Ещё один сверхтяжёлый носитель

Leonar> посчитал.
Leonar> вот счеты.

Хороший пример.
А теперь считаем чисто экономически, что выведение бочки стоит не 55 млн, а хотя бы в 5 раз меньше. И тогда цены полёта к Луне становятся гораздо более щадящими.

Так вот подобного снижения цены "простого" килограмма на НОО и нужно добиться для начала.
"Простой килограмм" - это материалы: металл, батареи, СБ, топливо, газы и реагенты, вода.

Naib> Хороший пример.
Плохой пример.
Массу топлива на маневры надо считать от конца полета к началу.
Формулу Циолковского нужно преобразовывать правильно.
dV, потребную для маневра, надо брать из источника или расчетов.

Naib> А теперь считаем чисто экономически, что выведение бочки стоит не 55 млн, а хотя бы в 5 раз меньше.
Для начала надо сказать, что если у нас бочка - то это не блок баков с невырабатываемым остатком топлива, газом наддува, арматурой и несущей конструкцией, экранно-вакуумной теплоизоляцией.
И посылать к Луне и обратно многоразовый корабль при его снабжении химическим топливом с Земли пока что выглядит крайне сомнительной идеей. Особенно, если основная задача такого корабля - доставка массы к Луне.

Полл> Плохой пример.

Полл, я несильно вникал в детали. Леонар насчитал миллиард на грузовую миссию и 2 на пилотируемую. Из которых большая часть суммы - полёты бочек с топливом. Если снизить стоимость их запуска в 10 раз, то грузовой полёт к Луне обойдётся в 100 Мбаксов. А это уже совсем другие деньги. Если при более точных расчётах расход топлива получается меньше - итог выйдет ещё дешевле.

Полл> Для начала надо сказать, что если у нас бочка - то это не блок баков с невырабатываемым остатком топлива, газом наддува, арматурой и несущей конструкцией, экранно-вакуумной теплоизоляцией.

Бочка - это глыба замороженного топлива + система её ориентации на орбите для подхвата буксиром. ПН (топливо) 30 тонн, ПАО + топливо - 3-4 тонны. Пустая сбрасываемая на Землю масса - менее тонны.

Полл> И посылать к Луне и обратно многоразовый корабль при его снабжении химическим топливом с Земли пока что выглядит крайне сомнительной идеей. Особенно, если основная задача такого корабля - доставка массы к Луне.

Грузовики одноразовые, конечно. Если не будет ЯРД-а, то дешевле запустить новый грузовик с Земли.

Naib> Полл, я несильно вникал в детали.
Я сперва тоже посмотрел на исходные данные расчета, вроде верные.
Но там логика и физика расчета неверные, в результате - мрак.

Naib> Леонар насчитал миллиард на грузовую миссию и 2 на пилотируемую. ... Если при более точных расчётах расход топлива получается меньше - итог выйдет ещё дешевле.
У Леонара стартовая масса комплекса на НОО - свыше 300 т для доставки на Луну 5 т ПН.
Он использует многоразовый буксир на химическом топливе с несбрасываемыми баками, и если бы умел считать, у него получилось бы еще больше.

Naib> Бочка - это глыба замороженного топлива + система её ориентации на орбите для подхвата буксиром.
"Бочка" в таком виде имеет смысл лишь для снабжения топливом самой орбитальной станции и буксира.
Для тяжелых КА, собираемых на космодроме, имеет смысл присылать уже блоки, в случае топливных баков - заправленные. Я помню твою идею сборки мега-кораблей на орбите для доставки партий груза в сотни тонн, но для Лунного Полигона этого не требуется.

Naib> Если снизить стоимость их запуска в 10 раз, то грузовой полёт к Луне обойдётся в 100 Мбаксов.
Не думаю, что на обсуждаемом грузопотоке, порядка 1000 т на НОО, удастся снизить стоимость пуска на порядок.
Если для 8 т модуля ПН в программе удастся получить стоимость в 100 млн вместе выводом на НОО - это уже будет хороший результат.
И тогда потребное финансирование на этапе развертывания и работы Лунного Полигона - на уровне 10 млрд долларов в год.
Это бюджет НАСА.
Бюджет "Роскосмоса" за 2017 год - 3,3 млрд долларов. То есть наработав заранее запас модулей и носителей, увеличив бюджет на несколько лет, Крымский мост обошелся примерно в 2 млрд долларов в год, и эти средства были выделены в авральном порядке, справится можно будет.

