Возвращение Америки на Луну

Соврал, ЯРД с земли стартовать не сможет, да и с Марса тоже, поэтому одна из концепций полета на Марс выглядит так.

Полет экипажа из 6 человек будет состоять из 4-х запусков (трех беспилотных и одного пилотируемого).
1-й запуск (216т на LEO) - вывод на марсианскую орбиту возвращаемого модуля.
2-й запуск (216т на LEO)- даставка на поверхность марса незаправленного стартового модуля содержащего на борту запас водорода, ядерную энергетичекую установку и устройства для выработки метана и кислорода из марсианского углекислого газа и привезенного водорода. Метан и кислород будут служить топливом для старта с поверхности марса
3-й запуск (204т на LEO) - доставка на поверхность марса исследовательской аппаратуры и средств передвижения по поверхности.
4-й запуск (212т на LEO) - Доставка жилого модуля и людей (после удачного выполнения всех предыдущих этапов).

Предлагается провести серию из 6-ти таких экспедиций.

Старт с Земли требует создание ракетоносителя способного вывести на LEO 240т полезной нагрузки. Возможные варианты создания такого ракетоносиля, предполагают.
1. Модификацию ракетоносителя Энергия.
2. Модификацию системы запуска Спейс Шатл.
3. Модификацию ракетоносителя Сатурн-5.
4 Создание двигателя первой ступени более мощного чем F-1, второй ступени более мощного чем J-2, и ракетоносителя на их основе.

Для перелета с LEO на марс будут использованы ЯРД c удельным импульсом 900-950 сек. Переход на марсианскую орбиту и посадка будут осуществлятся за счет аэродинамического торможения. Поскольку требуется высокая точность посадки, предполагается промежуточный выход на марсианскую круговую орбиту
Марсианский возвращаемый модуль будет также использовать ЯРД, и LH в качестве рабочего тела. Время его пребывания на орбите марса будет составлять около 4-х лет. Для предотвращения выкипания водорода предполагается оборудовать этот модуль состемой активного охлаждения и солнечными батареями общей мощностью 30 кВт.
Хранение жидкого водорода на Марсианской орбите в течении 4-х лет один из критических моментов миссии.

Что касается носителя, то ИМХО тут самый перспективный вариант - SIC с двигателями РД-170, stretched SIIC с SSME или РД-0120 и третья ступень, аналогичная SIIC, чуть меньших размеров, с 5x водородными двигателями с очень высоким Isp, 470-480 сек. Если посчитать, но варианты выводящие тонн 200 вполне реальны, может быть и немного больше.

>KBOB
> Соврал, ЯРД с земли стартовать не сможет, да и с Марса тоже, поэтому одна >из концепций полета на Марс выглядит так.

     А чья концепция-то? Какая-нибудь публикация AIAA?
     В принципе, с Марса ЯРД стартовать смог бы, тяги можно вытянуть на нужный уровень. В принципе (но это уж совсем в принципе), даже о старте на ГФЯРДе с Земли в конце 80-х у нас поговаривали, на волне оптимизма (и в начале 60-х - еще не особо разобравшись)... Но ничем особо эти разговоры подкреплены не были, и такая возможность остаётся весьма туманной и дальней перспективой.
     И зачем делать спецноситель для вывода 240 тонн, не проще ли взять "Энергию" на 100, и сделать больше запусков?

>Для перелета с LEO на марс будут использованы ЯРД c удельным импульсом 900-950 сек.

     Паршивенький какой-то импульс... Очевидно, рассматривается ТФЯРД, по-моему, морально устаревший еще в колыбели. И странно, что для начального разгона не предлагается мощный ЖРД - тяга у ЯРДа наверняка намного меньше.

>Зомби Постороннего
>Ну уж и любая...

      Практически любая, т.к. систем для доставки больших масс на такие расстояние еще не создавалось и не испытывалось.

Kotov, 16.01.2004 13:38:16:

Кроме того, для чего они (шаттлы и Бураны) предназанчались -

Советский многоразовый орбитальный корабль "Буран" (11Ф35)

// www.buran.ru

 

, ни на что другое переквалификация не может быть эффективной.

