Криогенный РБ для лунной мисси ПТК НП

[Bell]

Возможно Вы сможете найти в книге "Пилотируемая экспедиция на Марс", 2006
(PDF был выложен на сайте РКА)

А где там? Я не нашел


ЗЫ. А! Нашел-нашел!
http://www.roscosmos.ru/main.php?id=42


ЗЗЫ. Только про лунный РБ там нет.

[frigate]

Тогда ждём книгу от Лина - сегодня уже 18 апреля :!:

[Lev]

Интересует так же рис. 5.4 из этой же книжки (видимо, следующий разворот) :-)

Меня тоже  :roll: - ждём вестей от Лина по поводу приобретения книги.
Возможно Вы сможете найти в книге "Пилотируемая экспедиция на Марс", 2006
(PDF был выложен на сайте РКА)

Следующий разворот. Траффик!

[Сторонний]

Следующий разворот. Траффик!

Интересно, какая площадь холодильника у этого буксира и какую мощность дали бы СБ у Земли и у Марса.

 Стоит ли овчинка выделки?

[Lev]

Следующий разворот. Траффик!

Интересно, какая площадь холодильника у этого буксира и какую мощность дали бы СБ у Земли и у Марса.

 Стоит ли овчинка выделки?

Ну, в свое время переход от ЯРДЭУ к невообразимых размеров буксиру с СБ рассматривался в РККЭ как неизбежная дань моде. В этой книжке буксир с СБ также рассматривается.
Но он весьма плох конструктивно.

[Сторонний]

Ну, в свое время переход от ЯРДЭУ к невообразимых размеров буксиру с СБ рассматривался в РККЭ как неизбежная дань моде. В этой книжке буксир с СБ также рассматривается.
Но он весьма плох конструктивно.

Извините, а этот радиатор не является "конструкцией невообразимого размера"?

 Нельзя отсканировать место книги посвященное буксиру использующему СБ?

[frigate]

Спасибо огромное, Lev :!:

[Большой]

Тогда ждём книгу от Лина - сегодня уже 18 апреля :!:

http://www.energia.ru/ru/news/news-2011/news_04-19_2.html

[Lin]

Тогда ждём книгу от Лина - сегодня уже 18 апреля :!:

Планирую отправить человека завтра - но не факт что получится.
А у меня самого личного автомобиля нет - в "ловушку" в РКК заехать не могу.

[frigate]

Ждём с нетерпением:

[frigate]

Стр 434-436:

Разгонный блок для выведения пилотируемого корабля на орбиту Луны.Для выведения пилотируемого корабля на окололунную орбиту необходим РБ, обеспечивающий запас ХС не менее 4700 м/с, так такой запас ХС позволит реализовать окололунную орбиту с любыми параметрами, в течении 5 суток с момента старта с Земли (время автономного полета лунного корабля ограничено 14 сутками).

[frigate]

Выполненный в 2007 г. в РКК "Энергия" баллистический анализ работы вариантов возможных перспективных криогенных разгонных блоков показал, что наиболее целесообразным представляется вариант полутораступенчатого разгонного блока (со сбрасываемым блоков баков) на компонентах топлива кислород-водород, причем основной блок баков имеет массу ~23 т. Следует отметить, что такой РБ также может быть использован для выведения КА на ГСО ракетой-носителем класса "Протон-М" и "Ангара-А5". Увеличение стартовой массы РБ до 43,5 т может быть выполнено добавлением сбрасываемого дополнительного блока баков торовой формы. Этим обеспечивается минимальная относительная конечная масса, кроме того, дополнительный блок баков покрывает большую площадь поверхности основного отсека, создавая тем самым улучшенные условия для хранения криогенных компонентов топлива основного отсека. Основные характеристики рассматриваемого РБ следующие: 

Стартовая масса ~43.50 т;
Компоненты топлива Кислород- водород;
Тяга двигателя 10 тс;
Суммарная характеристическая скорость (м/с)
при массе полезного груза: 
 16.5 т до 4700
 7.5 т до 7000

Внешний вид перспективного криогенного РБ совместно с лунным пилотируемым кораблем в полетной компоновке приведен на рис. 5.3.   Выведение лунного экспедиционного комплекса (ЛЭК) в составе пилотируемого корабля и РБ на опорную околоземную орбиту должно производиться с помощью сверхтяжелой ракеты- носителя с массой полезного груза на низкой орбите не менее 60 т. Отметим,  что при выведении ЛЭК на околоземную орбиту солнечные батареи находятся в сложенном состоянии, их раскрытие происходит перед стартом к Луне.

