Криогенный РБ для лунной мисси ПТК НП

[frigate]

Решил открыть новую тему - иначе за "деревьями леса не видно" .

Известно  :idea:  
- Масса ПН на LLO орбите (высотой 100 км) - 16500 кг;
- ХС для отлётной траектории к луне (TLI маневр) 3220 м/с;
- ХС для выхода на ОИСЛ (LOI маневр) 1300 м/с;
- Старт с LEO орбиты высотой 200 км.

Предлагаю рассмотреть различные варианты EDS (Earth Departure Stage) дла вывода ПТК НП на лунную орбиту.  :?:

[Дмитрий В.]

Мысли, для начала такие:

Для обеспечения перевода на ОИСЛ, КРБ должен иметь ресур как минимум 4-5 дней (с некоторым резервом), и чисто криогенный блок может оказаться "перегружен" требованиями, а значит и массой (дополнительная ТИ или активная система охлаждения).

Поэтому:
1 вариант. КРБ выдает только разгонный импульс на отлет к Луне. Коррекции траектории и переход на ОИСЛ обеспечиваются служебным модулем ПКК. Наиболее простая и легкая конструкция криогенного КРБ.
2 вариант. КРБ делается двухступенчатым. 1 ступень - криогенная - выдает разгонный импульс для перехода на отлет к Луне. 2 ступень - на долгохранимых компонентах (например, на базе КРБ "Фрегат") - обеспечивает коррекции траектории и  перевод на ОИСЛ. Сложная конструкция, но массовые издержки отчасти компенсируются двухступенчатой схемой.
3 вариант. Уже известный полностью КРБ от РККЭ с тороидальным сбрасываемым топливным отсеком. Сбрасываемый отсек содердит топливо для разгона на отлетную траектории. После выработки компонентов не сбрасывается и служит теплоизоляционным экраном для центрального блока. Сброс топливного отсека производится непосредственно перед запуском двигателя для выдачи импульса перевода на ОИСЛ.

[Дмитрий Виницкий]

Если речь о веселых картинках, то мне это больше нравится. Да и в реальности, не стоит повторять аполлоновские пути через полвека.

[frigate]

Дмитрий, спасибо за интересные мысли!

Варианты лунной архитектуры:
1. РБ и КК выводятся на LEO орбиту в однопуск (разумеется потребуется РН большей грузоподъёмности, зато не надо ждать встречи с КК для стыковки) РБ выполняет TLI, LOI и МCC манёвры и сбрасыбается на LLO;  РБ по конструкци - классическая ступень с разделёнными баками, можно поварьировать числом криогенных двигателей (от 1 до 6)  для увеличения начальной тяговоорожённости.
Относительная масса топлива ступени 0.875 (масса РЗТ к массе заправленной ступени).    

2. Аналогичен варианту 1, но РБ со сбрасываемими баками, по конструкци - "а ля" хруничевский "Бриз-М" (как на картинке с сайта Анатолия Зака).
Принимаем:
- относительную массу сбрасываемых баков 0.90    
- относительную массу центральной ступени 0.85
Диаметр центральной ступени наверное должен быть 3.9-4.1 м для того чтобы она могла быть использована  в качестве РБ для РН  "Протон","Зенит" "Ангара" и"Ангара".
Это уменьшит чило двигателей по крайней мере до 4-х.
Топливо из сбрасываемых баков используется для 1-го активного участка TLI маневра, по его завершению баки сбрасываются.
Топливо из центральной ступени используется для 2-го активного участка TLI маневра, и последующих МCC и LOI манёвров.
Думаю имеет смысл просчитать вариант когда начало 2-го активного участкa  приходится на перигей промежуточой орбиты - тут придется прикинуть высоту орбиты в апогее и на сколько это удлинит перелёт к Луне.

3. Вариант с 1.5 пуском - РБ из варианта 1 стыкуется с КК на LЕO.  

4. Вариант с 1.5 пуском - РБ из варианта 2 стыкуется с КК на LЕO.  

5. Аналогичен варианту 3 но КК + LOI РБ выводится РН с грузоподъёмностью 23.5 тонны.  

6. Комбинация из вариантов 4 и 5.  

7. РБ преставляет из себя тандем 2-х последовательно соединенных ступеней (такой вариант был у ЕКА). Предлагаю прикинуть тандем из 2-х РБ "Ястреб" (РКК Энергия проект с 1993 года).

Пока всё - двигатели для РБ - РД-0146, РД-0146Д (с выдвижным сопловым насадком) и РД-0126 (для LOI РБ).
Ну в крайнем случае остаются КВД-1 и КВД-1А.

