Выбор баллистической схемы полета на Марс

 
MD Serg Ivanov #28.04.2003 09:52
+
-
edit
 

Serg Ivanov

аксакал
★☆
Обычно рассматривается схема предусматривающая:
1. Монтаж корабля на околоземной орбите – в зависимости от применяемых на корабле двигателей масса на орбите сотни или тысячи тонн, что требует многих пусков ракет класса «Энергия» или «Сатурн-5».
2. В большинстве проектов корабль выходит на орбиту вокруг Марса, а затем на поверхность планеты опускается лишь часть полезной нагрузки – относительно небольшой посадочный аппарат.
3. На Землю возвращается небольшой спускаемый аппарат при аэродинамическом торможении
Выбор такой схемы во многом определяется недостатками двигателей – двигатели с высокой тягой имеют малую эффективность (малый удельный импульс - Уи), а двигатели с высоким удельным импульсом – малую тягу, не обеспечивающую быстрый разгон в гравитационном поле вблизи планет.
Интересно было бы определить оптимальную схему полета при использовании ядерных импульсных двигателей (типа взрыволета Сахарова) свободных от вышеуказанных недостатков. Исходя из опубликованных данных по американскому проекту «Орион» Уи такого двигателя можно принять равным 7500сек, создаваемое ускорение 3g.

