Облет Луны на ПТК НП

[Yegor]

Облет Луны на ПТК НП

Масса ПТК НП к МКС 12 тонн (масса ПТК НП на орбите Луны 16.5 тонн, но там дополнительное топливо для схода с орбиты Луны. А облет Луны можно совершить и не выходя на орбиту Луны).
Новая РН для ПТК НП должна выводить 7,0 т на геопереходные орбиты (

[Yegor]

Что-то нигде нет толковой информации по массе отсеков ПТК НП.

Вот только нашел у Анатолия Зака, что в одном из вариантов, в случае аварийной посадки, если отказывают реактивные двигатели посадки, то отсек с реактивными двигателями посадки отделяется и тогда оставшаяся капсула весит 4.5 тонны.
http://www.russianspaceweb.com/ppts_landing.html

Где то здесь на форуме вроде видел информацию, что полная капсула должна иметь массу около 7 тонн?

О топливе. КК Союз несет 900 кг топлива. Поскольку ПТК НП почти в два раза тяжелее КК Союз, то у него должен быть запас топлива как минимум в два раза больше чем у Союза, 1800 кг? Всё время говорится что у КК Союз очень маленький запас топлива, может в связи с этим запас топлива решили увеличить, 3000 кг?

[Yegor]

По требованиям Роскосмоса, новая РН для ПТК НП должна выводить 7,0 т на геопереходные орбиты (

[Дмитрий В.]

Что-то нигде нет толковой информации по массе отсеков ПТК НП.

Согласно цифрам в НК №9 2008 г. (впрочем, не факт, что эти цифры не устарели) для "лунного" ПТК:
- масса ВА (возвращаемый аппарат) 8600 кг (снаряженная)
- масса СМ (служебный модуль) 7800 кг.
- масса ПГ 100 кг.

[serb]

Согласно цифрам в НК №9 2008 г. (впрочем, не факт, что эти цифры не устарели) для "лунного" ПТК:
- масса ВА (возвращаемый аппарат) 8600 кг (снаряженная)
- масса СМ (служебный модуль) 7800 кг.
- масса ПГ 100 кг.

Знать бы ещё, сколько из этих 7800 кг - расходуемое топливо.
По моей оценке - порядка 5500 кг, т.е. сухая масса всего 2300 кг.
Если все не относящиеся к ДУ и энергоснабжению системы - в СА, то, может быть, и втиснут...

[Дмитрий В.]

Согласно цифрам в НК №9 2008 г. (впрочем, не факт, что эти цифры не устарели) для "лунного" ПТК:
- масса ВА (возвращаемый аппарат) 8600 кг (снаряженная)
- масса СМ (служебный модуль) 7800 кг.
- масса ПГ 100 кг.

Знать бы ещё, сколько из этих 7800 кг - расходуемое топливо.
По моей оценке - порядка 5500 кг, т.е. сухая масса всего 2300 кг.
Если все не относящиеся к ДУ и энергоснабжению системы - в СА, то, может быть, и втиснут...

Ну, можно прикинуть. Компоненты АТ+НДМГ. Двигатель, судя по всему, "фрегатовский" или "Бризовский" (тяга 2 тс, УИ до 332 с). Затраты ХС на уход с ОИСЛ на траекторию полета к Земле 1280 м/с, коррекция - еще 50-100 м/с.

[serb]

Затраты ХС на уход с ОИСЛ на траекторию полета к Земле 1280 м/с, коррекция - еще 50-100 м/с.

ЭЭЭ?!

Не слишком ли много? Были цифры порядка 850 м/с, я всю дельта V в 1200 м/c заложил.

Кстати, по ёмкости бака как раз "Фрегат" будет... Может, на его основе, дополнив двигателями малой тяги quantum satis, солнечными батареями и пр. как раз и сделают?

За 6 лет до первого полёта "Фрегат" можно отшлифовать до блеска.

[Дмитрий В.]

Затраты ХС на уход с ОИСЛ на траекторию полета к Земле 1280 м/с, коррекция - еще 50-100 м/с.

ЭЭЭ?!

Не слишком ли много? Были цифры порядка 850 м/с, я всю дельта V в 1200 м/c заложил.

Кстати, по ёмкости бака как раз "Фрегат" будет... Может, на его основе, дополнив двигателями малой тяги quantum satis, солнечными батареями и пр. как раз и сделают?