[avmich]

Пятак, конечно, куда тяжелее Союза :) но всего лишь пропорционально ПГ. При этом обладает заметными плюсами, от которых отказываться не хочется - лучше уж так, чем никак. Поэтому...

Вроде бы понятно, что полёты на ПТК к Луне - это не ближайшие 5 лет, при имеющихся темпах и направлениях. А если летать к Луне в достаточно отдалённой перспективе - в частности, с возможностью и достаточно тяжёлые РН делать - то можно рассмотреть менее очевидные варианты.

Вариант с околоземной ОС. Как известно :) давно уже подумывается о высокоширотной российской ОС, предназначенной для скорее промышленных, чем научных применений, для сборок космических комплексов... Такая станция может, в частности, служить заправкой для лунного РБ. Чтобы не строить ракет более тяжёлых, чем 40-тонники - которые пока что всё равно плохо просматриваются - можно летать к Луне в стиле добрых старых шестидесятых - на одном керосине.

При УИ 3550 м/с суммарная ХС 3220+1300 м/с достигается при массовом совершенстве 3,6. При сухой массе РБ в 5,5 тонн масса кислород-керосинового топлива получается 57 тонн, которые можно доставить на ОС либо тремя запусками Ангар-5, либо другим удобным способом - скажем, один запуск РН класса Гроза. Технология долгохранения ЖК уже была достаточно отработана, на ОС требования минимальные.

Конечно, минусы :) . Во-первых, ретро - это не всегда хорошо. Во-вторых, 80 тонн отправлять к Луне... надо будет подыскивать подходящие движки. Хотя можно сэкономить на разработке ракет, но придётся заплатить за запуски заправщиков...

[Lev]

Думаю водородные технологии по-любому будут реализованы. Это нужно далеко не только для Луны. А при наличии водорода в составе, скажем, РН и РБ летать к Луне на керосине как-то странно...

[avmich]

Теперь цифры для, пожалуй, самого низкомассового :) варианта - водородный РБ со сбрасываемым баком. Пусть УИ - 4542 м/С, как здесь: http://www.russianspaceweb.com/rd0146.html

Сначала набираем 3220 м/с, массовое соотношение получается 2.03 . Потом добираем 1300 м/с, тут соотношение 1,33 . При массе "чистой" ПН 16,5 тонн можно оценить сухую массу водородной "центральной" ступени РБ в 2 тонны, и заправку её - в 6,1 тонны. Это заметно хуже, чем у 12КРБ, но спишем на дополнительные требования. Общая масса 24,6 тонны, к ней добавляем "сухую" массу сбрасываемого бака - скажем, ещё 3,3 тонны - и 29 тонн топлива; общая масса комплекса, стартующего к Луне, получается 57 тонн. При этом масса двухступенчатого водородного РБ - 40,3 тонны.

Безусловно, легче, чем на керосине. Требуется довольно сложный двухступенчатый водородный РБ и 40-тонник. Последний уже не получается легко поделить на части :( - ракету придётся делать, вместе со стартами, проблемами перевозок, поисками других ПН... Не нужна "заправка на орбите", с другой стороны.

[avmich]

Думаю водородные технологии по-любому будут реализованы. Это нужно далеко не только для Луны. А при наличии водорода в составе, скажем, РН и РБ летать к Луне на керосине как-то странно...

Я в целом тут согласен.

Для водородного РБ требуется 40-тонник. Для керосинового варианта возможны обходные пути, которые с учётом идей строительства новой ОС могут быть достаточно привлекательны.

Но, опять же, ретро - отнюдь не всегда хорошо :) .

Союз делался для Луны. ПТК если и делается для Луны - что было бы хорошо - то однозначно требует адекватных дополнительных систем, в виде ли заправочной инфраструктуры, в виде ли "большой" ракеты... и надо, конечно, считать и оценивать, что будет удобнее и когда.

[frigate]

Теперь цифры для, пожалуй, самого низкомассового варианта - водородный РБ со сбрасываемым баком. Пусть УИ - 4542 м/С, как здесь: http://www.russianspaceweb.com/rd0146.html

Сначала набираем 3220 м/с, массовое соотношение получается 2.03 . Потом добираем 1300 м/с, тут соотношение 1,33 . При массе "чистой" ПН 16,5 тонн можно оценить сухую массу водородной "центральной" ступени РБ в 2 тонны, и заправку её - в 6,1 тонны. Это заметно хуже, чем у 12КРБ, но спишем на дополнительные требования. Общая масса 24,6 тонны, к ней добавляем "сухую" массу сбрасываемого бака - скажем, ещё 3,3 тонны - и 29 тонн топлива; общая масса комплекса, стартующего к Луне, получается 57 тонн. При этом масса двухступенчатого водородного РБ - 40,3 тонны.