Для такой системы наилучшим может оказаться максимальное использование двигателя с высоким удельным импульсом и тягой для всех изменений скорости полета, включая посадку и взлет корабля.
В свое время Сахаров предлагал в проекте ядерного взрыволета запуск двигателя после подъема корабля при помощи химических ракетных двигателей на высоту 1,0 км над поверхностью Земли.
Конечно, ни какой выброс радиации в атмосферу по сегодняшним требованиям неприемлем – ядерно-импульсный двигатель должен запускаться в космосе – так же, например, как и газо-фазный ЯРД. Т.е. на высоте более 100 км.
Подъем на такую высоту при помощи ЖРД или РДТТ требует характеристической скорости (с учетом гравитационных потерь) около 3000м/сек. Для ЖРД на керосиново-кислородном топливе (например, РД-170) соотношение стартовой массы к конечной массе = 2,7. Т.е. при стартовой массе в 2700т (меньше чем у «Сатурн-5») в космос может быть поднята масса в 1000т. Если принять сухую массу подъемной химической ступени в 200т, то горизонтальный разгон в космосе до 8000м/сек, начинает аппарат массой 800т. При УИ=7500сек полезный груз на околоземной орбите 717т. В пять раз больше чем у «Сатурн-5»!
В целях безопасности трасса выведения должна проходить над труднодоступными малонаселенными районами или океаном. Кроме того, запуск ядерно-импульсного двигателя должен производиться вдали от плоскости экватора вне зоны так называемой «геомагнитной ловушки» заряженных частиц, что бы избежать появления искусственных поясов радиации вокруг Земли. Т.е. севернее или южнее 60 параллели.
Подходящим может быть космодром Плесецк с запуском на северо-восток. Трасса выведения пройдет над северным Уралом, Таймыром, Восточной Сибирью, пересечет Камчатку и далее над глубоководными районами Тихого океана. Конструкция топливных ядерных зарядов должна иметь теплозащитное покрытие и небольшой парашют, чтобы в случае аварии обеспечить их безопасный спуск на Землю.
Экипаж (4-5 человек) при старте находится в двух расположенных рядом в носовой части под общим обтекателем спускаемых аппаратов типа «Союз». Эти СА испытаны при входе в атмосферу со второй космической скоростью при полетах «Зонд 5-7». Вход в СА - через общий орбитальный отсек, соединенный боковыми тоннелями с остальной частью корабля.
В случае аварии на начальном участке полета головной обтекатель вместе с обеими СА отбрасывается системой аварийного спасения.
Полет производится по траектории «безостановочного облета» Марса. В случае отказа основного двигателя и невозможности выйти на орбиту вокруг Марса, корабль возвращается на Землю после облета планеты примерно через 700 суток. При этом коррекция траектории производится вспомогательными ЖРД.
Такая траектория требует начальной геоцентрической скорости, порядка 12500м/сек. Т.е. разгонный импульс схода с околоземной орбиты в 4500 м/сек. Масса корабля после выхода на траекторию полета к Марсу составит 674 тонны.
Энергопитание корабля производится от двух жестких выдвижных панелей солнечных батарей размером 10х12м расположенных в районе магазинов топливных зарядов (propellant magazines). Перед включением основного двигателя панели втягиваются между магазинами. Такое расположение (ребром к двигателю-источнику радиации) минимизирует радиационное повреждения полупроводниковых элементов и увеличивает стойкость конструкции к перегрузке при работе двигателя. Ориентация солнечных батарей на Солнце производится путем закрутки корабля вокруг поперечной оси перпендикулярной плоскости батарей (как у «Союза»).
Жизнеобеспечение экипажа производится системой аналогичной системе станции «Мир». Т.е. полная регенерация воды и снабжение кислородом и пищей из запасов. Если принять, что одному человеку в сутки требуется 1кг (брутто) сублимированной (сиречь обезвоженной) пищи и 4кг регенерационных патронов на основе кислородосодержащих веществ, то экипажу на 1000 суток (три года) потребуется 25 тонн запасов. Штатная продолжительность экспедиции около двух лет – траектория возращения несимметрична траектории прибытия. Но в случае невозможности своевременного старта с Марса запас жизнеобеспечения на лишний год позволит вернуться по гомановской траектории.
Окрестности Марса достигаются примерно через130 суток после старта. Корабль переходит на низкую орбиту, что при выбранной траектории требует ХС, порядка 5000м/сек. Масса корабля после выхода на орбиту =630тонн. Общее время нахождения в районе Марса – несколько месяцев. После обследования Фобоса и Деймоса, выбора с орбиты места посадки ВЕСЬ корабль совершает посадку. Действительно, весь корабль рассчитан на 3g и защищен с кормы плитой с абляционным покрытием. Топливные ядерные заряды также покрыты теплозащитой по вышеизложенным причинам.
Ракетное торможение при спуске с высокой орбиты потребует, примерно 5000м/сек ХС. Такое торможение состоит из нескольких этапов с целью проверки работы импульсного ядерного двигателя в атмосфере Марса на различных высотах (метод «тормозных эллипсов») – энергетически при этом ничего не теряется. На каждом витке после выхода из атмосферы можно осмотреть теплозащитный экран и прочие элементы конструкции - по результатам анализа состояния корабля принять решение на продолжение спуска или отказа от посадки. Окончательно скорость гасится в перигее на высоте 1000м над точкой посадки. Масса корабля после торможения составит 587т.
Далее аппарат в горизонтальном положении совершает спуск со средней скоростью 10м/сек при помощи ЖРД на долго хранимых компонентах топлива. Управление кораблем при спуске производится космонавтами из орбитального отсека на носу корабля с визуальным уточнением места посадки. Такой спуск в течение 100сек в условиях марсианской гравитации потребует примерно 400м/сек ХС. При Уи ЖРД=325сек понадобится 70т топлива типа амил + гептил. Перед посадкой выдвигаются посадочные опоры – по 4-5 штук с каждой стороны аппарата и амортизируют удар о поверхность. Масса корабля после посадки =517т.
Взлет корабля происходит в обратном порядке – подъем при помощи химических ЖРД на высоту 1000м, (что требует примерно ХС=100м/сек и 15т топлива) и горизонтальный разгон ядерным двигателем до скорости обеспечивающей возвращение на Землю (9000м/сек) с попутным облетом Венеры для уменьшения скорости входа в атмосферу Земли. Масса корабля после выхода на траекторию возвращения =430т. При 100 тонной полезной нагрузке, на конструкцию, радиационную защиту и т.п. остается 330т. При подлете к Земле опять включается импульсный ядерный двигатель и остаток зарядов (весь резерв топлива) тратится на торможение перед входом в атмосферу. Космонавты совершают посадку в двух спускаемых аппаратах (по типу траектории «Зонд-7») с двумя погружениями в атмосферу, остальная конструкция аппарата падает в Индийский океан.
Общая характеристическая скорость экспедиции, обеспечиваемая основным двигателем составит:
8000+4500+5000+5000+9000+1500(резерв)=33000м/сек. При приращении скорости на один импульс в 30м/сек, потребуется 1100 ядерных зарядов. Стоимость одного заряда примерно $1000`000. Общая стоимость топлива 1 миллиард 100 миллионов. Стоимость самого корабля будет примерно равна стоимости современной атомной подводной лодки. Со стартовой ступенью еще на миллиард потянет.
На Экспедиция на Марс: миссия невыполнима? пишут: «Ожидается, что стоимость экспедиции составит около двадцати миллиардов долларов. Причём, Россия в состоянии покрыть лишь менее трети этой суммы».
По вышеизложенной схеме, за 5,0гигабаксов Россия сама могла бы осуществить свою миссию на Марс.
Договор о запрещении ядерных испытаний допускает мирное использование ядерных взрывов.
Старт взрыволета с Марса – посадочные опоры и взлетные ЖРД сброшены:

