Самая удачная ракета для освоения Луны

[Дмитрий В.]

Вот! Вооот! А апологеты "водорода любой ценой" и "водорода на первой ступени" отказываются это учитывать. Типа, за 30 лет эксплуатации всё равно отобьётся.

Водород, спору нет, нужен на верхних ступенях. А на первой ему делать нечего.

Хм, я тоже "апологет", правда всегда стараюсь учитывать если не все, то значимые факторы. Все зависит от конкретной проектной ситуации. К примеру, если уже имеется СК с "водородной" инфраструктурой (от 11к25, например), то почему-бы и не применить водород на 1-й ступени на РН с меньшей размерностью?

[мар]

Кроме стоимости стартового комплекса, возрастет и стоимость всей ракеты и существенно,
особенно когда цены на ЖРД должны упасть, и цены на керосиновые ракеты сильно снизятся...

[Дмитрий В.]

Кроме стоимости стартового комплекса, возрастет и стоимость всей ракеты и существенно,
особенно когда цены на ЖРД должны упасть, и цены на керосиновые ракеты сильно снизятся...

Это отчего же цены на ЖРД должны упасть?

[Игорь Суслов]

Хм, я тоже "апологет", правда всегда стараюсь учитывать если не все, то значимые факторы. Все зависит от конкретной проектной ситуации. К примеру, если уже имеется СК с "водородной" инфраструктурой (от 11к25, например), то почему-бы и не применить водород на 1-й ступени на РН с меньшей размерностью?

О! Я с тобой! Теперь нас двое!

[Дмитрий В.]

Хм, я тоже "апологет", правда всегда стараюсь учитывать если не все, то значимые факторы. Все зависит от конкретной проектной ситуации. К примеру, если уже имеется СК с "водородной" инфраструктурой (от 11к25, например), то почему-бы и не применить водород на 1-й ступени на РН с меньшей размерностью?

О! Я с тобой! Теперь нас двое!

Кого возьмем "третьим"?

[Игорь Суслов]

Кого возьмем "третьим"?

Старого - он ТОЖЕ спирт любит ... в смысле жидкий водород... хотя у них в армии он шугообразный

[hcube]

Пьют шугообразный водород и закусывают твердым спиртом? Монстры, монстры...

[Игорь Суслов]

Пьют шугообразный водород и закусывают твердым спиртом? Монстры, монстры...

Водород, как раз жидкий, а в нем плавают кусочки спирта... коктейль-шуга "Российский "Космический". Опохмеляются жидким азотом с кусочками спирта...

[Дмитрий В.]

Пьют шугообразный водород и закусывают твердым спиртом? Монстры, монстры...

Не! Запивают жидким кислородом!

[Игорь Суслов]

Пьют шугообразный водород и закусывают твердым спиртом? Монстры, монстры...

Не! Запивают жидким кислородом!

Два приятеля в российской глубинке на утро (по телефону):
- Что мы вчера пили?
- Не знаю. Старый что-то наливал...
- М-да... Ты в туалет ходил?
- Нет еще... А что?
- Не ходи. Я тебе из Токио звоню...

[Главный Вершитель]

А вот вам и ракеты по обсуждаемой теме:
http://www.rambler.ru/db/news/msg.html?s=12&mid=8191921
Единственное, что я не понял (видно совсем отупел!) - куда делись промежуточные 2, 3 и 4 номера? Короче, ждите и надейтесь, амы всё когда-нибудь сделают.

[Вован]

Познакомьте с этими великолепными мужчинами, которые на своих могучих плечах носят ракеты - ракетоносителями!  

[Дмитрий В.]

