Самая удачная ракета для освоения Луны

[X]

Предлагаю обратить внимание вот на что. Для полётов на Луну лучше не ракета, а система средств.
Приближённо:
Ангара 5-УКВБ. Боковые блоки - многоразовые (типа "Байкал" или другие) с кратностью применения до 100 и стоимостью в 10 раз бОльшей, чем одноразовый УРМ. Есть перелив или нет - не так важно, главное - 25 т ПГ на ОС. Двигатели с каждого спасаемого блока после 4-х полётов переставляются на ЦБ. На УКВБ - 4 КВД-1.
Итого:
- расход двигателей на миссию - 1;
- средний полётный ресурс двигателя - 150 с;
- расход керосиновых блоков на миссию с тягой 200 тс - 1,1;
- расход водородных двигателей на миссию с тягой 8,7 тс - 4;
- расход водородных блоков на миссию - 1;
- расход на миссию:
  - рабочего ресурса керосинового двигателя - 750 с
  при мощности двигателя - 200 тс;
  - рабочего ресурса водородных двигателей до 1440 с
  при общей мощности двигателей - 35 тс.
После выведения лунный комплекс вместе с УКВБ подводится к ОС и заправляется.
Т. о. УКВБ используется дважды.
Чтобы слетать на Луну, нужно 60 т топлива. Их доставляет специальный аппарат, имеющий многоразовые элементы. По крайней мере, спасаются ДУ и система управления, а доля многоразовых элементов зависит от планируемой частоты использования.
Старт - воздушный (предположительно), масса ПГ - 3 т. 20 пусков на миссию. Но, так как заправка будет работать и для других целей, то можно рассчитывать на 30 пусков на миссию. Такое же, 30-тикратное использование.
Итого:
- расход двигателей на миссию - 0,667;
- средний полётный ресурс двигателя - 600 с;
- общий полётный ресурс двигателя - 18000 с;
- расход на миссию:
  - рабочего ресурса керосинового двигателя - 12000 с
  при мощности двигателя - 100 тс.
И ещё на миссию 20 вылетов самолёта типа АН-124.
Могут быть возражения, что восстановление двигателя может быть дороже производства, но это вопрос умения.
И последнее. Крайне некорректно относить схему полёта с дозаправкой к многопусковой схеме. В-частности, они несопоставимы по надёжности и взаимозависимости пусков.

[SpaceR]

Ну, раз это по вашему лучший носитель для Луны, добавлю ещё несколько замечаний...

многие участники форума понимают, что технические решения той фирмы могут быть уже на грани фола, но не за её пределами.

Да, потому что анализируя эмпирически то, что на этой самой грани, определить, где прошел предел, чаще всего невозможно. Как по мне, то ракетостат всё-таки глубоко за пределами.
Ну пусть при заметном уменьшении гравитационных потерь аэродинамические возрастут в неизвестное количество раз (допустим, баш на баш), но повторю напоминание ДмитрияК, о ракетостате: "Все равно ПН нужно разогнать до орбитальной скорости." При этом:

подогрев водорода может только компенсировать часть аэродинамических потерь, и то не полностью, так как нет процесса с к.п.д. 100 %. Думаю, прямо выбрасывать водород очень нерационально – лучше подавать эго в камеру водород-кислородного РД. Все равно этот РД должен обеспечить ХС порядка 8.5 - 9 км/сек. При скоростью истечения 4.6 км/сек масса топлива – 84 - 86 % общей массы, а на все остальное – 14 – 16 % .
Дальше - водород-кислородные РД требуют запас кислорода на борту! Для стехиометрического горения – 8 кг кислорода на 1 кг водорода! Но для водородников даже лучше, если водород будет больше. Оптимальное соотношение не помню, но «на глаз» можно уменьшить количество кислорода наполовину. Хранить его можно тоже в газообразном виде в отдельном балоне внутри ракетостата. Подемная сила при этом уменьшится, но ненамного.  
ОСНОВНОЙ ВОПРОС – Ракетостат должен иметь жесткую и достаточно прочную конструкцию. Сможет ли она вписаться в 14 % от стартовой массы?