Naib> Хороший пример.
Naib> А теперь считаем чисто экономически, что выведение бочки стоит не 55 млн, а хотя бы в 5 раз меньше.
И каким образом? это фантазии.
Хотя в 3 раза дешевле можно за кг пн... это применяя рн стк.

Leonar>> так цифры какие, какие цифры?
Полл> К сожалению, должен сказать, что ошибся в отношении вас.
Полл> Ни работать с источниками, ни считать вы не умеете.
Полл> В аттаче - правильный расчет маневра спуска орбитального буксира на низкую орбиту с пустым контейнером ПН, стыковка с полным контейнером ПН на ней и возврат на орбитальную станцию для высоты орбиты ОС в 350 км.
Полл> Будет желание - разберись.
К сожалению, я в вас тоже не ошибся...
Позерство ОДНО и самоутверждение.
Жаль...

Leonar> И каким образом? это фантазии.

Ага.


Leonar> Хотя в 3 раза дешевле можно за кг пн... это применяя рн стк.

Одна разработка которого обойдётся в такую дохренищу средств, что на разработку ПН ничего и не останется.

Снижение цены запуска я вижу в следующем:
1 Сверхсерийная атмосферная ступень. Одноразовая. Необслуживаемая на старте.
2 Минимальное количество двигателей на разгонной вакуумной ступени. В идеале - один мощный разгонный ЖРД + достаточно большой запас топлива.
3 Морской старт. И экватор и эколухов всяких топить в охранном периметре. И снятие ограничений на размеры ступени по транспортировке.
4 многоразовый орбитальный буксир для подхвата ступени и доставки к космопорту.
5 строго типовой запуск, оптимизированный ровно под одну орбиту и массу ПН.

Leonar>> Хотя в 3 раза дешевле можно за кг пн... это применяя рн стк.
Naib> Одна разработка которого обойдётся в такую дохренищу средств, что на разработку ПН ничего и не останется.
Ага.
Naib> Снижение цены запуска я вижу в следующем:
Naib> 1 Сверхсерийная атмосферная ступень. Одноразовая. Необслуживаемая на старте.
Naib> 2 Минимальное количество двигателей на разгонной вакуумной ступени. В идеале - один мощный разгонный ЖРД + достаточно большой запас топлива.
Одна разработка которого...
Naib> 3 Морской старт. И экватор и эколухов всяких топить в охранном периметре. И снятие ограничений на размеры ступени по транспортировке.
т. е. одна разработка которого...
Naib> 4 многоразовый орбитальный буксир для подхвата ступени и доставки к космопорту.
Naib> 5 строго типовой запуск, оптимизированный ровно под одну орбиту и массу ПН.
А ты посчитай выгоду вывода среднестатистического спутника на целевую орбиту межорбитальным буксиром из космокосмодрома.
Кстати у тебя он на экваториальной орбите должен быть?
Сколько dV с экваториальной орбиты до ССО орбиты? и сколько dV до 60°орбиты?

Naib>> 2 Минимальное количество двигателей на разгонной вакуумной ступени. В идеале - один мощный разгонный ЖРД + достаточно большой запас топлива.
Leonar> Одна разработка которого...

Заключается в основном в реанимации НК-43. Или подборе подходящего гептильника и дефорсирования его при необходимости.

Naib>> 3 Морской старт. И экватор и эколухов всяких топить в охранном периметре. И снятие ограничений на размеры ступени по транспортировке.
Leonar> т. е. одна разработка которого...

Вообще почти ничего не стоит в общем "пакете затрат"

Leonar> А ты посчитай выгоду вывода среднестатистического спутника на целевую орбиту межорбитальным буксиром из космокосмодрома.

Попробую потом

Leonar> Кстати у тебя он на экваториальной орбите должен быть?

