Пилотируемый полет на Луну – два “Протона М” ???

Схема такая – первым пуском “Протона” корабль (Луна – Земля) + системы обеспечивающие его посадку на Луну + ионный разгонный блок обеспечивающий доставку к Луне.
Все это долго (полгода – год) плетется к Луне.
Когда корабль будет доставлен на поверхность Луны и его системы проверены, стартует на “Протоне” ЛК с разгонным блоком (легкая и без САС). На орбите в нее подсаживаются космонавты. ЛК разгоняется к Луне. Садится рядом с кораблем Луна – Земля. Далее втыкание флагов и т.д. Потом космонавты переходят в корабь Луна – Земля и отбывают на Родину.
Примерно такая схема приснилась мне сегодня )
В уме прикинул, вроде более - менее сходится (в крайнем случае, не два “Протона”, а три)
Надо массы посчитать и посмотреть
Пока этому сообщению самое место в “Грезах”

Lin, а в чем хохма-то? Схем таких напридумывано до чертовой бабушки. Чем Ваша лучше? Если Вы хотите обойтись Протонами, то так и заявляйте, что предложение позволяет сэкономить на разработке и испытаниях РН. Но два КК, которые надо сделать для посадки (оба) и возвращения (один), займут столько времени и денег, что доведение до ума тяжелой Ангары или чего-то такого же при имеющихся движках не добавит много труда. Поэтому ваш вариант можно рассматривать только в сравнении с однопусковой схемой (Сатурн-Аполлон, Н1-Л3, Энергия). При этом нужны оценки трудозатрат, денег и сроков. И надежности.

VK, а что, доработка ракеты-носителя избавит от потребности создания посадочного модуля?

Lin, массы не сходятся...

avmich, 15.11.2003 18:21:58:

Lin, массы не сходятся...

 

А где распределение масс можнл увидеть? А то один говорит ДА, другой - НЕТ, а циферьки нету ни у одного, ни у другого.

Попробую прикинуть
Начнем с корабля Луна – Земля
Корабль доставляется на орбиту Луны ионным разгонным блоком.
Топливо стартовой лунной ступени - НДМГ+АТ – скорость истечения ~3.3 км/c
Скорость для старта с Луны – 2,6 км/c
Доля топлива в массе ~ 55%
Масса посадочного аппарата ~2100 кг (ПА “Зонда”)
Масса агрегатного отсека ~900 кг (Тут я допускаю некоторую вольность - у “Союза” то ~2800 кг)
Масса взлетной ступени (двигатель, баки и т.д. используются и при посадке)- 1000 кг
Топливо ~4900 кг
Итого – 8900 кг.
Эту махину надо еще посадить на Луну
Скорость для спуска с орбиты на поверхность - 1,7 км/c
Доля топлива в массе ~ 40 %
Топливо ~ 5950 кг
Итого -14850 кг + амортизаторы посадочные и т.д.
Получаем - 15 т
На ионный разгонный блок остается – 7 т
Значит, чтобы всю связку кинуть к Луне, а потом выйти на ее орбиту нужно – 4,3 км/c
Возьмем электрический двигатель – скорость истечения – 30 км/c
Доля топлива - 13,4% Тогда масса топлива - 3т
Остается 4 тонны на конструкцию разгонного блока…
Вроде все сходится.

Теперь что касается ЛК
Скорость для посадки – 2,6 км/c
Топливо - НДМГ+АТ – скорость истечения ~3.3 км/c
Доля топлива в массе ~ 55%
Кабина для трех космонавтов – БО “Союза” – 1300 кг
Агрегатный отсек – 900 кг.
Посадочные опоры, двигатели, баки – 600 кг
Топливо – 3430 кг
Итого – 6230 кг –округлим до 6500 кг
6500 кг нужно кинуть к Луне – для этого скорость – 3,2 км/c
Используем кислородно водородный разгонный блок скорость истечения - 4,4 км/c
Доля топлива в массе ~ 52 %
Системы разгонного блока ДУ, баки и т.д – 3000 кг.
Топливо – 10300 кг
Итого – 19800 кг

Вроде все сходится….хотя я быстро прикидывал, мог и ошибиться

Да нет, спорить можно и качественно... только грамотно .

Проблема 1. Лететь в Луне в одном БО Союза по крайней мере трём космонавтам трудно. Очень...

Проблема 2. Нет "права на ошибку" - после старта с околоземной орбиты можно вернуться (выжить) только с использованием корабля на Луне. То есть, и сесть надо обязательно, и причём рядом со взлётным кораблём...