 

из Вашего линка:
"БУРАН" - Предназначен для ... доставки модулей и персонала для сборки на орбите крупногабаритных сооружений и межпланетных комплексов;

KBOB, 18.01.2004 12:03:49:

А. ЯРД с земли стартовать не сможет, да и с Марса тоже.

Б. Старт с Земли требует создание ракетоносителя способного вывести на LEO 240т полезной нагрузки. Возможные варианты создания такого ракетоносиля, предполагают.
1. Модификацию ракетоносителя Энергия.
2. Модификацию системы запуска Спейс Шатл.
3. Модификацию ракетоносителя Сатурн-5.
4 Создание двигателя первой ступени более мощного чем F-1, второй ступени более мощного чем J-2, и ракетоносителя на их основе.

В. Марсианский возвращаемый модуль будет также использовать ЯРД, и LH в качестве рабочего тела. Время его пребывания на орбите марса будет составлять около 4-х лет. Для предотвращения выкипания водорода предполагается оборудовать этот модуль состемой активного охлаждения и солнечными батареями общей мощностью 30 кВт. Хранение жидкого водорода на Марсианской орбите в течении 4-х лет один из критических моментов миссии.

 

А. КК с ЯРД спокойно может стартовать с поверхности Марса (да и с Земли тоже). Тяга достаточная.

Б.
1. Модификацию ракетоносителя Энергия = РН "Вулкан"
3. Модификацию Сатурн-5 = т. 4 - одно и тоже. Но делать не будут.
2. Модификацию системы запуска Спейс Шатл. Смотри у Вейда РН "АRES" ! Правда ПН = 130 тонн, но сделаем больше запусков и все.

В. Вот это мне очень интересно! Хранение жидкого водорода в течении 4-х лет! Это важно не только для Марса. Ссылочку можно?

>>>И зачем делать спецноситель для вывода 240 тонн, не проще ли взять "Энергию" на 100, и сделать больше запусков?


   Господи, где ж взять-то ее? Ну, не можем мы сделать "Энергию": некому делать - нет квалифицированных рабоичих, нарушены связи (в т.ч. с союзными странами БЗ) - нет нужных комплектующих. Не уверен, что вообще тех. документацию смогли сохранить. Да и старт на Байконуре с МИКом накрылись бетнными блоками (вместе с "Бураном"). В этом году будет за смехотворную сумму приватизировано КБ в Воронеже, где создавались и производились наши кислородно-водородные движки. То, что сумма, на которую будут выпущены акции очень мала - несколько млн. зеленых, говорит о том, что КБ практически разгромлено... Приватизация его добьет.

ТФЯРД, конечно, устаревший, но у него есть большое достоинство - он испытан, по крайней мере, в виде РД-0410.
Опять же, опыт испытаний РД-0410 показывает, что ТФЯРД может стартовать с Земли, заражение при этом вполне терпимое - один-два старта в год космодром выдерживает (у РД-0410 испытания были чаще, но для первой ступени движок нужен на порядок мощнее).

Полет на марс

находил тоже самое в pdf-е но ссылку куда-то потерял.

И зачем делать спецноситель для вывода 240 тонн, не проще ли взять "Энергию" на 100, и сделать больше запусков?

 

Я сам непонял почему не проще, вывести на орбиту отдельно полезную нагрузку, пустой топливный бак + ЯРД, запас водорода (всего три запуска). Объясняют, что при перекачке топлива большие потери на испарение.

Тогда уж лучше ПН, ЯРД, топливный бак с водородом (уже не пустой, перекачивать не нужно)

Fakir, 18.01.2004 15:22:54:

>KBOB
> Соврал, ЯРД с земли стартовать не сможет, да и с Марса тоже, поэтому одна >из концепций полета на Марс выглядит так.

     А чья концепция-то? Какая-нибудь публикация AIAA?
     В принципе, с Марса ЯРД стартовать смог бы, тяги можно вытянуть на нужный уровень. В принципе (но это уж совсем в принципе), даже о старте на ГФЯРДе с Земли в конце 80-х у нас поговаривали, на волне оптимизма (и в начале 60-х - еще не особо разобравшись)... Но ничем особо эти разговоры подкреплены не были, и такая возможность остаётся весьма туманной и дальней перспективой.
     И зачем делать спецноситель для вывода 240 тонн, не проще ли взять "Энергию" на 100, и сделать больше запусков?