Согласен с вышесказанным, и могу высказать свое имхо - НЕ СМОЖЕТ  А кроме того, стоимость разработки и изготовления такого аппарата (если в далеком будущем всё же удастся обеспечить вышесказанное) будет такая, что никакой конкуренции ракетам-носителям он не составит, даже если они остановятся в развитии.

Поэтому дальнейшие ваши возражения, думаю, лучше все-таки обсудить в теме про ракетостат.

[SpaceR]

Уважаемый Гость!
Абсолютно с вами согласен, нужна именно система средств, и в моем понимании она была очень близка к той которую вы подробно описали. Я тоже предполагал сокращение затрат за счет многоразового использования блоков 1й ступени, однако считаю, что создание достаточно надежной и безопасной системы дозаправки и перекачки топлива на орбите (которой к тому же потребуется еще один перспективный МТКС для восполнения запасов топлива, расходуемых, кроме прочего, на обеспечение сохранения орбитальной заправке необходимой высоты орбиты и температуры криогенных компонентов) по стоимости будет явно дороже, чем устранение этой мороки с помощью изначального выбора носителя достаточной грузоподъёмности.
К сожалению, не имею времении возможности просчитать подробно экономику предлагаемой вами системы - в ней очень много неизвестных величин, причём даже не упомянутых вами (я имею в виду разработку, запуск, испытание и поддержание эксплуатации орбитальной заправки и т.п.). Всё же имхо общий объём работ по созданию орбитальной заправки сможет использоваться только через немалое количество лет и миллиардов у.е. К тому моменту (используя, при необходимости, и многопусковую схему) уже можно будет построить и Лунную базу, и ЛОС, и малотяговые многоразовые буксиры "Земля-Луна".

[mihalchuk]

Итого получается эквивалент расхода двигателей на миссию - 300 тс тяги. Сравните с остальными вариантами. Расходуется 1 керосиновый и 1 водородный ракетные блоки, 20 комплектов одноразовых элементов средства доставки топлива, горючее, окислитель. Амортизация самолёта с ресурсом не менее 1000 вылетов, затраты на эксплуатацию ОС. Последние будут раскладываться на общую деятельность ОС, а её снабжение будет дешевле из-за наличия дешёвого топлива.
Затраты.
1. Создание  АКС с ракетным блоком около 70 т.
2. Развёртывание заправочной ОС.
3. Доведение до ума Ангары и других носителей под заправку на ОС.

Отсутствие больших вложений в стартовые комплексы. В случае прекращения полётов на Луну система может использоваться для других целей. Отдельные составляющие системы могут быть и законсервированы, в этом случае потери будут сравнительно невелики.

Если это не окончательное решение, то искать нужно в этом направлении.

По всем этим направлениям в нашей стране есть немалый задел.

[X]

Но для того чтоб додуматься до антипульсационных перегородок надо быть Рокитдайном а не Глушко.

А для того, чтобы додуматься до того, что заслуга по части идеи упомянутых перегородок принадлежит Рокетдайну, надо быть Старым
На самом деле ап-перегородки у нас начали применять, начиная с 1950, по предложению А.М. Исаева.

Антипульсационными перегородками.
Никто не разучился, ВЧ-колебания давно уже не составляют никакой проблемы.

Есть мнение, что вы, как это часто бывает, сильно погорячились.
АП-перегородки не являлись ни для кого тайной еще с начала 50-х. И от Глушко, надо думать,  в том числе. Просто проблема гораздо сложнее, чем вы попытались ее изобразить, и одними АП-перегородками она не решается. Перегородки - это сама собой разумеещаяся вещь, некий минимально необходимый базис. Однако  нужен комплекс дополнительных мер. Например таких, как вынос колебательного процесса из камеры путем нахлобучивания специальных насадок на форсунки (так было сделано в кузнецовских НК-15).

Вообще, судя по материалам, которые мне попадались на глаза, насчет ВЧ-колебаний тиши да глади не наблюдается до сих пор. По крайней мере пишут, что надежной, до конца разработанной теории по возникновению этих колебаний вроде как нет. Стало быть  выходит, что эмпирический путь все еще во многом рулит. Т.е. на уже отработанных и обкатанных движках с ВЧ-колебаниями, действительно, никаких проблем нет, тут вы правы, а вот при разработке новых - тут еще как сказать.

[Santey]

Гостевое сообщение - мое.