Трехмерная модель взрыволета
 

Aurum

опытный

Выгодно ли лететь на Марс через Луну, используя её как гравитационную рогатку или скорее пращи? (или как называется такой способ ускорения КА за счёт гравитационного притяжения массивного гравитирующего объекта).

Сам принцип гравитационной пращи няз позволяет сообщить КА довольно большое ускорение (см Вояджеры), которое в принципе зависит только от точности прицеливания. Конечно плоскости орбиты сильно не совпадают, но поперечную составляющую можно компенсировать опять же прицеливанием и коррекцией орбиты. Вероятно можно подобрать наивыгоднейшие сочетания движений Марса и Луны.
Возможно ли за счёт этого метода получить энергетическую и временную выгоду?
 23.023.0
+
-
edit
 

Полл

литератор
★★★★☆
Aurum> Выгодно ли лететь на Марс через Луну, используя её как гравитационную рогатку или скорее пращи? (или как называется такой способ ускорения КА за счёт гравитационного притяжения массивного гравитирующего объекта).
Маневр гравитационного ускорения.
Можно. Мне попадалась схема полета к Марсу с гравитационным маневром возле Луны и Венеры.

Aurum> Возможно ли за счёт этого метода получить энергетическую и временную выгоду?
Можно. Вопрос в стартовых окнах, при которых этот метод применим.
 
+
-
edit
 

Aurum

опытный

Полл> Можно. Мне попадалась схема полета к Марсу с гравитационным маневром возле Луны и Венеры.
Вот это то что и мне пришло недавно в голову. Очень интересно было бы посмотреть на такую схему. И таки вопрос какую выгоду можно получить и что собственно мешает?

Правда раскинув умишком, подумал что всё ж лететь на Марс через Венеру уж очень не хотелось бы, далековато ;) Или у одной Луны гравитации не хватит?

Полл> Можно. Вопрос в стартовых окнах, при которых этот метод применим.
Понятно что если стыковать сюда ещё и Венерское ускорение, уж очень редкими наверное будут такие окна.
 23.023.0
+
-
edit
 

Полл

литератор
★★★★☆
Aurum> Вот это то что и мне пришло недавно в голову. Очень интересно было бы посмотреть на такую схему. И таки вопрос какую выгоду можно получить и что собственно мешает?
Выгода в запасе Характеристической скорости, необходимой для перелета космическому аппарату.
Недостаток во времени перелета, при использовании таких схем он как правило весьма долгий получается. Правда, если мы летим к Плутону или Урану, то тут попутное ускорение на Юпитере или Сатурне серьезно сократит время полета.

Aurum> Правда раскинув умишком, подумал что всё ж лететь на Марс через Венеру уж очень не хотелось бы, далековато ;) Или у одной Луны гравитации не хватит?
Прибавка от Луны мала. Чем массивнее планета, возле которой совершается гравиманевр, тем больше изменение скорости от него.
 
+
-
edit
 

Aurum

опытный

Полл> Выгода в запасе Характеристической скорости, необходимой для перелета космическому аппарату.
Ну так это-то понятно. Вопрос - сколько? На сколько можно сократить старт. массу и на сколько поднять полезную?

Опять же, может быть для Марсианских миссий лунная "гравицапа" не используется потому что Луной тупо бросили заниматься?

Полл> Недостаток во времени перелета, при использовании таких схем он как правило весьма долгий получается.