Безусловно, легче, чем на керосине. Требуется довольно сложный двухступенчатый водородный РБ и 40-тонник. Последний уже не получается легко поделить на части - ракету придётся делать, вместе со стартами, проблемами перевозок, поисками других ПН... Не нужна "заправка на орбите", с другой стороны.

Информация к размышлению :idea: :
Двиатель РД-0146 тяга 10 тонн, удельный импульс 463 сек;
Двиатель РД-0146Д тяга 7.5 тонн, удельный импульс 470 сек (с раздвижным сопловым насадком);
Двиатель РД-0126  тяга 4.0 тонн, удельный импульс 470 сек (с раздвижным сопловым насадком);

[Shestoper]

Я за использование водорода при выходе на отлетную у Луне траекторию. Но против водорода на околунной орбите.
Хранить жидкий водород несколько месяцев без системы охлаждения нереально. А наличие этой системы утяжеляет конструкцию и снижает надежность - вдруг откажет.
Кроме того, я вообще против использования трассы Кондратюка - она ограничивает время пребывания на Луне. Точнее при длительном пребывании старт возможен не в любой момент.
Чтобы находиться на Луне несколько месяцев, имея возможность в любой момент стартовать на Землю, нужна прямая схема полета.
И для надежности - долгохранимые компоненты после отлета с НОО.
Нужно изначально создавать транспортную систему, годящуюся для обслуживания лунной базы с длительными экспедициями. Делать  отдельную систему для первых кратковременных посадок - слишком дорого.
А рост массы компенисируем мощностью носителей.

[avmich]

Я за использование водорода при выходе на отлетную у Луне траекторию. Но против водорода на околунной орбите.
Хранить жидкий водород несколько месяцев без системы охлаждения нереально. А наличие этой системы утяжеляет конструкцию и снижает надежность - вдруг откажет.

Да, наверное. Хотя непонятно, почему, имея невесомую и вполне эффективную в вакууме ЭВТИ и высокоэффективные капельные радиаторы, нельзя водород поддерживать жидким сколь угодно долго относительно небольшими усилиями...

Кроме того, я вообще против использования трассы Кондратюка - она ограничивает время пребывания на Луне. Точнее при длительном пребывании старт возможен не в любой момент.

Что подразумевается под трассой Кондратюка? То, что Луна вращается вокруг своей оси, и есть та же проблема, что и с плоскостями орбит на Земле - это понятно, и устранимо так же, даже проще - на Луне скорости поменьше.

Чтобы находиться на Луне несколько месяцев, имея возможность в любой момент стартовать на Землю, нужна прямая схема полета.

Что значит прямая схема? В любой момент можно вылететь с любой точки Луны - скорость вращения там пренебрежимо мала - в любую плоскость, и идти к Земле.

И для надежности - долгохранимые компоненты после отлета с НОО.
Нужно изначально создавать транспортную систему, годящуюся для обслуживания лунной базы с длительными экспедициями. Делать  отдельную систему для первых кратковременных посадок - слишком дорого.
А рост массы компенисируем мощностью носителей.

Надёжность, конечно, важна. Хотя нетоксичные компоненты, скажем, кислород-керосин, с учётом того, что кислород можно добывать на Луне, да и хранить долго (на Буране вон месяц собирались хранить) выглядят неплохо. А я бы вообще с Земли вёз перекись с керосином, пока с Луны кислород не начнём возить - там и массовое совершенство получше, и хранить перекись удобнее.

[Shestoper]

Что подразумевается под трассой Кондратюка? То, что Луна вращается вокруг своей оси, и есть та же проблема, что и с плоскостями орбит на Земле - это понятно, и устранимо так же, даже проще - на Луне скорости поменьше.

Чтобы находиться на Луне несколько месяцев, имея возможность в любой момент стартовать на Землю, нужна прямая схема полета.

Что значит прямая схема? В любой момент можно вылететь с любой точки Луны - скорость вращения там пренебрежимо мала - в любую плоскость, и идти к Земле.

Трасса Кондратюка - оставление на окололунной орбите спускаемого аппарата с запасом топлива, чтобы вернуться на Землю.
При этом нужно с поверхности Луны лететь не к Земле, а в плоскость орбиты, на которой мы оставили орбитальный корабль. В течении части лунных суток на это понадобятся слишком большие энергозатраты - из-за вращения Луны.

Можно конечно запустить орбитальный комплекс по экваториальной орбите, и предусмотреть запас ХС у посадочного комплекса для поворота орбиты хоть на 90 градусов (при посадке в полярных областях Луны). Но в этом случае никакого преимущества по массе всего экспедиционного комплекса перед прямой схемой уже не будет.