Теперь насчет РД-170 и F-1. Судя по всему, дело вовсе не в том, что энергомашевцы так уж испугались больших камер. По крайней мере перегородки, о которых упоминал СТарый, на РД-170 предусматривались с самого начала:
Внедрение еще при автономной отработке антипульсационных перегородок на смесительной головке в сочетании с другими традиционными мерами позволили избежать на этом двигателе наиболее опасной и сложной эпопеи борьбы с высокочастотной неустойчивостью рабочего процесса.

Скорее всего, Глушко задался целью создать единую универсальную камеру, которую можно будет пользовать на разных движках. Благодаря этому появилась возможность создания ряда движков различной тяги путем ополовинивания и четвертования РД-170, при этом отработанная и отлаженная КС оставалась в неизменном виде. И это большой плюс.
В случае с F-1 такой трюк не прошел бы, пришлось бы городить  новую камеру.
Хотя, конечно, сыграло свою роль и то, что 200т было близко к ~150т камер освоенных на то время  движков. Но разве это плохо?
И потом, имхо при создании  690т-камеры для F-1 проблем могло быть меньше по причине его относительно (по сравнению с РД170) низких удельных характеристик.

----
не совсем понятно, почему я оказался Гостем - вроде зарегился... Наверное, сработал какой-нибудь таймаут на создание сообщения. Если такой таймаут есть, то лучше бы его увеличить, а то и вовсе упразднить  :roll:

[avmich]

Есть такая книжка - History of Liquid Propellant Rocket Engines, by George P. Sutton. 2006 год издания. Довольно известный автор, в Рокетдайне долго работал. В книжке довольно много мнений, отличных от таковых Старого :) на счёт сравнительных результатов СССР и США.

[SpaceR]

Итого получается эквивалент расхода двигателей на миссию - 300 тс тяги. Сравните с остальными вариантами. Расходуется 1 керосиновый и 1 водородный ракетные блоки, 20 комплектов одноразовых элементов средства доставки топлива, горючее, окислитель. Амортизация самолёта с ресурсом не менее 1000 вылетов, затраты на эксплуатацию ОС. Последние будут раскладываться на общую деятельность ОС, а её снабжение будет дешевле из-за наличия дешёвого топлива.
Затраты.
1. Создание  АКС с ракетным блоком около 70 т.
2. Развёртывание заправочной ОС.
3. Доведение до ума Ангары и других носителей под заправку на ОС.
Отсутствие больших вложений в стартовые комплексы. В случае прекращения полётов на Луну система может использоваться для других целей. Отдельные составляющие системы могут быть и законсервированы, в этом случае потери будут сравнительно невелики.
Если это не окончательное решение, то искать нужно в этом направлении.
По всем этим направлениям в нашей стране есть немалый задел.

С большинством вышесказанного вполне согласен, но...
А) Сравнивать схемы по "эквиваленту расхода двигателей на миссию" 1 тс смысла не вижу - стоимость ЖРД вовсе не линейно зависима с их тягой.
Б) Зачем приплетать сюда еще и амортизацию самолетов? Во-первых, вы не указали, для чего они, собственно, в вашей системе используются .  Во вторых, кроме них существует ещё и АААГРОМНЕЙШАЯ куча статей расходов, к примеру послеполетное восстановление многоразовых элементов и стоимость их систем мягкой посадки, стоимость содержания орбитальной заправки и т.п.  Хотя, если это не попытка аналитической оценки, а вариант задачи по бизнес-планированию (просто попрактиковаться ), то я больше цепляться не буду.
В) При создании орбитальной заправки целесообразнее на начальном этапе обойтись без "1. Создание  АКС с ракетным блоком около 70 т."
- по причине высокой сложности данной системы сейчас и сложности спрогнозировать стоимость ее эксплуатации, а следовательно и эффективность.
Г) Я бы поостерегся совмещать резервуары с криогенными жидкими компонентами с многофункциональной ОКС. Мало ли что... мусора много летает, прогрев тубопроводов неравномерный (вдруг или пузырь, или лед), накопление мусора в клапанах...
Д) Задел по этим направлениям я бы "немалым" не назвал.  Пока мне известно только о умении управляться с ОКС и о перекачке высококипящего топлива в ее баки из специальных емкостей ТГК (специальных, потому что исключается смешивание компонентов с газом наддува. Схема отработана хорошо, но - только для высококипящих и формы баков, близкой к сфере). Всё же остальное - отрабатывать, прорабатывать, исследовать...
А орбитальным заправкам несомненно БЫТЬ.  Но начинать надо с малого.
Применительно же к доставке в окрестности Луны - многопусковая схема и стыковки обещают решение задачи за меньшее время, с меньшим техническим риском, и следовательно, за меньшие деньги - поскольку начальные вложения в орбитальную заправку окупятся весьма нескоро...  ИМХО, конечно.