За 6 лет до первого полёта "Фрегат" можно отшлифовать до блеска.

Я брал цифры, опубликованные в НК 9 2008 г.

[serb]

Тогда очень странно получается.
1280 на уход, 100 на коррекцию, 100 на стыковочные операции - итого 1480м/с. При фрегатовском/бризовском УИ 326с это даёт Мкон 10.3 тонн, т.е. 6200 кг горючего и всего 1600 кг на ПАО.

Конечно, пустой "Фрегат" - 900 кг, но ведь надо навесить и солнечные батареи, и резервный движок, и двигатели точного маневрирвания для стыковки...
И ещё систему "сильно многократного" запуска до кучи

В общем, при сухой массе ПАО "Союза" 2020 кг такая сухая масса выглядит чудом господним.

Хотя, конечно, у "Союза" в ПАО ещё гермообъём, содержимое которого, видимо, перенесут в СА...

[Вадим Семенов]

В общем, при сухой массе ПАО "Союза" 2020 кг такая сухая масса выглядит чудом господним.

У Союза подача топлива вытеснительная, у фрегата -- турбиной. Может быть, с этим связано. Хотя с давлением наддува тоже можно поиграть, для орбитальных маневров большая тяга не нужна. Вероятно, там в добавок еще и все прочие системы древние и тяжелые.

[serb]

В общем, при сухой массе ПАО "Союза" 2020 кг такая сухая масса выглядит чудом господним.

У Союза подача топлива вытеснительная, у фрегата -- турбиной. Может быть, с этим связано. Хотя с давлением наддува тоже можно поиграть, для орбитальных маневров большая тяга не нужна. Вероятно, там в добавок еще и все прочие системы древние и тяжелые.

Ну КТДУ-80 весит 300 кг, у Фрегата - С5-92 - 75 кг. Т.е. не набирается на такую разницу. И это при трёхкратной разнице в тяге в пользу "Фрегата".
Есть таки да, подозрение, что большую часть веса действительно сжирает гермообъём с аккумуляторами и древней аппаратурой.

Но действительно, как-то уж больно ловко "Фрегат" на место ПАО ложится... Хотя рисункам ув. Анатолия Зака и не соответствует...

[Вадим Семенов]

Не слишком ли много? Были цифры порядка 850 м/с, я всю дельта V в 1200 м/c заложил.

Это вопрос тонкий. Цифра зависит от необходимости поворачивать плоскость орбиты, как по наклонению, так и по долготе восходящего узла. Наклонение нужно чтобы высаживаться в приполярных районах, а долгота восходящего узла для отлета на Землю. Ведь плоскость орбиты совпадает с направлением на Землю 2 раза в месяц. Так что обе цифры, вероятно, правильные. Еще может и поболее быть.

С другой стороны, выход на гало-орбиту вокруг точки L2 лишен этих недостаков. Прилунятся можно везде с примерно одинаковой ХС. И лететь на Землю тоже в любое время. Более того, ХС для выхода на гало-орбиту и ухода с нее порядка 300 м/c. Правда, ХС лендера с L2 получается больше. Но в итоге все равно экономия.

[serb]

Более того, ХС для выхода на гало-орбиту и ухода с нее порядка 300 м/c. Правда, ХС лендера с L2 получается больше. Но в итоге все равно экономия.

Очень интересно.
Раскладочку не дадите по импульсам?

На уход от Земли, выход на гало, спуск/подъём и уход к Земле?
Хруники, кстати, через L1 летать собирались

[Вадим Семенов]

Потребная ХС есть функция от времени перелета. Можно лететь быстрее с меньшими затратами, либо медленее, но дольше. Примерный вариант (скорее экономный, нежли быстрый) следующий:

Выход на отлетную к Луне траекторию : 3140 м/с
Торможение в L2, выход на гало-орбиту: 335 м/c
Перелет и посадка на Луну с L2: 2775 м/с (включая 125 м/c на мягкую посадку)
Взлет и возвращение в L2: 2650 м/с
Выход на отлетную к Земле траекторию с L2: 335 м/c

Перелет от Земли в L2 происходит с использованием грав.маневра у Луны. По прододжительности 5.36 суток до Луны и еще 3.23 до L2. Обратно -- в обратной последовательности и столько же по времени.
Перелет с L2 до поверхности и обратно ~ 2.5 сут. в один конец.