Проблема 3. Топливо должно храниться в течение полугода-года, пока ионники тащат взлётный корабль к Луне. У Союза, напомню, срок хранения на орбите полгода.

Проблема 4. Ионники раскручивают орбиту до совсем не гомановской - и потери будут велики. Топлива понадобится больше.

Проблема 5. В чём, собственно, идея - в использовании двух Протонов или в минимизации массы? Если второе, то можно рассчитывать однопусковую схему с одним разгонным блоком, не привязываясь к РН. Если второе, то зачем? Использовать существующее оборудование - но здесь используются только Протоны. Всё остальное новое...

Проблема 6. Союз рассчитан на нескольку суток автономного полёта - скажем, до станции он идёт вроде не больше 3 суток. А тут нужно лететь к Луне, имея дополнительные средства связи, энергетики, лунные скафандры с кислородом... Это всё масса.

Проблема 7. Запасы. Лунный корабль американцев имел ХС примерно 4,7 км/c - при том, что ему надо было всего лишь сесть и взлететь. А тут - 4,3 км/с на возврат с Луны... Или - УИ движка Бриза-М - хороший довольно движок - имеет импульс 3196 м/с, кажется. А тут считается 3300... "За сто метров в секунду УИ ЖРДист может убить..."

http://www.astronautix.com/craft/apollolm.htm

Пока хватит. Основная проблема, системная, мне кажется - недоучёт массы. Человек весит 100 кг, со скафандром, ну 200 - казалось бы - выводим Союзом 7 тонн, это 35 крат - с таким массовым совершенством можно облететь Солнечную систему... Однако понадобится столько и таких систем, что масса возрастёт, скажем так, весьма - а с ней и потребная масса топлива. Запасы, запасы... по ХС, по прочности - а значит, массе, для коррекций, для вспомогательных - но очень нужных - систем...

Не очень много чисел, но ведь можно и так?

Сорри стормозил ;((
Действительно потери большие будут... и не 4,3 км/c а 8..10
Надо в проге Ratman`а считать !

На ионный разгонный блок остается – 7 т
Значит, чтобы всю связку кинуть к Луне, а потом выйти на ее орбиту нужно – 10 км/c (возможно слишком круто)
Возьмем электрический двигатель – скорость истечения – 30 км/c
Доля топлива - 28,4% Тогда масса топлива - 6,25 т :((
Остается 0,75 тонны на конструкцию разгонного блока…
Надо или уменьшать массу корабля Луна – Земля или переходить на трех Протонную схему. Обыдно….

Lin, 15.11.2003 21:30:26:

На ионный разгонный блок остается – 7 т
Значит, чтобы всю связку кинуть к Луне, а потом выйти на ее орбиту нужно – 4,3 км/c

 

Только для того, чтобы с LEO на ионном двигателе оказаться в сфере действия Луны (без учета ее гравитации), потребуется характеристическая скорость миссии не меньше 6.65 км/с, см. http://synerjetics.ru/article/sm_trust.htm

10 - это уже перебор. Полная характеристическая скорость составит в этом случае около 7.9 км/с.

Лин, основная проблема - не в ионнике, а в общих массах. Ты слишком оптимистично закладываешь потребные массы.

Да, а то ночью фантазия рисует и совсем экстремальные варианты.
Вроде одного космонавта в скафандре и с параконусом для входа в атмосферу…
Этот бедный космонавт стоит на баках и двигателе У Вейда картинка есть – спасатель для лунных миссий, чтобы при повреждении ЛК с Луны стартовать.
Система управления – пару компов И датчики ускорения.
Все это установлено на лунном посадочном блоке.
А тот в свою очередь на кислородно водородном разгонном…

Такой космический экстрим – одним “Протоном” на Луну
Для смертников…. Хотя, скорее всего, массы не хватит.

А ионник с чего питатся будет, а?

Streamflow, с круговой траекторией понятно, но возникает вопрос, что если разгонятся по элипсу как например это делает сейчас SMART-1, не получится ли дешевле?
А если разгонятся только по уходящей дуге?

bat, плиз, распиши здесь характеристические скорости необходимые на всех участках полёта на Луну и обратно.

http://airbase.ru/forums/index.php?showtop...indpost&p=92898

bat, 18.11.2003 13:08:13:

эх... наивные албанские юноши

 

Скорее уж, алабамские

Whitefox, 18.11.2003 19:14:49:

Streamflow, с круговой траекторией понятно, но возникает вопрос, что если разгонятся по элипсу как например это делает сейчас SMART-1, не получится ли дешевле?
А если разгонятся только по уходящей дуге?