Ознакомившись с концепцией развития ПК, изложенной Севастьяновым и широко обсуждаемой на форуме, решил еще раз вернуться к теме средств выведения, наиболее оптимальных для выполнения лунной и марсианской программ. Совершенно очевидно, что многопусковые схемы пилотируемых экспедиций на Луну, до 7 пусков с использованием имеющихся носителей, пригодны только для начальной стадии освоения Луны («флаговтыкательство» и создание минимальной начальной инфраструктуры). Сам считал оптимальными многопусковые схемы с использованием существующих носителей (см. первую страницу этого треда). Однако, многоэлементность и «многодельность» многопусковых схем неизбежно ведут к увеличению риска невыполнения миссий. К примеру, несостоявшийся запуск одного из 7 элементов лунной экспедиции, неизбежно ведет либо к срыву задачи, либо к необходимости содержания «горячего» резерва по каждому элементу системы. Что, надо признать, ведет к существенному удорожанию экспедиций. Настоящее промышленное освоение Луны, не говоря уже о марсианской экспедиции, на мой взгляд (впрочем, и на взгляд многих других форумчан), требуют носителей существенно большей грузоподъемности, чем ныне используемые. Рассмотрев еще раз обсуждаемые проекты тяжелых и сверхтяжелых РН для Луны и Марса (в т.ч. предложенные участниками форума), я склонен считать близким к оптимальному вариант РН, предложенный уважаемым SpaceR' ом (правда, с некоторыми изменениями, которые будут описаны ниже). Почему? Для начала краткий анализ проектов:
1)   Виктория – К (РКЦ им. Макеева). Некоторыми участниками форума считается наиболее «вменяемым» проектом сверхтяжелой РН. Но, имхо, из всех проектов, этот – наиболее консервативный (в т.ч. и в смысле «консервации» технического уровня 70-90-х гг. прошлого века). Массовая отдача (Мст = 3100 т, Мпн = 100-110т) – не выше, чем у Н-1. Отсутствие СК (более-менее «живой» УКСС, видимо, потребует существенной доработки). Принятые технические решения и проектные параметры, судя по опубликованным данным, не обеспечивают достаточно высокой живучести (в частности, устойчивости к отказам 1-го ЖРД 1-й ступени). Безопасность обеспечивается только САС. Ракета годиться только для узкого круга задач (пилотируемые полеты к Луне и Марсу + высокоэнергетические межпланетные миссии). Использование отдельных блоков в качестве основы для РН меньшей грузоподъемности проблематично.
2)   Ангара – 100 (ЦиХ). При стартовой массе примерно 2600-2700 т (по моим оценкам), обеспечивает выведение на ЛЕО около 100 т, что совсем неплохо. С моей точки зрения, проект хорош применением водорода на 3-й ступени, что обеспечивает развитие водородной инфраструктуры и сохранение опыта по водородным ЖРД. В минусах – отсутствие СК и три ступени, требующих 2-х зон отчуждения на территории СНГ (этот же недостаток свойственен и Виктории – К). К недостаткам, как и в п.1, можно отнести «заточенность» под выведение сверхтяжелых грузов, а также необходимость авиатранспортировки третьей ступени (судя по опубликованным изображениям, имеет диаметр 7,7 м). Правда, учитывая небольшую сухую массу, транспортировка ступени возможна на модифицированном Ту-204 или Ил-96.
3)   Вариант воссоздания РН «Энергия», предложенный мной (см. тему «Технические аспекты возрождения «Энергии»). При Мст = 2100-2150 т выводит на ЛЕО ПН = 95-100 т. Основные отличия от 11к25 – одноразовые облегченные блоки А с заправкой, увеличенной до 318-325 т, укороченный блок Ц (заправка 468-477 т) с 2-мя РД-0120 (11д122), форсированных до уровня 109-110% номинальной тяги (штатный режим форсирования). ПН размещается сверху под классическим ГО. Достоинства – наличие СК (УКСС, СК площадки 110), наличие производственных мощностей для изготовления блока Ц. Недостатки – производство блоков А возможно только на Украине (создание отечественной базы может перечеркнуть весь проект) + все та же «заточенность» на грузы массой 100т. К недостаткам, также как и для Ангары-100, можно отнести и авиационную транспортировку блока Ц, для чего нужен, как минимум, модифицированный Ил-96Т.
4)   Проект SpaceR'а. По сути, «реинкарнация» РН «Гроза» с 2 блоками А и укороченным блоком Ц с 2 РД-0120. РН обеспечивает выведение на ЛЕО 55-60 т ПН. Эта РН лишена главного системного недостатка – исключительной «заточенности» на сверхтяжелые грузы. Варьированием заправки блоков возможно покрытие диапазона ПН = 45-60 т, что позволяет использовать эту РН для многих практических задач: групповое выведение ИСЗ на ГСО, выведение тяжелых модулей для МКС, выведение (в т.ч. групповое) тяжелых ИСЗ военного и прикладного назначения на низкие орбиты. Ну, и само собой – использование для полетов к Луне и Марсу + высокоэнергетические межпланетные миссии.