До L1 от Земли быстрее, ~4 cуток, но затратнее по ХС. От L1 до поверхности Луны примерно столько же по времени, как и от L2 т.е. 2.5 суток.

Выход на отлетную к Луне траекторию : 3080 м/с
Торможение в L1: 710 м/c
Перелет и посадка на Луну с L1: 2810 м/с
Взлет и возвращение в L1: 2685 м/с
Выход на отлетную к Земле траекторию с L1: 710 м/c

Оба варианта обеспечивают доступ к любой точке лунной поверхности и отлет к Земле в любое время без существенных изменений ХС (в отличие от стыковки на орбите).

Дополнительно, Союз на гало-орбите вокруг L2 может служить ретранслятором в случае высадки на невидимой стороне, благо, гало-орбита Луной не затеняется.

[Yegor]

Дмитрий, огромное спасибо за данные!

serb, огромное спасибо за расчеты!

[Yegor]

Значит возврещаясь к просто облету Луны на ПТК НП.

- масса ВА (возвращаемый аппарат) 8600 кг (снаряженная)
- масса пустого СМ (служебный модуль) 1600 кг.
Итого:
8600 + 1600 = 10200 кг.

Топливо для коррекций траетории. Дмитрий, Затраты ХС 50-100 м/с на коррекцию, это только на участке возвращения к Земле?
Тогда сколько должна быть полная ХС на "к Луне" и "к Земле", 100-200 м/с?
У Союза 7К-Л1 тоже вроде 200 м/с было:
http://www.astronautix.com/craft/soyz7kl1.htm
Тогда сколько топливо необходимо на 200 м/с ХС, 700 кг?
Итого
10200 + 700 = 10900 кг.

Всё правильно?

[Yegor]

Теперь по РН:
РН для ПТК НП "Русь-М" в трехблочном 3.8м варианте может вывести к Луне где то 8670 кг.
Если выбрать моноблочный вариант РН, то ПН увеличивается где то на 8.5%, то есть будет где то 9400 кг.

То есть получается где то близко к возможности того чтобы вывести ПТК НП (10900 кг) в облет Луны одним пуском. Выглядит очень заманчиво.

Надо отметить, что цыфры по ПТК НП (10900 кг) ещё весьма далеки от окончательных. Возможно они будут ниже. Ещё мало чего известно по новому кораблю, неизвестно даже какой способ посадки будет выбран.

Возможность облёта Луны одним пуском на новой РН была бы очень перспективной (туризм). Хотелось бы чтобы разработчики нового корабля и РН имели это в виду.

[jrt]

Во-первых, масса Зариона при полёте к Луне больше чем 12 т. в околоземном варианте. Скажем,  ближе к 17  
Во-вторых, РБ должне выводиться вместе, то есть ракета достаточно большая  
В третьих, стыковка с лунным посадочным модулем будет    на лунной орбите, то есть облёт Луны Зарионом имеет смысл как этап отработки всей программы.      

[Yegor]

В третьих, стыковка с лунным посадочным модулем будет    на лунной орбите, то есть облёт Луны Зарионом имеет смысл как этап отработки всей программы.      

Да, конечно, облёт Луны это не полёт на Луну, это только отработка всей программы - возвращение со второй космической и прочее.
Ну ещё немножко для туризма.  

[Yegor]

Во-первых, масса Зариона при полёте к Луне больше чем 12 т. в околоземном варианте. Скажем,  ближе к 17  
Во-вторых, РБ должне выводиться вместе, то есть ракета достаточно большая  

В данном случае мы на обиту не выходим  - это только облёт, зачем нам много топлива для облёта? Вот и получается по прикидкам 10.9 тонн. Может у вас более точные данные есть? Буду очень благодарен.

Во-вторых, по поводу ракеты. В теперешнем 3.8м полиблочном варианте РН выводит где то 8.7 к Луне. А в ЭП на РН сказано, что разработчики ещё должны посчитать моноблочный вариант РН. Так вот он может выводить к Луне гораздо больше - возможно 9.5 тонн. Так что достаточная большая РН есть - этой почти хватает. Ведь развесовка Зариона (мне нравится это название), ещё далеко не окончательно решена. Хотелось бы чтобы разработчики РН и Зариона имели это в виду - что возможно удастся пускать Зарион в облёт Луны одним пуском.