Да. По крайней мере выведение ПН до подхвата буксиром - на экваториальную орбиту.

Naib>>> 2 Минимальное количество двигателей на разгонной вакуумной ступени. В идеале - один мощный разгонный ЖРД + достаточно большой запас топлива.
Leonar>> Одна разработка которого...
Naib> Заключается в основном в реанимации НК-43. Или подборе подходящего гептильника и дефорсирования его при необходимости.
Ну да, реанимация производства нк 43 только не включает капитальных затрат
Разгонную ступень так же не нужно проектировать, испытывать и далее...
Naib> Naib>> 3 Морской старт. И экватор и эколухов всяких топить в охранном периметре. И снятие ограничений на размеры ступени по транспортировке.
Leonar>> т. е. одна разработка которого...
Naib> Вообще почти ничего не стоит в общем "пакете затрат"
Конечно ничего не стоит построить или очень переделать чужой морской старт под совершенно другую рн...
Конечно ничего не стоит освоить производство негабаритны изделий и их перевозку на морской старт.


Leonar>> Кстати у тебя он на экваториальной орбите должен быть?
Naib> Да. По крайней мере выведение ПН до подхвата буксиром - на экваториальную орбиту.
а как с потребными dV с экваториальной орбиты космокосмодрома на целевые орбиты?
А то Полл стесняется сказать.
А я, да. затрудняюсь посчитать и найти.

Leonar> Ну да, реанимация производства нк 43 только не включает капитальных затрат

Можно и РД-276 взять. Только дошаманить, чтобы работал 500 секунд. Да, это проще сказать чем сделать, но в целом - вакуумному двигателю не нужно рекордное давление и в стационарном режиме работы разгонной ступени сделать это гораздо проще, чем для двигателя РБ с его многократным включением, да ещё в невесомости.

Leonar> Разгонную ступень так же не нужно проектировать, испытывать и далее...

Нужно, конечно. Но что проще: ступень с одним нефорсированным двигателем, ровно работающая от пуска и до окончания РЗТ или стк?

Leonar> Конечно ничего не стоит построить или очень переделать чужой морской старт под совершенно другую рн...

Новый делать, конечно. И, да. Это проще, чем разработка ракеты.

Leonar> Конечно ничего не стоит освоить производство негабаритны изделий и их перевозку на морской старт.

А стк габаритным будет? Перевозка морем изделий даже большого размера проблем не представляет.

Leonar> А то Полл стесняется сказать.
Leonar> А я, да. затрудняюсь посчитать и найти.

А я вот пока ленюсь. Но почитаю в общем виде.

Leonar>> Конечно ничего не стоит построить или очень переделать чужой морской старт под совершенно другую рн...

Ну, руководители S7 берутся за это...

Naib> Новый делать, конечно. И, да. Это проще, чем разработка ракеты.

Ну, проще, конечно, отчасти, например, для "Восточного" башню обслуживания делала другая фирма, не та, что для Гвианы, разработала свой проект, отчего башня потяжелела в два раза (правда, всё равно осталась в три раза легче, чем была башня одноклассника Союза Ариан-44).

Leonar>> А я, да. затрудняюсь посчитать и найти.
Naib> А я вот пока ленюсь. Но почитаю в общем виде.

Скажу огромное спасибо.
А можно еще с орбиты 250х250х63 на 60градусные,
С 250х250х98 на ссо, с 250х250х51.7 на гсо?
Хочу проработать идею с многоразовым РБ в многоразовом беспилотном орбитере.



Вот эту в общем.

Naib> Двигатель - химико-термический, топливо - гидразин. УИ - 470 сек в вакууме.
? Как так?

Naib>> Двигатель - химико-термический, топливо - гидразин. УИ - 470 сек в вакууме.
Leonar> ? Как так?

Разлагаем гидразин на водород и азот на катализаторе. Потом догреваем до 2000 градусов. Так как теплоёмкость газов невелика, то количества энергии потребуются умеренные. Энергия - от солнечных батарей. Либо можно извернуться на отражателях.