А прямая схема - это подлетели к Луне, сели на Луну со всеми причиндалами (в том числе с запасом топлива для возвращения на Землю), а когда надо - стартовали. Данная схема по сравнению со схемой Кондратюка требует примерно полуторократного увеличения Мст на Земле.

[frigate]

Прикинул ТТХ РБ "Ястерб-М" (см. картинку):

Попрошу не пинать ногами - официальных данных от РКК Энергии нет, так что все числа это по МОИМ прикидочным расчетам:

- Объём водородного бака - 30 куб. метров;
- Рабочий объём жидкого водорода ~ 27  куб. метров;
- Рабочий запас жидкого водорода - 1910 кг;
- Рабочий объём жидкого килорода ~ 100  куб. метров;
- Рабочий запас жидкого килорода - 11,450 кг;
- РЗТ - 13,360 кг;  
- Масса незаправленного РБ - 3,900 кг (получена путём экстраполяции ТТХ РБ ДМ-СЛ для РН Зенит-3СЛ);

При выводе ПТК на лунную орбиту РБ обеспечивает запас ХС = 2351 м/с (это на 80% больше чем требуется).
Попробую прикинуть "усечённый вариант" РБ "Ястерб-Л" оптимизированный для LOI манёвра.

[pkl]

Что подразумевается под трассой Кондратюка? То, что Луна вращается вокруг своей оси, и есть та же проблема, что и с плоскостями орбит на Земле - это понятно, и устранимо так же, даже проще - на Луне скорости поменьше.

Чтобы находиться на Луне несколько месяцев, имея возможность в любой момент стартовать на Землю, нужна прямая схема полета.

Что значит прямая схема? В любой момент можно вылететь с любой точки Луны - скорость вращения там пренебрежимо мала - в любую плоскость, и идти к Земле.

Трасса Кондратюка - оставление на окололунной орбите спускаемого аппарата с запасом топлива, чтобы вернуться на Землю.
При этом нужно с поверхности Луны лететь не к Земле, а в плоскость орбиты, на которой мы оставили орбитальный корабль. В течении части лунных суток на это понадобятся слишком большие энергозатраты - из-за вращения Луны.

Можно конечно запустить орбитальный комплекс по экваториальной орбите, и предусмотреть запас ХС у посадочного комплекса для поворота орбиты хоть на 90 градусов (при посадке в полярных областях Луны). Но в этом случае никакого преимущества по массе всего экспедиционного комплекса перед прямой схемой уже не будет.

А прямая схема - это подлетели к Луне, сели на Луну со всеми причиндалами (в том числе с запасом топлива для возвращения на Землю), а когда надо - стартовали. Данная схема по сравнению со схемой Кондратюка требует примерно полуторократного увеличения Мст на Земле.

Да, наверное, так и надо. В общем, мощный 2-3-ступенчатый носитель на водороде; 2-ступенчатый РБ, первая ступень которого водородная, а вторая - гептиловая и аналог ЛК-700 на основе ПТК НП. Схема получается вполне надёжной и относительно простой. Дёшево и сердито.

[Shestoper]

Да, наверное, так и надо. В общем, мощный 2-3-ступенчатый носитель на водороде; 2-ступенчатый РБ, первая ступень которого водородная, а вторая - гептиловая и аналог ЛК-700 на основе ПТК НП. Схема получается вполне надёжной и относительно простой. Дёшево и сердито.

Чтобы экипаж лунной базы (4-6 человек) сменить однопуском, для этого нужно нечто калибра Юпитера-3. Нечто подобное я рисовал на основе 8-метровых блоков в теме про супертяж.
Или двупуск чего-то вроде Амура-5.

[avmich]

А если ЛОС ходит по орбите с наклонением 45 градусов? Какая там потребуется дополнительная ХС для поворота плоскости в наихудшем случае?

[avmich]

Кстати, судя по картинке Зака, водородный РБ с ПТК НП выводится однопуском.

[avmich]

Принимаем:
- относительную массу сбрасываемых баков 0.90    
- относительную массу центральной ступени 0.85

При малой массе центральной ступени такое соотношение может оказаться слишком оптимистичным. Такое примерно соотношение имеет Фрегат, при радикально других ограничениях со стороны топлива.

А вот при ступени калибра 12КРБ это уже оправдано. Правда, навешивание снаружи бака накладывает дополнительные требования - что приводит к росту массы центральной ступени...

[Lanista]

Кстати, судя по картинке Зака, водородный РБ с ПТК НП выводится однопуском.

На картинке Зака еще флаг Евросоюза есть.
и вообще там ACTS.

[frigate]

Кстати, судя по картинке Зака, водородный РБ с ПТК НП выводится однопуском.

Абсолютно верно - это вариант 2 с предыдущей страницы.