Все варианты 100-тонных РН в потенциале обеспечивают однопусковую схему лунной экспедиции (с учетом, конечно, последних достижений в области материалов, микроэлектроники, ЖРД и т.р.).
Последний вариант можно избавить и от недостатка, связанного с необходимостью производить блоки первой ступени на Украине: это можно сделать заменой 2-х блоков А на 4 блока, созданных на базе УРМ-1 от РН Ангара! При этом, на каждом УРМ-ББ (назовем так гипотетический блок) устанавливается либо 1*РД-180, либо 2*РД-191 (последний вариант даже предпочтительней, поскольку примерно на 1 т снижает массу ДУ, кроме того при отказе одного из РД-191 сохраняется возможность продолжения полета, а также позволяет существенно снизить динамические нагрузки при отказе одного из ЖРД 1-й ступени, что важно для пилотируемых вариантов РН). Переход от 2-х блоков А к четырем блокам решает и проблему ветровых нагрузок (что было ахиллесовой пятой 2-хблочных дериваций Энергии – Гроза, Энергия-М). Более того, использование УРМ-ББ и модифицированного блока Ц позволяет:
- снизить нагрузки на ББ от эксцентриситета тяги относительно опор верхнего пояса связи и сохранить достаточно высокое массовое совершенство ББ;
- обеспечить вариации ПН в диапазоне от 33 до 90-100 т за счет использования различного числа УРМ-ББ (естественно в модифицированном виде для каждого варианта РН);
- снизить стоимость производства единичного УРМ-ББ за счет увеличения серийности.
- загрузить работой на многие годы все основные ракетные фирмы (РККЭ, ЦиХ, ЦСКБ-Прогресс, КБХА, Энергомаш и т.д.).
Расчеты показывают, что в базовом варианте (4*УРМ-ББ с заправкой по 170 т и с двумя РД-191 на каждом и блок Ц с заправкой около 360 т) РН имеет следующие параметры: Мст=1242т, Мпн (переходная незамкнутая орбита (-10-0)*185 км, наклонение 51,6 град, завершение АУТ на высоте 155км) = 63 т (при массе ГО = 9т, сброс на 195 с полета), тяговооруженность на старте 1,5. Поскольку расчет не учитывает дросселирования ДУ для ограничения скоростного напора и осевых перегрузок, а также для учета погрешностей модели (спредшит ratman'а), принимает Мпн на переходной орбите 59-60 т, что, по моим прикидкам обеспечит на опорной орбите (185*185 км, наклонение 51,6 град) Мпн=57-58 т.
При этом, длина УРМ-ББ (от плоскости среза сопла ЖРД) до вершины опорного конуса не превышает 32 м. Указанная длина, при использовании на блоке Ц совмещенного днища, позволяет полностью разгрузить блок Ц от сжимающих нагрузок на АУТ  1-й ступени (верхний пояс связи расположен перед баком ЖК на верхнем переходнике).
«Младший» вариант РН предусматривает применение 4*УРМ-ББ с заправкой по 100 т и с 1*РД-191 на каждом, укороченный блок Ц с заправкой 188т и с 1*РД-0120, при массе ГО =6000 кг, обеспечивает выведение на ту же орбиту ПН=33т. А это уже близко к «40-тоннику», искомому многими форумчанами,! Остальные варианты возможных РН на базе водородного блока Ц и УРМ-ББ не рассматривались – здесь, как говориться «поле не пахано!». Таким образом, вариант РН, предложенный  уважаемым SpaceR' ом вполне обеспечивает, при сравнительно небольших затратах:
- двухпусковую схему лунной экспедиции;
- сборку МЭК массой 480т за 8-9 пусков (что возможно в течение одного года).
Двухпусковая схема (две РН с ПН по 60 т), лично мне, видится следующим образом. Первым выводится на ЛЕО лунный вслетно-посадочный комплекс (ВПК)с КВРБ. После необходимого фазирования этот комплекс выводится на окололунную орбиту, где и ожидает прилета пилотируемого компонента. Затем запускается пилотируемый КК с блоком «возврата» и тоже с отлетным КВРБ. Затем вывод на окололунную орбиту и стыковка с ВПК, переход части эипажа в лендер и посадка на Луну, взлет с Луны и стыковка с пилотируемым КК, возврат на Землю с помощью блока «возврата». Схема стыковки на окололунной орбите имеет следующее преимущество, имхо, перед стыковкой у Земли. В случае отмены запуска пилотируемого компонента системы, «лэндер» с водородным РБ не сможет достаточно долго «дожидаться» повторного запуска ПКК (водород испариться!). Можно конечно использовать долгохранимое топливо, но это существенно снижает располагаемую энергетику.
С уважением, Дмитрий В.