 

А дальше? Вы же, вроде, на Луну собрались?

avmich, там про пропосадочный модуль ничего нет, а это собственно больше всего интересует. Посадочный импульс, взлётный, расход на боковые манёвры. Особенно последнее.

Я не претендую не в коем разе на проект…
Говорю же сон приснился…:) решил посчитать…
Действительно как минимум три “Протона М” надо !
На двух надо так ужиматься, что уже экстрим получается какой - то.
Насчет вопроса Dem_anywhere – “А ионник с чего питатся будет, а?”
Как я себе, когда то, представлял лунную транспортную систему (многоразовую) – можно понять из сайта http://lin.narod.ru

Форум НК читал всегда с большим удовольствием
И про лунную экспедицию конечно тоже.

По поводу различных траекторий разгона. В программе Ratman`а (большое ему спасибо) можно погонять варианты. Действительно если разгоняться по эллипсу (включая ЭРД только у перигея) будет экономия скорости. Но время вырастит в разы Кстати эллипс в любом случае получается если корабь запитывается от СБ, так как в тени двигатели не работают.
С эллипса к Луне можно перейти уже с помощью ЖРД.

Whitefox, http://astronautix.com/craft/apollolm.htm .

Unit Price $ : 50.00 million. Craft.Crew Size: 2. Total Length: 6.37 m. Maximum Diameter: 4.27 m. Total Habitable Volume: 6.65 m3. Total Mass: 14,696 kg. Total Propellants: 10,523 kg. Primary Engine Thrust: 4,491 kgf. Main Engine Propellants: N2O4/UDMH. Main Engine Isp: 311 sec. Total spacecraft delta v: 4,700 m/s. Electric System: 50.00 total kWh. Electrical System: Batteries.

    * Module: Ascent Stage. Modules.Crew Size: 2. Length: 3.54 m. Basic Diameter: 4.27 m. Max Diameter: 4.27 m. Habitable Volume: 6.65 m3. Overall Mass: 4,547 kg. Crew mass: 144 kg. Propellants: 2,358 kg. RCS Coarse No x Thrust: 16 X45kgf. RCS Propellants: N2O4/UDMH. RCS Isp: 290 sec. Maneuver System Thrust: 1,588 kgf. Maneuver System Propellants: N2O4/UDMH. Maneuver System Isp: 311 sec. Maneuver system delta v: 2,220 m/s. Electric System: 17.0 kWh. Electric system type: Batteries. Battery: 800.0 Ah.

    * Module: Descent Stage. Length: 2.83 m. Basic Diameter: 4.21 m. Max Diameter: 9.37 m. Overall Mass: 10,149 kg. Propellants: 8,165 kg. Maneuver System Thrust: 4,491 kgf. Maneuver System Propellants: N2O4/UDMH. Maneuver System Isp: 311 sec. Maneuver system delta v: 2,470 m/s. Electric System: 33.0 kWh. Electric system type: Batteries. Battery: 1,600.0 Ah.

---

То есть, суммарная ХС - 4700 м/с только на взлёт-посадку (и ещё астронавты жаловались, что нет времени выбрать как следует площадку...)

А дальше? Вы же, вроде, на Луну собрались?

 

Streamflow, что дальше? Не понимаю вашего ехидства. Вполне логичный вопрос.

В вашем материале говорится что при отклонении траектории от круговой возрастает погрешность формулы, вопрос в какую сторону, увеличения или уменьшения необходимой характеристической скорости.

>Действительно как минимум три “Протона М” надо !

Летом, на сайте НК, довольно подробно рассчитывался вариант с 4 Протонами. Два выводили разгонные блоки (водородные), один - лунный модуль, один - разгонник с Союзом. Сборка двух связок - по одному водородному разгонному блоку в каждой - на околоземной орбите. Две связки летели на Луну раздельно (и в разное время - космонавты сидели на Земле, пока лунный корабль выходил на окололунную орбиту). Потом связка с Союзом стыковалась с лунным модулем на окололунной орбите и переливала примерно тонну топлива в лунный модуль. Числа тоже брались довольно оптимистичные... но, возможно, достижимые . Если хочется, можно пересчитать . Там нового оборудования было - полностью, с нуля, лунный модуль, затем гибрид Союза с Бризом-М, затем водородные разгонники - что-то среднее между КВРБ и 12КРБ...