[X]

Есть 3 варианта полёта на Луну:
1. Многопусковая схема - ракетные поезда, сборка на орбите и т. д. Так действительно можно раз-другой слетать на Луну с высоким риском для выполнения задачи, но осваивать Луну таким способом невозможно.
2. Создание достаточно большой РН для однопусковой (или двухпусковой с применением второй РН поменьше из существующих). Действительно можно летать на Луну, но этот путь требует крупных единовременных затрат, а пока ракета не начнёт летать, отдачи не будет.
3. То же, что способ 2, но с дозаправкой на ОС. Можно использовать носители имеющейся размерности.
Здесь нужно смотреть так. Освоение Луны - это не коммерческое мероприятие, а освоение новой области, некое капстроительство, отдача от которого не очевидна. Поэтому нужно сопоставлять затраты+потери и приобретения. Если делать большую РН, то на этой теме придётся сосредоточиться. Возможно, закрыть направление орбитальных станций - это потери (!желательно знать, что об этом думают те, кто занимается этим направлением). Другие упушенные возможности - тоже потери.
Третий способ более органичен. Он позволяет развиваться постепенно, быстро достигать другие цели, расширяет область деятельности и пространство возможностей. Хотя бы потенциально он более экономичен для Луны, а что тогда делать с большой РН?
Да, криогенная техника и заправка на орбите - вещи новые и стоят денег, но заправочная ОС будет значительно дешевле в создании и эксплуатации любой минимальной лунной базы. А если развивать базу на Луне (или в других местах), то там всё это появится - и криогенная техника, и заправка топливом.

Нельзя сравнивать АКС для доставки топлива с "квалифицированными" АКС общего назначения, особенно теми, которые предусматривают пилотируемый вариант. Здесь другой уровень требуемой надёжности, отсюда изначально следует предусмотреть меньшие затраты на создание, меньший объём испытаний, отказ от излишнего дублирования, сокращение объёма межполётного обслуживания, применение технологий, недопустимых в квалифицированных системах. Да и конструкция должна быть проще и дешевле. К АКС я сам отношусь с осторожностью - сдерживает безопасность самолёта-носителя. Могут быть и другие варианты, но они не проработаны.
Например, интересную идею узнал от Московской группы любительского ракетостроения - дешёвый вертикальный ракетный ускоритель. Правда, они заломили непомерную высоту подъёма - около 500 км. Но, если умерить аппетит, можно ограничиться и 40 км, и значительно меньше. Но, чтобы такой ускоритель был дешёвым, можно... отказаться от системы управления на нём, применив стабилизацию вращением!? Тут, конечно, есть над чем подумать, но создание системы доставки топлива с присущими ей требованиями не выглядит очень затратным делом.

Есть 3 варианта полёта на Луну:
1. Многопусковая схема - ракетные поезда, сборка на орбите и т. д. Так действительно можно раз-другой слетать на Луну с высоким риском для выполнения задачи, но осваивать Луну таким способом невозможно.
2. Создание достаточно большой РН для однопусковой (или двухпусковой с применением второй РН поменьше из существующих). Действительно можно летать на Луну, но этот путь требует крупных единовременных затрат, а пока ракета не начнёт летать, отдачи не будет.
3. То же, что способ 2, но с дозаправкой на ОС. Можно использовать носители имеющейся размерности.
Здесь нужно смотреть так. Освоение Луны - это не коммерческое мероприятие, а освоение новой области, некое капстроительство, отдача от которого не очевидна. Поэтому нужно сопоставлять затраты+потери и приобретения. Если делать большую РН, то на этой теме придётся сосредоточиться. Возможно, закрыть направление орбитальных станций - это потери (!желательно знать, что об этом думают те, кто занимается этим направлением). Другие упушенные возможности - тоже потери.
Третий способ более органичен. Он позволяет развиваться постепенно, быстро достигать другие цели, расширяет область деятельности и пространство возможностей. Хотя бы потенциально он более экономичен для Луны, а что тогда делать с большой РН?
Да, криогенная техника и заправка на орбите - вещи новые и стоят денег, но заправочная ОС будет значительно дешевле в создании и эксплуатации любой минимальной лунной базы. А если развивать базу на Луне (или в других местах), то там всё это появится - и криогенная техника, и заправка топливом.