Полл> Правда, если мы летим к Плутону или Урану, то тут попутное ускорение на Юпитере или Сатурне серьезно сократит время полета.
Ну это к Марсу не относится. Там вообще надо "парада планет" ждать. Такая оказия раз в ~200 лет случается (из фильма про Вояджеры)

Aurum>> Правда раскинув умишком, подумал что всё ж лететь на Марс через Венеру уж очень не хотелось бы, далековато ;) Или у одной Луны гравитации не хватит?
Так там не только сама масса, но ещё и на сколько можно к ней близко подлететь. А к луне можно подлететь хоть на 10 км - ничего не мешает. Атмосферы нет, в отличии от Венеры и т.п. Ну и близко она, целится легче, если чо - подправить траекторию ;)
 23.023.0
+
-
edit
 

Полл

литератор
★★★★☆
Aurum> Ну так это-то понятно. Вопрос - сколько? На сколько можно сократить старт. массу и на сколько поднять полезную?
Считать нужно для конкретного случая и конкретной траектории. Многое зависит от времени перелета.

Aurum> Опять же, может быть для Марсианских миссий лунная "гравицапа" не используется потому что Луной тупо бросили заниматься?
Нет. Юпитером, Сатурном и Ураном во времена запуска "Вояджеров" еще не занимались, что не помешало их использовать.

Aurum> Ну это к Марсу не относится. Там вообще надо "парада планет" ждать. Такая оказия раз в ~200 лет случается (из фильма про Вояджеры)
"Парад планет" позволил использовать для гравиманевра все планеты–гиганты Солнечной системы.
"Новые горизонты", к примеру, летящий к Плутону, проведет только один гравиманевр, возле Юпитера.

Aurum> Так там не только сама масса, но ещё и на сколько можно к ней близко подлететь.
В основном имеет значение как раз масса. Наибольшее ускорение те же "Вояджеры" получили при пролетах Юпитера. Несмотря на то, что атмосфера Юпитера самая протяженная в Солнечной системе.

Aurum> Ну и близко она, целится легче, если чо - подправить траекторию ;)
"Вояджер 1" справился, на технологиях 70гг, с гравиманеврами возле Юпитера, Сатурна, Нептуна, Урана.
 
+
+1
-
edit
 

Fakir

BlueSkyDreamer
★★★★☆
Aurum> Выгодно ли лететь на Марс через Луну, используя её как гравитационную рогатку или скорее пращи?

Практически достаточно значимой выгоды нет. В принципе можно за сч. гравиманёвра получить некоторое приращение скорости, но оно в данном случае невелико - т.к. максимально возможное приращение модуля скорости при гравманёвре ЕМНИС равно половине орбитальной скорости планеты, вокруг которой совершается манёвр, что в случае Луны даст нам максимум что-то около 0,5 км/с - подумать о таком варианте можно, но выгода с учётом усложнения траектории вряд ли значительна.

Гравитационный маневр у луны при межпланетных перелетах космичесого аппарата с малой тягой

Московский авиационный институт (государственный технический университет) — традиции, инновации, достижения // www.mai.ru
 
 3.0.153.0.15
+
-
edit
 

Fakir

BlueSkyDreamer
★★★★☆
Aurum>> Так там не только сама масса, но ещё и на сколько можно к ней близко подлететь.
Полл> В основном имеет значение как раз масса.

И масса, и "насколько близко можно" - чем ближе можно пройти к центру массы, тем больше приращение.
Но это всё для "модуля изменения скорости", т.е. для "проворачивания" вектора скорости КА.
А абсолютное приращение скорости в гелиоцентрической системе отсчёта зависит от орбитальной скорости планеты.
Таблички, что приводят в Вики, говорят именно о "провороте" - эти вещи надо различать.
http://www.balancer.ru/_cg/_st/org/w/wikipedia/aHR0cDovL3J1Lndpa2lwZWRpYS5vcmcvd2lraS_D8ODi6PLg9uju7e376V_s4O244vA=-400x300.png [can't get icon's size]

Гравитационный манёвр — Википедия

Гравитационный манёвр — разгон, замедление или изменение направления полёта космического аппарата под действием гравитационных полей небесных тел. Обычно используется для экономии топлива и дополнительного разгона автоматических межпланетных станций при полётах к дальним планетам Солнечной системы. Рассмотрим траекторию космического аппарата, пролетающего вблизи какого-нибудь большого небесного тела, например, Юпитера. В начальном приближении мы можем пренебречь действием на космический аппарат гравитационных сил от других небесных тел. // Дальше — ru.wikipedia.org
 