Двигатель неохлаждаемый. При тяге в 50-70 кг он будет небольшим и его можно сделать из тугоплавких материалов, типа карбидов гафния, оксида тория. Ресурс - почти неограниченный, так как такую температуру эти материалы выдерживают ну очень долго. Подача топлива - насос высокого давления с сапфировой рабочей камерой.

Naib>>> Двигатель - химико-термический, топливо - гидразин. УИ - 470 сек в вакууме.
Leonar>> ? Как так?
Naib> Разлагаем гидразин на водород и азот на катализаторе.
А азот куда девать? Всмысле гидразин уже не горючее чисто технически... Ибо не вся масса этого вещества будет выброшена при реакции с кислородом с импульсом в 470с.
т. е. в перещете если брать гидразин как горючее и на выходе сгоревший водород и незнамо куда ушедший азот в сумме дадут импульс не 470с, а скорее всего даже меньше чем пара ндмг/ат
И где брать кислород?
Тогда уж воду брать и ее разлагать электрически..
Но и тут импульс меньше будет ибо не то соотношение компонентов получится, которое обычно применяется в двигателях. Избыток кислорода все портить будет.


П. С. извиняюсь, понял... Атомы ты будешь разганять теплом извне, а не химической реакцией горения.

Leonar> а как с потребными dV с экваториальной орбиты космокосмодрома на целевые орбиты?
Leonar> А то Полл стесняется сказать.
Ты открыл аттач с расчетом потребной массы топлива для орбитального буксира?

Leonar>> а как с потребными dV с экваториальной орбиты космокосмодрома на целевые орбиты?
Leonar>> А то Полл стесняется сказать.
Полл> Ты открыл аттач с расчетом потребной массы топлива для орбитального буксира?

Раскрыл, посмотрел и?
Ничего кардинально отличающегося от моих рсчетов не увидел.
Массы топлива сопоставимы с моими ибо dV для тех маневров я брал в 300м/с, ты в чуть менее - 270
А потребных dV с ноо экваториальной или с наклонения твоего космокосмодрома на высокоорбитальные ссо или 60 орбиты и гсо с изменением наклонения нету.

Leonar> Ничего кардинально отличающегося от моих рсчетов не увидел.
Да, сломанные часы дважды в сутки показывают правильное время.

Leonar> Массы топлива сопоставимы с моими ибо dV для тех маневров я брал в 300м/с, ты в чуть менее - 270
Массу топлива ты считал не верно, по ошибочной формуле.
Поэтому то, что потребная масса топлива для модуля ПН в 18 т оказалась близка к массе топлива для доставки модуля в 8 т ПН - демонстрирует, насколько ты ошибся.
Тебе был дан официальный документ.
Из какого места ты добыл эти 300 м/с, и как они разбил по этапам расстыковки, дальнего сближения, облета, ближнего сближения, стыковки?

Leonar> А потребных dV с ноо экваториальной или с наклонения твоего космокосмодрома на высокоорбитальные ссо или 60 орбиты и гсо с изменением наклонения нету.
Ты не можешь посчитать простой маневр захвата ПН в той же плоскости орбиты, лезть в маневры с изменением плоскости орбиты для тебя сейчас бесполезно.

Полл> Массу топлива ты считал не верно, по ошибочной формуле.
Полл> Поэтому то, что потребная масса топлива для модуля ПН в 18 т оказалась близка к массе топлива для доставки модуля в 8 т ПН - демонстрирует, насколько ты ошибся.
Где я ошибся то? хватит вумностью блистать.
Полл> Тебе был дан официальный документ.
Полл> Из какого места ты добыл эти 300 м/с, и как они разбил по этапам расстыковки, дальнего сближения, облета, ближнего сближения, стыковки?
Из того документа... Там разброс по dv мне не понятен. я не скрывал этого, а ты вумностью своей блистаешь.
В итоге, что? Даже с моими ошибками чудовищно много и топлива и прочего, а ты говоришь дешево...
Зато вумный, ошибку нашел...
Leonar>> А потребных dV с ноо экваториальной или с наклонения твоего космокосмодрома на высокоорбитальные ссо или 60 орбиты и гсо с изменением наклонения нету.
Полл> Ты не можешь посчитать простой маневр захвата ПН в той же плоскости орбиты, лезть в маневры с изменением плоскости орбиты для тебя сейчас бесполезно.