>Для перелета с LEO на марс будут использованы ЯРД c удельным импульсом 900-950 сек.

     Паршивенький какой-то импульс... Очевидно, рассматривается ТФЯРД, по-моему, морально устаревший еще в колыбели. И странно, что для начального разгона не предлагается мощный ЖРД - тяга у ЯРДа наверняка намного меньше.

>Зомби Постороннего
>Ну уж и любая...

      Практически любая, т.к. систем для доставки больших масс на такие расстояние еще не создавалось и не испытывалось.

 

Тогда наверное вы сможете мне обьяснить как такая штука работает
http://www.inspi.ufl.edu/research/gcr/index.html

А! VASIMR! Это... ну, грубо говоря это резонансный генератор для нагрева, ионизации и ускорения водорода. Не помню только, это ионный или все-таки тепловой двигатель... или какой-то гибрид. При этом нагрев не контактный, а излучением, поэтому стенки могут быть (и есть ) холоднее рабочего тела. А в ТФЯРД нагрев контактный. Минусы и плюсы понятны - не 100% КПД генератора, соответственно нужны радиаторы для ядерного реактора. С другой стороны, значительно бОльшая температура и УИ... более того, можно варьировать соотношение УИ и тяги, подавая больше или меньше рабочего тела.

Кстати, а кок оно будет выглядеть?
На земной орбите похоже нету смысла станцию держать.
А как насчет лунной орбиты? Многоразовый ЛК и все такое...
В 1992 году НАСА разработало (и отказалось в свете МКС) проект базы без всяких мазершипов на лунной орбите. Но носитель на 260т требовался.
тут вот можно почитать


Судя по всему, теперь будут ориентироваться на модули весом 25-26 тонн на ЛЕО.
Какой оптимальный вариант при этом?

А, постепенно приходят к вариантам, обсосанным тут уже неоднократно - не делая ничего нового, летать на Луну на всём (почти) уже готовом...

Вот гляньте . Имея примерно протоновскую ПН на околоземной орбите, можно, теоретически, летать к окололунной орбите и обратно пилотируемым кораблём. Принятые допущения - что сейчас технология такова, что РБ можно делать с массовым совершенством 10 (т.е. масса заправленного к массе пустого). 22 тонны у Земли - 11 тонн водород-кислорода на разгон к Луне, тонна водородного РБ - долой; к Луне идёт 10 тонн. Торможение/разгон у Луны - 5 тонн долгохранимого топлива, 500 кг РБ - долой; остаётся 4500 кг - что примерно равно (с точностью расчёта) массе СА + ОО КК Союз.

Получается, нужна постоянная база на лунной орбите и многоразовые ЛК?

А что? При планируемых масштабах это вполне нормальные вещи, мне кажется... Ещё, существенно, нужны автоматические заправщики - возможно, даже на ионной тяге. Возить долгохранимый керосин к лунной орбите (кислород делать на Луне).

Насколько я понял, к Луне можно доставить за раз 7т невозвращаемых (модуль орбитальной базы и тд). А сколько можно посадить на Луну невозвращаемого? (я в этой механике не очень то разбираюсь, сорри )

7т маловато, как ни крути.
Наверно есть смысл орбитальную и налунную базу собирать на ЛЕО и затем отправлять. Тут уже может получиться что тяжелый носитель выгоднее разработать.
Хотябы Шаттлы-С (даже одноразовые). А если не одноразовые, то опять масса вариантов...
Нада подождать

Авмич!

Если я не ошибаюсь, запас ХС при старте с LEO входит всего 20 м/с при УИ 4,5. Помниться, меня на НК сильно пинали за такое. Правда, запасы на торможение и разгон по 350 м/с.
Я рассчитывал на КВРБ 23 т + Бризоподобный РБ вместо АО 7т + ОО с СА Союза 5,5т и брал запасы ХС не меньше 400 м/с на каждую операцию.

