Криогенный РБ для лунной мисси ПТК НП

[avmich]

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

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

Ох не уверен я, что флаг Евросоюза не может появиться на ПТК НП... За несколько лет вполне могут найти общий язык. Что, кстати, могло бы быть неплохо...

[frigate]

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

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

Ох не уверен я, что флаг Евросоюза не может появиться на ПТК НП... За несколько лет вполне могут найти общий язык. Что, кстати, могло бы быть неплохо...

ESA Architecture studies для Space Exploration Strategy:
http://www.esa.int/SPECIALS/Space_Exploration_Strategy/SEMCXXVPXPF_0.html
Final architecture review presentation Human Mission to Moon Crew and cargo transportation scenarios by Astrium:
http://esamultimedia.esa.int/docs/exploration/ReferenceArchitecture/Final%20ReviewJan09/04_Human_moon_mission_version9esa120109.pdf

[fagot]

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;

За перепутанные баки даже как-то неудобно пинать.

[Bell]

А я где-то видел другой Ястреб:
конечная масса 3650 кг
заправляемое топливо - ЖВ 2700 кг, ЖК 14500 кг
Мсух не знаю, очевидно в конечную массу входит какой-то остаток от заправляемого.
Бак кислорода чичевицеобразный :roll:

[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;

За перепутанные баки даже как-то неудобно пинать.

картинка не МОЯ, но правильная - а баки не перепутаны, по видимому я впопыхах подставил плотность кислорода в 10 раз меньше чем должна быть - спасибо за замечание. Придется пересчитать:
- Объём кислородного бака - 11 куб. метров;
- Рабочий объём жидкого кислорода ~ 10 куб. метров;
- Рабочий запас жидкого кислорода - 11,460 кг;

[Дем]

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.

Это смотря на какой высоте поворачивать надо. Если в точке лагранжа - то вообще ноль...
Да, поворачивать орбиту можно и у орбитального модуля...
Т.е. например такая схема - орбитальный модуль остаётся в лагранже, посадочный идёт вниз (расходы те же)
Когда работа внизу сделана - орбитальный идёт к Луне по нужной орбите и подбирает взлетевших

[Bell]

Это смотря на какой высоте поворачивать надо. Если в точке лагранжа - то вообще ноль...
Да, поворачивать орбиту можно и у орбитального модуля...
Т.е. например такая схема - орбитальный модуль остаётся в лагранже, посадочный идёт вниз (расходы те же)
Когда работа внизу сделана - орбитальный идёт к Луне по нужной орбите и подбирает взлетевших

Как-то уже обсуждалось (в топике про лендер?) - суммарные расходы больше, чем на низкой/средней орбите. И лететь с лагранжей до поверхности и обратно долго - 2-3 суток в каждую сторону.

[avmich]

Это смотря на какой высоте поворачивать надо. Если в точке лагранжа - то вообще ноль...
Да, поворачивать орбиту можно и у орбитального модуля...
Т.е. например такая схема - орбитальный модуль остаётся в лагранже, посадочный идёт вниз (расходы те же)
Когда работа внизу сделана - орбитальный идёт к Луне по нужной орбите и подбирает взлетевших

Как-то уже обсуждалось (в топике про лендер?) - суммарные расходы больше, чем на низкой/средней орбите. И лететь с лагранжей до поверхности и обратно долго - 2-3 суток в каждую сторону.

http://books.rusf.ru/unzip/add-2003/xussr_mr/puhovm40.htm?5/7

"Через четыре часа позади осталась  уже четвертая часть пути, спустя еще пять - практически половина. Луна стала отдаленным небесным телом - ее угловой  диаметр  превышал  земной  всего  раза  в  три.  До точки  либрации оставалось тридцать тысяч километров и пятнадцать часов пути..."

2-3 суток - эт ты загнул.

[Дем]

Тут всё дело в том, что мы хотим делать. Если остановиться - то действительно на подходе к точке будем ползти как улитки (притяжение ведь в ней околонулевое, практически не тормозит). А если мы её проскакиваем, даже на десятках м/с - то оно быстро.
Но в моём варианте это как раз и хорошо. Основная фича у меня - ранняя расстыковка ЛМ и СА, ещё в процессе полёта к Луне (конкретную точку надо считать исходя из траекторий в ситуации отказа от посадки, чтобы в этом случае состыковаться удобно было)
Поэтому ЛМ её пролетит быстро и пойдёт на посадку - а СА будет потихоньку к ней ползти, ему всё равно спешить некуда.