[SpaceR]

вариант полутораступенчатого разгонного блока (со сбрасываемым блоков баков) на компонентах топлива кислород-водород, причем основной блок баков имеет массу ~23 т. Следует отметить, что такой РБ также может быть использован для выведения КА на ГСО ракетой-носителем класса "Протон-М" и "Ангара-А5". Увеличение стартовой массы РБ до 43,5 т может быть выполнено добавлением сбрасываемого дополнительного блока баков торовой формы. Этим обеспечивается минимальная относительная конечная масса, кроме того, дополнительный блок баков покрывает большую площадь поверхности основного отсека, создавая тем самым улучшенные условия для хранения криогенных компонентов топлива основного отсека.

Хмм, ка-то стрянно это.
Выходит, в дополнительном сбрасываемом баке будет всего 20 т топлива, и при этом его внутренний диаметр будет примерно 4 метра?
Невдалый бак получится, тонковатый в разрезе и перетяжелённый.

К тому ж для финального манёвра (TLI) блоку нужно всего где-то 7,2 т топлива, так что, получается при перелёте к Луне его баки уже будут пустыми на 70% ?  :?
И как при этом можно ссылаться на "улучшенные условия для крио-компонентов", если внешний бак должен быть уже давно сброшен?  :evil:
Не собираются же они, в самом-то деле, переть на себе этот корявый тяжеленный бак, если при этом придётся ещё вырабатывать аж 70% топлива центрального бака? Тут любая теплозащита, даже по технологии 60-х гг, будет выгоднее в десять раз.
Эх, что-то тут мурзилочное, явно...

Отметим,  что при выведении ЛЭК на околоземную орбиту солнечные батареи находятся в сложенном состоянии, их раскрытие происходит перед стартом к Луне.

Ну и это тоже - как понимать? Они собираются пилить на 10-тонном движке с разложенными батареями??  :?

Мурзилки, мурзилки...

[SpaceR]

Я-то предполагал, что за основу для центрального бака будет принят укороченный в полтора раза 12КРБ, а может даже блок "И" Союза, с запасом топлива не более 8-9 тонн, при этом хоть более-менее вменяемая энергетика и габариты получились бы...

И, кстати говоря, 55-тонника бы наверное хватило вполне для такого полезного груза, а это практически "Русь-МТ" и есть!

Так что либо черепашка, писавшая книгу, немножко... того, либо явно что-то неладно в энергиевском королевстве.

[frigate]

AFAIK книга написана как обзор Энергиевских отчетов по ЭП (лунная модификация ПТК НП еще не включена в ТП). Обратите внимание на запас ХС ЛЭК - он должен обеспечивать TLI  и LOI маневры с 3% запасом
Кроме того:
- водородный двигатель для РБ скорее всего это КВД - 1 от 12КРБ;
- Энергия  скорее всего будет использовать РД-0146Д с тягой 7.5 тонн и удельным импульсом 470 сек с раздвижным соплом;
- Наиболее вероятно что центральный блок будет унифицирован с хруничевским КВТК для Ангары-А5 (не уверен насчет его установки на Протон-М хотя возможно подойдет для ЛКИ).
Однако, нужно считать. 9 тонн топлива явно маловато :idea:

[SpaceR]

Однако, нужно считать. 9 тонн топлива явно маловато :idea:

Что ж я, по-вашему, просто с головы ляпнул? Считал уже не раз.
К примеру, 9 тонн обеспечивают указанному грузу ХС=1788 м/с. А для LOI нужно не более 1380 (согласно картинкам той же РККЭ). Для такой скорости достаточно вообще всего 6630 кг топлива.
Ну, добавим ещё порядка 100 м/с на коррекции, хотя имхо потребуется примерно вдвое меньше - точности СУ и навигации сейчас уже не те, что полвека назад.
Ну, ещё может быть где-то 100-200 м/с - максимум, что не повлияет существенно на энергетику, если всё же тащить этот сбрасываемый бак с собой (для экранирования от солнышка) немного дольше, чем в нём закончится топливо.

Так что 9 тонн - это даже много, у оптимального РБ в ЦБ должно быть не более 8 тонн.