И еще. Массовое совершенство не 10 входит, а 12, проверь расчет.
Где б найти характеристики "индийского" РБ?

Agent, 21.01.2004 20:15:24:

Насколько я понял, к Луне можно доставить за раз 7т невозвращаемых (модуль орбитальной базы и тд). А сколько можно посадить на Луну невозвращаемого? (я в этой механике не очень то разбираюсь, сорри )

 

Строго говоря, стартуя с LEO на КВРБ, а тормозясь на ем-то долгохранимом на Луну можно сажать до 9 т (ПН+тормозная ступень)

Bell, 21.01.2004 13:13:47:

Строго говоря, стартуя с LEO на КВРБ, а тормозясь на ем-то долгохранимом на Луну можно сажать до 9 т (ПН+тормозная ступень)

 

Да не. Я хотел спросить сколько будет на поверхности Луны ПН, если ракета выводит 26т на ЛЕО. Никаких стартов с ЛЕО и стыковок на ней же. Теоретически. Без всякого конкретного железа.

Ну так и есть. Криоген. РБ на 26 т (совершенство 10)
Предел 9,5 т на Луне, минус тормозная ступень.

А, понял

Ну совсем впритык - тонны 3, запас ХС - никакой.
А без конкретного железа расчет очень условный.

Даже так слишком мало. Реактор или резервуары может и получиться так доставить.
Но жилой модуль придется собирать. На Луне или ее орбите это делать както не с руки с таких небольших модулей.
Значит нада собирать на ЛЕО. Такая себе мобильная мини МКС получается. Да еще и без Шаттлов... Тоже геморой...
ИМХО, наиболее вероятны 2 варианта
- космонавты и грузы доставляются существующими тяжелыми носителями. Но потребуется дополнительно база на орбите Луны. Ее и наземную базу доставляют, отправив в последний полет корму всех Шаттлов.
- новый носитель тонн на 200 и выше на ЛЕО. Без всяких пересадок.

То есть вариант с новым носителем все равно придется делать. Но лет на 10 позже он понадобиться.

При отправлении к Луне на водороде масса топлива равна (примерно) массе всего остального.

Из этого всего остального вычитаем массу (уже пустого) водородного РБ.

При выходе на круговую окололунную орбиту на высококипящих начальная масса (примерно) в 1,4 раза больше конечной.

При посадке на Луну с окололунной орбиты на высококипящих начальная масса (примерно) в 1,7 раза больше конечной.

Стартовая 26 - летящая к Луне 13 - 2 тонны пустой РБ (кстати, примерные параметры 12КРБ - 12,5 тонн топлива, 2200 кг сухая масса) - 7,8 тонн на окололунной - 4,6 на Луне - минус тонна (наобум) посадочной ступени - 3,6 тонн чистой ПН на поверхности Луны.

Но это с имеющимися РБ, скажем, 12КРБ и Фрегатом. Если рассуждать теоретически - то есть, скажем, массовое совершенство не 5-6, а 10, что выглядит довольно достижимым, если делать РБ заново, то результаты получше будут. Скажем, так - 26 на околоземной - 13 к Луне - 1 тонна водородный РБ - 12 "чистая" ПН к Луне - 8,5 на окололунной - 5,0 на поверхности - 0,7 тонны высококипящий РБ - вот уже 4,3 тонны "чистая" ПН на Луне.

Ещё лучше выходит, если не пытаться повторять проект Аполлон, а использовать стыковки. Ещё лучше - если использовать автоматические заправщики, на ионниках, скажем. Посадочная ступень может быть многоразовой (конечно, в первую очередь для людей), то есть её возить не надо... Схема такая - один запуск, скажем, "Ангары" кладёт сильно переделанный КК Союз на окололунную орбиту, где он стыкуется с окололунной ОС. Там топливо и лунный корабль. Полёт к Луне, на обратной дороге можно кислород захватить, если он на Луне уже добывается; если нет, то его надо с Земли подвозить. И обратный полёт к Земле. Каждый перелёт Земля-Луна - 3 дня, обратно столько же.