[мар]

Планы писаны вилами по воде. без финасирования они ничто, а вон и Клиппер уже зарезали, а про Луну так даже обещаний никаких и не было, и не на что надеяться, ни двигателей и нет, и ни ракет хороших и проектов даже нет, и финансировать даже только и проект и то ведь денег не дадут...

[Дмитрий В.]

Планы писаны вилами по воде. без финасирования они ничто, а вон и Клиппер уже зарезали, а про Луну так даже обещаний никаких и не было, и не на что надеяться, ни двигателей и нет, и ни ракет хороших и проектов даже нет, и финансировать даже только и проект и то ведь денег не дадут...

Думаю, дело не в финансах, а в отсутствие политической воли руководства страны или, в лучшем (если это слово применимо в данной ситуации) случае - в остутствие видения необходимости космонавтки. Про "худший" случай я уж лучше умолчу.

[мар]

Если б дело было в политике, то тогда бы не зарезали науку с 4% до около 1% с большим урезанием штатов и роспуском около тысячи научных организаций...

[avmich]

Мне кажется, Дмитрий, основные преимущества такой ракеты - в том, что её ПН примерно 60 тонн. Просто это самая востребованная ПН.

[Дмитрий В.]

Мне кажется, Дмитрий, основные преимущества такой ракеты - в том, что её ПН примерно 60 тонн. Просто это самая востребованная ПН.

Я не уверен, что 60 т - наиболее востребованная нагрузка, но в любом случае, она будет более востребована, чем 100т и более.

[avmich]

Можно сказать и так. Ещё лучше была бы ракета с ПН в 40 тонн, особенно с возможностью повышения ПН. Например, чтобы далеко не ходить, Тризенит. Двухступенчатая, с керосином на обоих ступенях даёт 35-40 тонн, и позволяет варьировать вторую ступень, и выше.

Используя авиацию, можно отойти от ограничения по диаметру. Тогда даже Двузенит, со стартовой тягой в 1500 тс - больше полутора Протонов - на более выгодном топливе может давать 30-35 т. И это при керосиновой второй ступени.

Кто бы подсказал стоимость протоновских и зенитовских ЖРД...

[avmich]

Почему ракета на 40 т - особенно с возможностью роста - ещё более востребована, уже вроде обсуждалось.