Нельзя сравнивать АКС для доставки топлива с "квалифицированными" АКС общего назначения, особенно теми, которые предусматривают пилотируемый вариант. Здесь другой уровень требуемой надёжности, отсюда изначально следует предусмотреть меньшие затраты на создание, меньший объём испытаний, отказ от излишнего дублирования, сокращение объёма межполётного обслуживания, применение технологий, недопустимых в квалифицированных системах. Да и конструкция должна быть проще и дешевле. К АКС я сам отношусь с осторожностью - сдерживает безопасность самолёта-носителя. Могут быть и другие варианты, но они не проработаны.
Например, интересную идею узнал от Московской группы любительского ракетостроения - дешёвый вертикальный ракетный ускоритель. Правда, они заломили непомерную высоту подъёма - около 500 км. Но, если умерить аппетит, можно ограничиться и 40 км, и значительно меньше. Но, чтобы такой ускоритель был дешёвым, можно... отказаться от системы управления на нём, применив стабилизацию вращением!? Тут, конечно, есть над чем подумать, но создание системы доставки топлива с присущими ей требованиями не выглядит очень затратным делом.

Михальчук

[Димитър]

благодаря обсуждению на форуме (спасибо ДмитрийК!) всё стало ясно: эта штука ДО ОРБИТЫ НЕ ДОЛЕТИТ. Необходимое массовое совершенство гигантской жесткой оболочки с весьма разреженным (15-20 км и выше) водородом достичь имхо не удастся ни счас, ни через 20 лет.

Последний пост в дисскусии про ракетостат мой!
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=3072&postdays=0&postorder=asc&highlight=%F0%E0%EA%E5%F2%EE%F1%F2%E0%F2&start=15
Там я указал почему ракетостат не может выти на орбиту - и потом молчание... Все сражены наповал?  

[Димитър]

А. Есть 3 варианта полёта на Луну:
1. Многопусковая схема - ракетные поезда, сборка на орбите и т. д. Так действительно можно раз-другой слетать на Луну с высоким риском для выполнения задачи, но осваивать Луну таким способом невозможно.
2. Создание достаточно большой РН для однопусковой (или двухпусковой с применением второй РН поменьше из существующих). Действительно можно летать на Луну, но этот путь требует крупных единовременных затрат, а пока ракета не начнёт летать, отдачи не будет.
3. То же, что способ 2, но с дозаправкой на ОС. Можно использовать носители имеющейся размерности.

Б. Нельзя сравнивать АКС для доставки топлива с "квалифицированными" АКС общего назначения, особенно теми, которые предусматривают пилотируемый вариант. Здесь другой уровень требуемой надёжности, отсюда изначально следует предусмотреть меньшие затраты на создание, меньший объём испытаний, отказ от излишнего дублирования, сокращение объёма межполётного обслуживания, применение технологий, недопустимых в квалифицированных системах. Да и конструкция должна быть проще и дешевле.

Михальчук

А. "2. Создание достаточно большой РН для однопусковой, или двухпусковой с применением второй РН поменьше." - Вот это оптимальный вариант ИМХО, и поэтому и американцы так делают.
 Третий способ - практически вариант первого - много стартов и стыковок. А о судбюе БОЛЬШОЙ РН не бесспокойтесь - потребуются много стартов для освоения Луны, да и к Марсу некоторые собираются лететь. Хотя многоразовый АКС лучше. Обратите внимание - в программе Буша сказано, что СЕВ - ВРЕМЕННОЕ решение, пока не разберутся с проблемами многоразовых носителей!

