Гравитационные потери TLI маневра

[SpaceR]

С днём рождения, Bell!

Присоединяюсь.

О вышесказанном: так ведь в нашем случае нам выходить не на любую подходящую орбиту, а конкретно в плоскость орбиты, в которой уже находится прилетевший ранее лэндер. Так что такой запас ХС позволяет значительно (вплоть до 100%) расширить 'окна'  выхода на TLI.
Да и для спасательной миссии тот же случай.

[SpaceR]

Сутки это в смысле поворот Луны на 12,5 градусов.
На экваторе и полюсе (в некотором небольшом диапазоне наклонений) конечно время пребывания на поверхности будет стремится к бесконечности . Но на бОльшей части широт - сутки, ну двое.

Вы не учитываете маневры самого ЛК - а эта задача была решена еще в 60-е (гляньте в книге Филина - "стрельба из кривого ружья"). Оптимальное распределение ХС между ЛОКом и ЛК позволяет обеспечить время на поверхности до 3 сут для большей части территории и до 2-2,5 сут для самых неудобных участков - а большего на первом этапе и не надо.

[frigate]

По моему уже обсуждалось - изменение плоскости орбиты ИСЛ на 90 градусов:
- на высоте 100 км     - ХС 2310 м/сек;
- на высоте 20000 км - ХС 672 м/сек;
Наиболее эффективным с точки зрения минимизации ХС являтся манёвр
когда гомановский переход с начальной на конечую орбиту совмещён с
манёвром изменения плоскости орбиты.

[frigate]

Прикинем ТТХ РБ по грав. потерям ХС для TLI манёвра:

При идеальной ХС 3175 м/сек и потребной ХС 3220 м/сек, грав. потери ХС на отлётной
траектории к Луне составляют 45 м/сек и соответсвуют  начальной тяговооруженности 0.33.  
При наличии 2х РД0146 (Уд. импульс 463.5 сек, тяга 10 тонн) в ОДУ масса РБ+КК составит 60,600 кг.

Таким образом:
Потребная ХС для TLI +LOI манёвров 3220 +1300 = 4520 м/сек
Начальная масса РБ - 44,100 кг
РЗТ                        - 38,180 кг    
Конечная масса РБ   -  5,920 кг
Массовое совершенство РБ ~ 0.8754 (за вычетом массы двигателей 2х242 кг)

Выводы:
- требуется 60 тонная РН;  
- мин. диаметр центрального блока - 2.9 м (с управлением вектора тяги) либо 2.5 м (стационарные сопла).

[frigate]

Из доклада Oleg Venskovsky (Director European Representation Yuzhnoe SDO) на конференции в 2008 году:
(TICT'08 Thematic International Conference on Bio-, Nano- and Space Technologies, EU & Science Centers
Collaboration, Ljubljana, Slovakia)

[SpaceR]

"Зенитом на Луну" ?  
А что, заманчиво...  :roll:  
Интересно только, что за DU-802 ? Это ступень КБЮ ?

З.Ы. Картинка похоже капитально устарела - полосатый ГО на Зените-3SLБ уже давно не актуален.

[Salo]

http://www.yuzhmash.com/ru/product.php?page=du802

Орбитальная двигательная установка для украинско-российской ракеты-носителя «Днепр». В конструкции применена пневмонасосная система подачи компонентов, принципиально новая система подачи топлива с использованием насосного агрегата, позволяющего повысить энергомассовые характеристики, недостижимые для существующих двигательных установок.

Технические характеристики   Значение
Масса заправляемого топлива, кг   250–500
Масса конструкции, кг   165,4
Соотношение компонентов топлива   2,25
Число включений МД   10

[frigate]

"Зенитом на Луну" ?  
А что, заманчиво...  :roll:  
Интересно только, что за DU-802 ? Это ступень КБЮ ?

З.Ы. Картинка похоже капитально устарела - полосатый ГО на Зените-3SLБ уже давно не актуален.

Ну не совсем на Луну, а в её окресности :roll:

[Salo]

Видимо на базе этого двигателя:
http://www.yuzhnoye.com/?id=146&path=Aerospace%20Technology/Rocket%20Propulsion/Liquid%20Engines/Sustainers/RD-860/RD-860

Жидкостный ракетный двигатель РД-860
Двигатель предназначен для использования в составе верхних ступеней РН и разгонных блоков. Состоит из камеры двигателя и пневмонасосного агрегата подачи компонентов топлива

- Двигатель обеспечивает многократный запуск;
- Фиксированная величина тяги двигателя в диапазоне от 200 до 600 кгс обеспечивается только настройкой ПНА (без дополнительных испытаний);
- Потребность в рабочем газе в 1,4...1,7 раза меньше, чем при классической вытеснительной системе подачи компонентов топлива;
- Высокая точность поддержания соотношения расходов компонентов топлива;
- Баковые системы могу находиться под низким давлением;
- Применение пневмонасоса позволяет форсировать тягу существующих двигателей с вытеснительной системой подачи компонентов топлива в 1,4...1,8 раза без изменения запаса газа;
- Улучшены габаритно-массовые и энергетические характеристики ДУ (особенно с увеличением запаса топлива).