[frigate]

Вариант 7:

ПТК НП выводится вместе с РБ Ястереб в однопуск, а  затем стыкуется на LEO орбите с
EDS ступенью для отлёта к Луне. РБ Ястереб выполняет следующие маневры:
- довыведение на круговую орбиту высотой 200 км (ХС = 275 м/сек);
- сближение и стыковка с EDS ступенью на околоземной орбите (ХС =160 м/сек);  
- коррекция траектории после сброса EDS ступени (ХС =30 м/сек);  
- выход на орбиту ИСЛ (LOI манёвр ХС = 1300 м/сек).

Если принять данные Белла по РБ (конечная масса РБ 3650 кг) для двигателя РД-0126 с тягой 4 тонны и
уд. импульсом 470 сек (у КБХА на сайте заявлено 476 сек :roll:).

Расход компонентов топлива:
- довыведение: 1712 кг
- сближение и стыковка: 950 кг
- коррекция траектории: 175 кг
- выход на ЛЛО орбиту: 6566 кг    

РЗТ ~9400 кг (т.е. РБ заправлен менее чем на на 2/3) и началная масса РБ Ястреб 13050 кг.  
Таким образом масса головной части РН Русь-М (без САС и переходного адаптера) - 29550 кг.  
- Объём кислородного бака - 7.8 куб. метров;
- Рабочий объём жидкого кислорода - 7.1 куб. метров;
- Объём водородного бака - 21.3 куб. метров;
- Рабочий объём жидкого водорода - 19.4 куб. метров;

Дмитрий, у меня к Вам вопрос - т.к. грузоподьемность у РН Русь-М была заявлена около 23.5 тонн,
на какую орбиту она вытянет ПН в 30 тонн :?:

Хотя  с другой стороны если такой вариант рассматривался более- менее серьёзно, то есть
определённая логика в том, чтобы уменьшить стандартный РБ Ястреб (оптимизированный наверняка
для вывода на ГСО/ГПО) раза в 1.5-2 - тогда при конечой массе РБ менее 3 тонн он лучше подойдет под РН.

Для варианта 7 ПН (связка Ястреб + КК после стыковки с разгонным блоком) для TLI манёвра 26891 кг.

[Дмитрий В.]

Дмитрий, у меня к Вам вопрос - т.к. грузоподьемность у РН Русь-М была заявлена около 23.5 тонн,
на какую орбиту она вытянет ПН в 30 тонн :?:

На незамкнутую переходную, очевидно.

[frigate]

Дмитрий, у меня к Вам вопрос - т.к. грузоподьемность у РН Русь-М была заявлена около 23.5 тонн,
на какую орбиту она вытянет ПН в 30 тонн :?:

На незамкнутую переходную, очевидно.

При апогее в 200 км, каким может быть перигей :?:

[Дмитрий В.]

Дмитрий, у меня к Вам вопрос - т.к. грузоподьемность у РН Русь-М была заявлена около 23.5 тонн,
на какую орбиту она вытянет ПН в 30 тонн :?:

На незамкнутую переходную, очевидно.

При апогее в 200 км, каким может быть перигей :?:

Это надо считать.  :roll:

[Lanista]

Не совсем гуманно людей без САС пускать...

[Bell]

Дмитрий, у меня к Вам вопрос - т.к. грузоподьемность у РН Русь-М была заявлена около 23.5 тонн,
на какую орбиту она вытянет ПН в 30 тонн :?:

На незамкнутую переходную, очевидно.

При апогее в 200 км, каким может быть перигей :?:

Это надо считать.  :roll:

Что-то мне подсказывает, что 30 т Русь не выведет ни на какую орбиту с апогеем 200.

А вот 26 т (КРБ + ПН на ГПО) выведет на -650/200 на 51,7гр.

[Дмитрий В.]

30 тонн на орбиту примерно -1964*200 км.

[Bell]

Недобор наверно порядка 500 м/с?

[Дмитрий В.]

Недобор наверно порядка 500 м/с?

Да я в спредшите "в лоб посчитал": при заданной массе ПГ получить максимальную "горизонтальную" скорость на высоте 200 км.

[frigate]

Народ - спасибо!

Не совсем гуманно людей без САС пускать...

Lanista,  к моменту ДОВЫВЕДЕНИЯ (наколько я понял) САС и переходник между второй ступенью должны быть отделены и следовательно
не являются ПН выводимую на околоземную орбиту. Никто САС не отменял.  

Дмитрий спасибо! С 30 тоннами ПН я слегка погорячился (будет чуть поменьше - 29550 кг). Таким образом, мой вопрос - параметры эллипса выведения с апогеем 185 км или 200 км :?:

[Дмитрий В.]

Дмитрий спасибо! С 30 тоннами ПН я слегка погорячился (будет чуть поменьше - 29550 кг). Таким образом, мой вопрос - параметры эллипса выведения с апогеем 185 км или 200 км :?:

-1117*200 км
или
-1109*185 км.