И продолжаешь вумничать. И не отвечать на прямой вопрос.

Короче.
С использованием вашего космокосмодрома вывод кудабы ни было пн выйдет дороже чем с земли в любом случае. да?

Leonar> Где я ошибся то? хватит вумностью блистать.
В формуле, по которой считаешь.
В порядке, в котором считаешь расход топлива по маневрам.


Leonar> Из того документа... Там разброс по dv мне не понятен. я не скрывал этого, а ты вумностью своей блистаешь.
Там есть столбец Vсбл, если ты про дальнее сближение. И в следующей таблице указан расход топлива на облет и ближнее сближение, а так же отчаливание.
Если тебе не понятен документ, его надо попробовать прочитать.

Leonar> С использованием вашего космокосмодрома вывод кудабы ни было пн выйдет дороже чем с земли в любом случае. да?
На сегодня в истории Земли есть 4 программы по созданию сверхтяжелых ракет-носителей: "Сатурн 5", Н1, "Энергия", SLS.
"Сатурн 5" закрыта ранее плана после всего лишь 13 пусков. Закрыта настолько радикально, что породила кучу конспирологических версий, которые привели к нынешней заразе луноложества.
Н1 не имеет ни одного успешного пуска. Закрыта и порезана.
"Энергия" закрыта после двух пусков, из них только один успешный. Две готовые ракеты-носителя потеряны в 2002 г при обрушении здания МИКа. Простояв более 10 лет невостребованными.
SLS находится в заложниках Конгресса, поскольку программа по ее созданию уже не выполняет требование по наличию коммерческой нагрузки для данной ракеты-носителя. То, что программа все еще не закрыта - следствие маразма Конгресса США сегодня, занятого войной с собственным Президентом.

Ты предлагаешь нам наступить на грабли сверхтяжелого носителя самим в третий раз, а в мировой истории - в пятый. Уж пора понять, что это легко и просто понятное, и неверное решение.

Leonar>> Где я ошибся то? хватит вумностью блистать.
Полл> В формуле, по которой считаешь.
Что не верно в формуле?
Полл> В порядке, в котором считаешь расход топлива по маневрам.
Что неверно в порядке?
Leonar>> Из того документа... Там разброс по dv мне не понятен. я не скрывал этого, а ты вумностью своей блистаешь.
Полл> Там есть столбец Vсбл, если ты про дальнее сближение. И в следующей таблице указан расход топлива на облет и ближнее сближение, а так же отчаливание.
Полл> Если тебе не понятен документ, его надо попробовать прочитать.
первый интервал маневрирования второй интервал маневрирования третий интервал маневрирования автономное сближение Vx сбл итого

Hст, км Фград Фград Vx Vx Vx Vx Vx Vx Vx
350 120 330 70 24 2 5 21 68 104 197 201
400 150 390 97 34 2 5 20 87 134 253 260
450 160 510 127 34 2 5 20 117 164 313 320


Мне не понятно. Фград. и интевал значений.
Как влияет Нст.
Поэтому и спрашивал конкретную цифру. ты начинаешь учить.
Мне пока не интересно это, вопрос мне интересен был другой.
Ты расчетов экономической целесообразности всей затеи не предоставил. Но утверждал, что все зашибись и дешево и вообще затрат мало...
Leonar>> С использованием вашего космокосмодрома вывод кудабы ни было пн выйдет дороже чем с земли в любом случае. да?
Полл> На сегодня в истории Земли..
И начинаешь опять лозунги давить..

Полл> Ты предлагаешь нам наступить на грабли сверхтяжелого носителя самим в третий раз, а в мировой истории - в пятый. Уж пора понять, что это легко и просто понятное, и неверное решение.
Нет, я не предлагаю наступать на грабли.
Я всего лишь предлагаю определиться с целесообразностью.
А вот ты предлагаешь наступить на еще более затратные грабли.
Ибо так и не доказал экономическую целесообразность применения космокосмодрома в части применения в прикладных программах
Вывода спутников и дешевизны их вывода относительно традиционных ракет.