Б. И на этом спасибо! Значит, делаем грузовой АКС!  :wink:

[SpaceR]

1.Ага, теперь кажется понял: Ан-124 - первая ступень предлагаемой АКС. Однако опять же неясно: зачем делать ещё один беспилотный воздушный старт только для доставки топлива? Если уж делать новое средство выведения, то оно должно быть универсальным, но беспилотным, и цена его разработки будет почти такой же как и у топливовоза. А такой воздушный старт уже делается!

2. Дешевый ракетный ускоритель?  Это новая идея? непонял...  А что тогда такое ОБЫЧНАЯ первая ступень любой ракеты?   :lol:
Может я чего не понимаю, так объясните пожалуйста поточнее.  И кстати - на 1й ступени и так нет СУ - она ставится на последней (чаще всего) и управляет всеми сразу.
   Р.S. Димитър, последний пост действительно был ваш, он довольно хорошо обобщил и подвел итог дискуссии (хоть вы и поставили в конце знак :?, но первым ракетостат "поставила на место" (а дискуссию в верное русло) все же фраза ДмитрияК о формуле Циолковского.

[SpaceR]

Есть 3 варианта полёта на Луну:
1. Многопусковая схема - ракетные поезда, сборка на орбите и т. д. Так действительно можно раз-другой слетать на Луну с высоким риском для выполнения задачи, но осваивать Луну таким способом невозможно.
2. Создание достаточно большой РН для однопусковой (или двухпусковой с применением второй РН поменьше из существующих). Действительно можно летать на Луну, но этот путь требует крупных единовременных затрат, а пока ракета не начнёт летать, отдачи не будет.
3. То же, что способ 2, но с дозаправкой на ОС. Можно использовать носители имеющейся размерности.
Здесь нужно смотреть так. Освоение Луны - это не коммерческое мероприятие, а освоение новой области, некое капстроительство, отдача от которого не очевидна. Поэтому нужно сопоставлять затраты+потери и приобретения. Если делать большую РН, то на этой теме придётся сосредоточиться. Возможно, закрыть направление орбитальных станций - это потери (!желательно знать, что об этом думают те, кто занимается этим направлением). Другие упушенные возможности - тоже потери.
 . . . .
Михальчук

Только не надо сгущать краски. На мой взгляд, Луна - это прежде всего очередная опорная точка на пути дальше в космос, причем вторая после околоземной ОКС. Развивать освоение Луны, закрыв околоземные станции, имхо было бы глупостью. На это никто не пойдет и идти не предлагает.
"Другие упушенные возможности - тоже потери." - само собой, развитие одной возможности в рамках бюджетных ограничений неизбежно ограничит развитие других. Так было всегда, это неизбежно и вполне естественно. Вопрос только в том, какие возможности развивать, какие направления считать приоритетными.
Конечно, стоит принимать в расчет и возможности развития сопутствующих направлений, но они существуют практически для ЛЮБОГО из предлагаемых путей.
Если же рассуждать откровенно, а не только в пользу "своего" варианта, то на мой взгляд все три сценария неплохи и вполне сравнимы, у каждого свои выгоды и недостатки. А при желании этот список можно дополнить немалым числом других сценариев и разновидностей.
Впрочем, несмотря на обилие вариантов основной выбор будет делаться между двумя (условно говоря) возможностями - синицей в руке и журавлем в небе, и здесь важно не ошибиться с птичкой: аналитические оценки должны быть весомее наших размышлений на форуме - иначе погоня за журавлем может окончиться для космонавтики уткой под кроватью...
Откровенно признаюсь, я отношусь настороженно к новым системам, связанным с существенным техническим риском, то есть возможностью "не вписаться" в требования техзадания по характеристикам, надежности, стоимости или срокам.
Но разрабатывать и эксплуатировать новые технологии (и использующие их средства) космонавтике жизненно необходимо, это одна из ее основных задач. Главное только обеспечить таким средствам разумный запас надежности, ограничив степень их новизны до 30-40%, что существенно сокращает длительность их отработки.
Так вот, по тексту:
1. Возможно. Но сложно и малонадежно. Зато это самый быстрый путь из трех и на начальном этапе самый дешевый. Если будет выбран всё же этот путь - ну что ж...  и то лучше чем ничего. Можно попутно освоить технологии сборки крупных массивных объектов на орбите.
В перспективе возможно увеличение масс ПГ благодаря малотяговым буксирам.
"Третий способ более органичен. Он позволяет развиваться постепенно, быстро достигать другие цели..."  Органичен - в плане постепенен? пожалуй...  Но о каких "быстрых целях" речь?  Если только о дозаправке других КА - так они используют долгохранимое топливо... да и развивается это направление уже давно и независимо.
 Хотя в будущем создание ОКС-орбитальной криозаправки и может дать снижение стоимости доставки грузов к Луне, но я считаю что начинать разрабатывать ее, не имея опыта эксплуатации в космосе ни водородных РБ, ни дозаправляемых автономных КА, явно преждевременно. А по длительности этот путь будет наверняка дольшим, чем оба других, да и неизвестно, дешевле ли. Высокий технический риск...
Да, и зачем на лунной базе заправка, тем более криогенная?  Со временем она может и понадобится, а на первом этапе пригодится только заправка на ЛОС взлетной части лунного модуля - а эта технология уже успешно используется начиная с "Салютов" и "Мира".