Гравитационные маневры, траектория движения космических аппаратов

Гравитационные маневры     Со времен Кеплера и Ньютона астрономам известно, что в поле тяготения массивного центрального тела движение происходит по классическим траекториям — эллипсам, параболам и гиперболам. Однако современные космические трассы часто сильно отличаются от классических. И порой только благодаря изощренной фантазии навигаторов удается найти нестандартные решения, позволяющие осуществить, казалось бы, невыполнимые космические проекты.     В начале XX века, когда принципиальная выполнимость космических полетов была научно обоснована, появились первые соображения об их возможных траекториях. // Дальше — galspace.spb.ru
 
Здесь внимательный читатель может заметить, что аппарат, ускорившись гравитацией планеты, ею же и тормозится после сближения с небесным телом и что в результате никакого ускорения не будет. Действительно, скорость относительно планеты, используемой в качестве «гравитационной пращи», не изменится по модулю. Но она поменяет направление! А в гелиоцентрической (связанной с Солнцем) системе отсчета окажется, что скорость меняется не только по направлению, но и по величине, поскольку складывается из скорости аппарата относительно планеты и, по крайней мере частично, скорости самой планеты относительно Солнца.
 
 3.0.153.0.15
+
-
edit
 

Wyvern-2

координатор
★★★★★
А почему не через Венеру? ЖР
Кроме того, если аппарат имеет двигательную систему запитываемую от СБ, те же ЭРД, то еще и не малый выигрыш в массе....
Жизнь коротка, путь искусства долог, удобный случай мимолетен, опыт обманчив.... Ἱπποκράτης  22.022.0

Aurum

опытный

Fakir> Но это всё для "модуля изменения скорости", т.е. для "проворачивания" вектора скорости КА.
Чо-то поворачивание с модулем не стыкуется
Fakir> А абсолютное приращение скорости в гелиоцентрической системе отсчёта зависит от орбитальной скорости планеты.
Ну и ладушки, у напр. Земли она не маленькая - 30 км/с

Fakir> Таблички, что приводят в Вики, говорят именно о "провороте"
Так там как раз модуль указан - км/с. А вотк как они посчитаны - не совсем понятно. Минимальное пролётное расстояние какое взято, радиус планеты?
И интересно какой будет макс. угол отклонения?

Спасибо за ссылки, именно то что надо. Картинки из Вики особенно наглядны. Также сразу понятно почему Аполлоны заходили на посадку против движения Луны по орбите.
 23.023.0
Это сообщение редактировалось 16.09.2013 в 20:31
+
-1
-
edit
 

Aurum

опытный

Wyvern-2> А почему не через Венеру? ЖР
Так уж лучше тогда после Луны ещё раз от Земли гравиметнуться.
Вообще, кажется выгода может быть довольно значительной. Весь вопрос получается в точности расчётов. Кибернетика - наше всё ;)
 23.023.0
RU Дем #23.09.2013 14:38  @Serg Ivanov#28.04.2003 09:52
+
-1
-
edit
 

Дем
Dem_anywhere

аксакал
★☆
Тут ещё такой момент - слишком много приращивать невыгодно, потом (по прилёте) тормозиться придётся.
Вот пролётные миссии - другое дело.
 24.024.0

Fakir

BlueSkyDreamer
★★★★☆
Aurum> Так уж лучше тогда после Луны ещё раз от Земли гравиметнуться.

...а потом еще раз от Луны, и снова от Земли, и опять от Луны, и... В общем, не пройдёт и полугода, как мы уже у Альфы Центавра! :F
 3.0.153.0.15
AD Реклама Google — средство выживания форумов :)
MD Serg Ivanov #23.09.2013 18:28  @Aurum#15.09.2013 17:06
+
-
edit
 

Serg Ivanov

аксакал
★☆
Aurum> Выгодно ли лететь на Марс через Луну, используя её как гравитационную рогатку или скорее пращи? (или как называется такой способ ускорения КА за счёт гравитационного притяжения массивного гравитирующего объекта).
Не выгодно. Масса Луны слишком мала для этого. У Левантовского об этом неплохо написано в его Механике космического полёта.
 29.0.1547.7629.0.1547.76

в начало страницы | новое
 
Поиск
Настройки
Твиттер сайта
Статистика
Рейтинг@Mail.ru