневаюсь) 1000 тонн при масе ПН 20 тонн (минус массе бака, системы наведения и прочее), это тонн 15 в лутшем случае.от например "Энергия-М" и "Энергия", собранные с однотипных элементов и очень удобные для сравнения. Масса стартовая первой - 1180 тоон, второй 2400 тонн, масса полезной нагрузки 35 тонн - первой, 105 тонн - второй (я знаю что эти цифры несколько условны). Теперь возмите приведите стартовую массу 3-х Энергий-М к 105 тоннам ПН, стоимость, время, надежность и т.д. А если говорить о Союзах, Протонах, Ангарах и не существующей аэрокосмической системе?

У России так много денех - выкинуть миллиарды туда сюда?

Вот вы знаете, я тоже хочу на Гаваи или Канары, но доходы позволяют только в Крым ездить. а если буду строить не реальные, не сопоставимые со своим доходом планы - не получу ничего. так и в космосе.

на счет американских поектов - я в этом вопросе не профан, чирконете мне на "мыло" - набросаю "килограмм" схем, ссылок, характеристик.

С уважением Олег Семенюк

[Dave Bowman]

mihalchuk

Для "патриотизма" могу советские проекты прислать

[Pyhesty]

Внимательно прочитал ваш диалог и пришел к внутреннему убеждению, что в необъявленной гонке к Марсу победит тот, что не будет бояться создавать новое: возврат к старому, создание монстров: "Сатурн", "Энергия", "Шатл", "Вулкан" это шаг назад, огромный шаг назад.

Вы ошибаетесь
Невозможно никакое "новое", которое бы заменило "средства выведения с большой массой ПН"
Впрочем, вру: таким могла бы быть полностью многоразовая аэрокосмическая система, со сроком межполетного обслуживания порядка 1-2 недель
Но в этом случае, во-первых, ПН её тоже не может быть очень уж маленькой (ну, 20 тонн, скажем, пресловутых), и, во-вторых, потребовалось бы создание множества "промежуточных" орбитальных инфраструктур
Проще говоря, полет на Луну будет содержать две пересадки, с АКС на околоземную ОС, потом с нее на межорбитальный транспорт, потом на окололунную ОС и только потом - на Луну
Но при наличии упомянутой АКС это было бы оправданно
А если ее нет - то ТОЛЬКО сверхтяжелые носители, "иного нет у нас пути"
Так что "возврат к старому" в данном случае не "огромный шаг назад", а только возвращение на прямую торную дорогу после полубессмысленного блуждания по околоземным "кривоколенным переулкам"

Из последних новостей
"
В космос по карбоновой ленте
24 октября 2006 г.

National Aeronautics and Space Administration (NASA) проводит в пустыне Чихуахуан в штате Нью-Мексико, интересный конкурс на самый производительный космический подъемник. Первый приз в $150 000 достанется разработчикам, чье устройство окажется способным поднять максимальный вес на высоту 601 мм (200 футов) за наименьшее время. Все подъемники должны черпать энергию исключительно из таких источников как солнечный свет, лазерная или микроволновая энергия. Одним из основных претендентов на победу признается Jolly Roger, подъемник работающий на солнечной энергии получаемой от 135 зеркал расположенных у основания конструкции, который уже обошелся разработчикам в $30 000. Другие соискатели используют специально разработанные конвертеры, преобразующие микроволновую энергию в электроэнергию.

Но наибольшее внимание, в виду его практической осуществимости, привлекает не участвующий в конкурсе проект от LiftPort Group, недавно закончившей второй раунд испытаний своей платформы, позволяющей роботам взбираться по узкой карбоновой ленте на высоту до одной мили. Space Elevator от LiftPort предложит, возможно, революционный путь по доставке грузов на космическую орбиту.
"
 Вот кто выйграет эту гонку: тот кто соберет космический лифт.

По мне уж лучше иметь возможность запускать каждую недулю 5т на орбиту, как фейерверк, пусть даже с надежностью 80-90%, чем каждый раз трястись запуская 35-100т. с надежностью 97%...

 И опять таки - возможности сейчас вкладывать в космонавтику есть, все дело в том, что нельзя идти по пути америкосов, которые вкладывают таким образом, что до конкретного разработчика деньги доходят через 10ые руки. Государство должно напрямую финансировать проекты, наблюдая, что бы никто не присосался. И тогда цена носителя и топлива не будет фантастическо и исчисляться десятками нулей. Кстати и  топливо для государства почти дармовое....

[Pyhesty]

Прочитал свой предыдущий пост и понял, что все что мы сейчас
делаем: выбирая между А и Б - совершенно идентичных, без капли изобретательства и новизны вариантов - это тупик. Тупик - потому что не дает возможности переностить большой объем грузов с орбиты одной планеты на другую...

  Следовательно: нужно ИЗОБРЕТАТЬ! Нужно найти систему с новым качеством.

  Беспорно "космический лифт" является фаворитом данных состязаний, помню данная идея казавшаяся фантастической в описаниях еще самого Циолковского теперь имеет все шансы для реализации, но может быть есть что-то еще?

  Может быть попробуем
a) устроить мозговой штурм
б) применить АРИЗ о котором уже давно забыли....

+ обменяться опытом

 PS: мы забыли (или не знали) что существуют уникальны артефакты, которые остались после USSR :-), но которые сейчас изучают и используют: для примера:

  1. 1ГВт лазер (правда в очень коротком импульсе и небольшой интервал непрерывной работы, который "легко" можно увеличить ;-)) (это к идее "космического лифта" - подача энергии)
  2. Электромагнитная установка позволяющая разогнать объект
20-50 гр до 3-4км/c на уровне земли  (к идее недавно начатого проета американцами по разгону объекта до 10км/c)

  Я о них упомянул, что бы мы могли опираться на некоторые уникальные сверхмощные импульсные  установки, которые есть. Я уверен, что существуют и другие, основанные на других принципах, и буду благодарен, если кто про них расскажет.

  В душе понимаю, что их можно и нужно использовать...