Время же для разработки технологии стыковок в космосе крупных ступеней имхо уже пришло. Это даст возможность обойтись парком существующих и разрабатываемых РН, но существенно увеличит количество пусков и риск выполнения задачи при использовании более 2 пусков для формирования на НОО "ракетного поезда" для полета к ЛОС. По оценке, масса доставляемого на окололунную орбиту полезного груза составляет ~25% от стартовой массы на НОО (при использовании водородного РБ). Таким образом, 2 пуска Ангары-5 обеспечат на НОО сборку массой 50-55 т (для схемы с довыведением) и массу 12-14 т на ОЛО.
А использование тяжелой РН в пол-Энергии с массой ПГ на НОО до 55-60т для схемы с довыведением позволит для беспилотных грузов массой до 15 т (модуль ЛОС, лунный посадочный корабль в пилотируемом и грузовом вариантах) вообще обойтись без стыковок - конечно, при использовании ЛОС. Пилотируемый же корабль (Клипер можно стыковать к подобной ступени, как и к МКС, уже имеющимися средствами и приемами. При этом ступень для обратного пути Клипера к Земле (~8-10 т) установлена на месте "беспилотного"(см. выше) груза.
Конечно, стоимость пуска такой РН дороже, чем Ангары-5 (но дешевле
"Энергии"), однако за счет меньшего количества пусков общие затраты будут существенно ниже. Через определенное число пусков это окупит и разработку, и производство новой РН. И, естественно, обладая ракетой более крупной размерности будет проще собирать в будущем на орбите новые ОКС, солнечные КЭС или марсианские корабли.
И кроме прочего, у крупной ракеты заметно больше перспективы расширения грузопотока, поскольку уже к ней, как к начальному "кванту веса" можно будет применить и многопусковую схему, и орбитальные дозаправки, и доставку "медленных" грузов малотяговыми буксирами.

[SpaceR]

А я кажется догадался :idea:  
"Минимальный квант веса" в 40 т ПГ от РККЭ - это как раз масса РБ, достаточного чтобы зафигачить шестиместный "Клипер" на траекторию полета к Луне      

Или это на форуме уже обсуждалось?

[Зомби. Просто Зомби]

40 тонн - а причем тут РККЭ?

Это необходимая ПН для обеспечения полета лунно-орбитального Союза - выход на низкую окололунную орбиту и возвращение

"Квантовая теория":
практика паказывает, что оптимально-минимальный "жилой модуль" целесообразно делать массой около 20 тонн

Поэтому для вывода модулей ЛОС в один пуск нужна "80-тонка"
(Ну, условно, как и 40-тонка может быть в действительности, скажем, как 35-, так и 42-х-тонкой)

Для прямой доставки модулей лунной базы нужно что-то от 130 до 160 тонн на ЛЕО, в зависимости от "прогрессивности" носителя, видимо
--------------

Поэтому оптимальной ракетой для Луны "через ЛОС" представляется 40-тонный носитель примерно следующей конфигурации:
два ускорителя + ЦБ + вторая ступень - все на керосине