Двигатель разработан с принципиально новой системой подачи компонентов топлива, использующей пневмонасосный агрегат.
В двигателе использованы элементы конструкции и технические решения серийных двигателей (камера двигателя, элементы пневмонасоса, узлы автоматики)

 Тяга двигателя, кгс   любое фиксированное значение в диапазоне от 200 до 600
Удельный импульс тяги двигателя, с   310...320 (в зависимости от уровня тяги)
Массовое соотношение расходов компонентов топлива   2.0
Число включений двигателя в полете   до 15
Суммарное время работы (за 15 включений), с   1500
Масса двигателя, кг   25...30

[frigate]

[frigate]

РБ может вывести ПН в 1353 кг на орбиту ИСЛ (при полной заправке в 500 кг и Delta V 900 m/sec).

[SpaceR]

Salo
Да, похоже он самый.

Не знаю о каких тоннах на загадочной окололунной орбите идет речь в презентации Южмаша,
но по моему ИМХО РБ может вывести ПН в 219 кг на орбиту ИСЛ (при полной заправке в 500 кг и
Delta V 900 m/sec).

Paзве?
Вы в конечной массе не ошиблись?

[frigate]

Вы в конечной массе не ошиблись?

Конечно ошибся :oops:  - исправленному верить :!:

[SpaceR]

Вы в конечной массе не ошиблись?

Конечно ошибся :oops:  - исправленному верить :!:

Лучше всё-таки не верить.
Дело в том, что там кроме сухой массы ДУ должны быть ещё остатки топлива и газов, и СУ+навигация(с корпусом и прочим).
Думаю, цифра из буклета "Южного" более-менее верна.

[frigate]

Вы в конечной массе не ошиблись?

Конечно ошибся :oops:  - исправленному верить :!:

Лучше всё-таки не верить.
Дело в том, что там кроме сухой массы ДУ должны быть ещё остатки топлива и газов, и СУ+навигация(с корпусом и прочим).
Думаю, цифра из буклета "Южного" более-менее верна.

С числом ~1000 кг согласен, а вот 2.5 тонны указанные в презентации для Зенита СЛБ возможны если
50% Delta V для выведения на Лунную орбиту обеспечиваются РБ.
Потом в презентации не указаны параметры орбиты - может быть всё что угодно, например 100км х 20000 км.  :roll:

[frigate]

Возвращаясь к нашим баранам:  
 Lunar/BEO – SD HLV, Commercial and International Architecture Outlined:

[frigate]

　
A Study of CPS Stages for Missions beyond LEO Prepared for the Future In-Space Operations Working Group 
 
16 May 2012 | Atlanta, GA | Revision A
Mark Schaffer
 
Senior Aerospace Engineer, Advanced Concepts Group
mark.schaffer@sei.aero | 1+770.379.8013
 

[frigate]

Нашел формулу для расчета гравитационных потерь (Лучше позже чем никогда  :!:    ): 

References:
1. B. Palaszhewski Electric propulsion for lunar exploration and lunar base development. 
The Second Conference on Lunar Bases and Space Activities. NASA Conference Publication 3166, Vol. I . Houston, Texas
April 5-7, 1988, 1991 pp. 35-45 (SEE N93-17414 05-91) 
2. H. M. ROBBINS. "An analytical study of the impulsive approximation." AIAA Journal, Vol. 4, No. 8 (1966), pp. 1417-1423.


Теперь можно "в лоб" прикинуть грав. потери АУТ для МОБ-КВТК и МОБ-ДМ на отлётной траектории к Луне 
для ЛЭК с ЛПВК и ПТК-Л!

[frigate]

Upper Stage Gravity Loss vs Stack Trust-to-Weight Ratio 
From: The Space Launch System Capabilities with a New Large Upper Stage
Benjamin Donahue, Sheldon Sigmon
Boeing Exploration Launch Systems, Huntsville, AL 358242013 
AIAA SPACE 2013 Conference and Exposition September 10‐12, 2013, San Diego, CA

[frigate]

Пытаюсь восстановить утерянную информацию опубликованную несколько лет тому назад.   :cry:  

The two launch per mission architecture begins with the launch of the Lander Earth Departure Stage, Kick Stage, and Lunar Lander as a single combined element. The assumed cargo launch vehicle for the architecture delivers that element to the LEO parking orbit (28.5 deg, 407 km), where it loiters 1-2 orbit revolutions for vehicle checkout. Within 3 hr after launch, the Earth Departure Stage performs the Earth orbit departure maneuver for the Lunar Lander and Kick Stage.

In determining the number of engines required for the stage, total engine thrust for the Earth Departure Stage (EDS) was driven by the amount of gravity loss during the Earth orbit departure maneuver that would be considered acceptable. Figure 10.5.4-2 illustrates how gravity losses for the Earth Departure Stage decrease with higher combined-element thrust-to-weight ratios. With four engines operating at full thrust, the combined Earth Departure Stage, Lunar Lander, and Kick Stage have a thrust-to-weight of 0.3 at engine ignition resulting in ~50 m/s of gravity loss delta-V. This extra delta-V must be added to the theoretical minimum delta-V of 3,054 m/s for the maneuver to determine the actual design requirement.

Примечание - график гравитационных потерь на отлетной трактории к Луне в зависимости от начальной тяговооруженности ступени EDS просчитан для следуюших параметров миссии: 

[/li]
• Промежуточная НОО - круговая орбита 407 км х 407 км с наклонением 28.5 град.;
• Минимальная идеальная характеристическая скорость для отлета к Луне 3054 м/сек.
  

Source: Lunar Architecture Focused Trade Study Final Report. Exploration Systems Mission Directorate.NASA 
ESMD-RQ-0005. 22 Oct 2004 - 822 p. Link