Я бы ещё понял, если для экономии средств разработчики для ЦБ взяли 12КРБ в уже существующем виде, на 12,5 тонн - тогда трое суток до Луны пришлось бы болтаться хоть и без экрана из ДТБ, но с заполнением баков на 55% - что тоже не айс, но учитывая их небольшой диаметр в принципе как-то терпимо (хотя и не факт).

Но при описанном в книге случае в баках останется менее 30% топлива, при диаметре 3,6-4 метра! За 4 суток водород наверняка перегреет.
Да и торовый кислородно-водородный ДТБ с внешним диаметром более 4 метров при запасе топлива всего 17-18 тонн - это какая-то монструозина, весьма далёкая от понятия оптимального проектирования.

[Дмитрий В.]

Однако, нужно считать. 9 тонн топлива явно маловато :idea:

Что ж я, по-вашему, просто с головы ляпнул? Считал уже не раз.
К примеру, 9 тонн обеспечивают указанному грузу ХС=1788 м/с. А для LOI нужно не более 1380 (согласно картинкам той же РККЭ).
А для такой скорости нужно вообще всего 6630 кг топлива.
Ну, добавим ещё порядка 100 м/с на коррекции, хотя имхо потребуется примерно вдвое меньше - точности СУ и навигации сейчас уже не те, что полвека назад.
Ну, ещё может быть где-то 100-200 м/с - максимум, что не повлияет существенно на энергетику, если всё же тащить этот сбрасываемый бак с собой (для экранирования от солнышка) немного дольше, чем в нём закончится топливо.

Так что 9 тонн - это даже много, у оптимального РБ в ЦБ должно быть не более 8 тонн.

Я бы ещё понял, если для экономии средств разработчики для ЦБ взяли 12КРБ в уже существующем виде, на 12,5 тонн - тогда трое суток до Луны пришлось бы болтаться хоть и без экрана из ДТБ, но с заполнением баков на 55% - что тоже не айс, но учитывая их небольшой диаметр в принципе как-то терпимо (хотя и не факт).

Но при описанном в книге случае в баках останется менее 30% топлива, при диаметре 3,6-4 метра! За 4 суток водород наверняка перегреет.
Да и торовый кислородно-водородный ДТБ с внешним диаметром более 4 метров при запасе топлива всего 17-18 тонн - это какая-то монструозина, весьма далёкая от понятия оптимального проектирования.

Я сам год назад думал, что в ДТБ содержится РЗТ для выведения на TLI, а в ЦБ - РЗТ для LOI. При этом было логично сбрасывать ДТБ перер выдачей тормозного импульса для перехода на ОИСЛ (в этом случае ДТБ используется как тепловой экран). Однако выяснилось, что оптимизация параметров проводилась по самому простому критерию - максимум мюПГ при заданной суммарной ХС, потребной для выведения КА на ОИСЛ. Соответственно, распределились и массы между ДТБ и ЦБ.

[SpaceR]

Однако выяснилось, что оптимизация параметров проводилась по самому простому критерию - максимум мюПГ при заданной суммарной ХС, потребной для выведения КА на ОИСЛ. Соответственно, распределились и массы между ДТБ и ЦБ.

Ну, это по сути тоже правильный вариант оптимизации - но вот закавыка в том, что при распределении массы топлива 18 т ДТБ + 22 т ЦБ максимум мюПГ никак не получается.  :?

Да и как быть с тепловым режимом водорода, болтающегося в пустом на 70% баке под непрекращающимся солнцем?

[Дмитрий В.]

Однако выяснилось, что оптимизация параметров проводилась по самому простому критерию - максимум мюПГ при заданной суммарной ХС, потребной для выведения КА на ОИСЛ. Соответственно, распределились и массы между ДТБ и ЦБ.

Ну, это по сути тоже правильный вариант оптимизации - но вот закавыка в том, что при распределении массы топлива 18 т ДТБ + 22 т ЦБ максимум мюПГ никак не получается.  :?

Да и как быть с тепловым режимом водорода, болтающегося в пустом на 70% баке под непрекращающимся солнцем?

У меня оптимальное распределение РЗТ получилось такое: 21,8 т в ДТБ и 15,45 т в ЦБ.

[SpaceR]

to Frigate
Кстати говоря, при такой раскладке по ХС никакой 3% резерв здесь совершенно не нужен. Он ничего не даёт, кроме лишней массы.