Тогда, с одной стороны, снимая ускорители и уменьшая вторую ступень получим чистый карандаш "тонн на 25" - это вместо Ангары-5

С другой, довешивая ускорителей до полного комплекта в 6 штук и применяя водород на второй ступени, весьма возможно получить ПН порядка 80 тонн

Тогда получается, что на ЛОС каждую "единицу груза" мы доставляем в один пуск, и имеем возможность в два тяжелых пуска забросить на Луну жилой модуль для базы

При этом 40-тонная конфигурация близка к оптимуму по "стоимости-трудоемкости", а крупнотоннажные пуски "эксклюзивны"

[Зомби. Просто Зомби]

То есть, получается, что искомая "база" - это чисто керосиновый "зенитоподобный Протон"
И к нему УРМ'ы - от двух до шести

"Как бы Ангара" :roll:
 :mrgreen:

[Зомби. Просто Зомби]

... но так действительно "получается"
Вычисляется из принятой концепции такой носитель, сам собой
Формальными, так сказать, операциями
 :roll:  :mrgreen:

[SpaceR]

40 тонн - а причем тут РККЭ?
Это необходимая ПН для обеспечения полета лунно-орбитального Союза - выход на низкую окололунную орбиту и возвращение

А РККЭ при том, что всю новую Лунную программу продвигают сейчас именно РККЭ, в лице Севастьянова сотоварищи.

"Квантовая теория":
практика паказывает, что оптимально-минимальный "жилой модуль" целесообразно делать массой около 20 тонн

Это показывает не практика, а принятая еще со времен СССР технология, основанная на принципе "Самый крупный блок ОКС должен иметь массу, близкую к максимальной грузоподъемности эксплуатируемых РН" - то есть "Протона". Выбор сейчас массы модуля ЛОС в 20 тонн можно объяснить стремлением сэкономить, используя наработанные на "Мире" и МКС технологии, но не более. В конечном итоге массу модулей ЛОС имхо можно подбирать в пределах 12-22 тонн исходя из возможностей РН, которые диктуются массами элементов, совершающих посадку на поверхность.

Для прямой доставки модулей лунной базы нужно что-то от 130 до 160 тонн на ЛЕО, в зависимости от "прогрессивности" носителя, видимо

А откуда были получены эти массы, исходя из каких принципов?
Как по мне, для строительства лунной базы можно использовать ЛЮБУЮ массу, доставленную на поверхность, хоть от 500 кг (используя надувные конструкции и засыпание реголитом), но поначалу экономнее обойтись пусками "лунного прогресса" - варианта посадочного аппарата, у которого взлетный модуль с кабиной экипажа заменены на "базовый блок" лунного жилища.

...два ускорителя + ЦБ + вторая ступень - все на керосине

- То есть по вашему разумнее запускать на орбиту в полтора раза большие массы чем требуется, только бы избежать использования водородных ступеней, применяемых всеми передовыми космическими державами? (к которым вот-вот присоединится и КНР). Причем эти технологии уже были успешно использованы в СССР, а восстанавливать и создавать "с нуля" - это две большие разницы.

С другой, довешивая ускорителей до полного комплекта в 6 штук...

А под какой стартовый комплекс это всё планируется?

[SpaceR]

... но так действительно "получается"
Вычисляется из принятой концепции такой носитель, сам собой
Формальными, так сказать, операциями
 :roll:  :mrgreen:

Ну да, конечно - из принятой лично вами концепции в рамках той ограниченной "зоны", в которой вы позволяете себе размышлять.
 И много ли у вас единомышленников, готовых признать это "формальными операциями"?   :wink:

[RDA]

На мой взгляд, Луна - это прежде всего очередная опорная точка на пути дальше в космос, причем вторая после околоземной ОКС.

Извиняюсь за оффтоп. Но, на мой взгляд, утверждение, что "Луна - это очередная опорная точка на пути дальше в космос", мягко говоря, очень спорно.
Луна imho была хорошей точкой для флаговтыка 35-40 лет назад, возможно она будет неплохой точкой в качестве "нежилого служебного помещения" в дальнейшем, но только не в качестве "опоры" на пути к тому, чтобы цивилизация homo sapiens стала космической.

Хотя этот вопрос не для этой темы. Еще раз, извиняюсь за оффтоп.