Comments 102
А какие задачи будут у астронавтов на Луне? Что не успела сделать миссия Аполлон и не смогли автоматические станции?
Тренировка на кошках. Операцию "… подлет к орбитальной станции, смена космического корабля, посадка, взлет, опять смена ..." в бассейне не отработаешь.
Но ведь на Луну впервые как-то без тренировок с посадкой слетали? Причем полвека назад со старыми технологиями. Дороговато для тренировки ИМХО.
UFO just landed and posted this here
Но ведь на Луну впервые как-то без тренировок с посадкой слетали?
ВЫ уверены? И Аполлон-10 над ней не зависал?
Вы тренировались в спортзале, много бегали и подтягивались и несколько раз сумели переплыть речку. А теперь вам надо переплыть море. Вы будете продолжать бегать или начнете регулярно плавать?
Пишут об орбитальной лунной платформе и многоразовом спускаемом аппарате, а почему не развернуть лунную станцию на поверхности Луны, по типу полярных станций.
Чтобы ее развернуть нужно выбрать место.
А чтобы выбрать место нужно провести исследования в разных точках.
А чтобы провести исследования в разных точках нужно много раз садится и взлетать с Луны.
…
Орбитальная станция и многоразовый лендер позволяют это сделать без необходимости выводить с Земли к лунной орбите и потом на Луну множество одноразовых лендеров.
А для создания лунной базы нужно много-много денег.
Для создания Лунной станции нужно ещё больше денег!
Так как, её нужно обслуживать: постоянно корректировать орбиту, обеспечить грузопоток расходуемых продуктов, сохранять топливо в криогенном состоянии, а для этого нужно боооо-льшой холодильник и много энергии, для поддержания всего в рабочем состоянии. А, также, это будет небезопасно из-за метеоритной и радиационной опасности!
То есть, её придётся всё время ремонтировать с завозом запчастей с Земли.
Так как, её нужно обслуживать: постоянно корректировать орбиту, обеспечить грузопоток расходуемых продуктов, сохранять топливо в криогенном состоянии, а для этого нужно боооо-льшой холодильник и много энергии, для поддержания всего в рабочем состоянии. А, также, это будет небезопасно из-за метеоритной и радиационной опасности!
То есть, её придётся всё время ремонтировать с завозом запчастей с Земли.
Так как, её нужно обслуживать: постоянно корректировать орбиту, обеспечить грузопоток расходуемых продуктов, сохранять топливо в криогенном состоянии, а для этого нужно боооо-льшой холодильник и много энергии, для поддержания всего в рабочем состоянии. А, также, это будет небезопасно из-за метеоритной и радиационной опасности!
То есть, её придётся всё время ремонтировать с завозом запчастей с Земли.
С планами и концептами не знакомы — идите и читайте оригинальные заявления. Отвечать не будут.
Как и МКС, как и Мир, как и.....
Всё что я обозначил в посте- это будет реализовываться в любой концепции.
pnetmon14.10.18 в 19:47Отвечать не буду.
Не хотите конструктивного диалога — не пишите!
pnetmon14.10.18 в 19:47Отвечать не буду.
Не хотите конструктивного диалога — не пишите!
Еще раз прочитайте оригинальные заявления по станции, хотя бы по первым двум модулям, хотя бы Анатолия Зака — http://www.russianspaceweb.com/, или документы по PPE и ESPRIT.
Окололунная станция где-то на порядок дешевле чем база на поверхности.
Потому как метеоритная или радиационная опасность никуда не деваются, и поток груза для обитателей тоже надо.
Потому как метеоритная или радиационная опасность никуда не деваются, и поток груза для обитателей тоже надо.
Дело в том, что метеоритная или радиационная опасность нивелируется за счёт грунта Луны (см. концепты Лунной базы). А Окололунная станция беззащитна в этом плане! — И тогда придётся закрывать весь жилой объём радиационной и противометеоритной защитой, а это очень дорого и недолговечно. Если не закрыть защитой, то лет через 5-10, она будет фонить вторичной, не менее опасной, радиацией.
Теперь на счёт стоимости: если почитаете планы освоения Луны, то увидите что Лунная база развивается по 2 фазам: первая фаза:«Штурмовой лагерь» состоит всего из 1 -2 модуля с шлюзовым отсеком и «напланетным оборудованием» которое доставляется с меньшими затратами (например Луноходы, робот-бульдозер, радар, передвижная солнечная батарея).
Кстати и Окололунная станция состоит из: (жилого блока, узлового блока, шлюзового блока, складского блока, радиационного убежища, энергоблока, взлётно-посадочного корабля).
Но я акцентировал внимание именно на обслуживание, а не стоимость+ доставка.
Так вот, обслуживание Окололунной станции будет больше и больше с течением времени, чем Лунной базы, обслуживание которой будет сокращаться из-за освоения технологичных циклов переработки местных ресурсов и сведётся в конце концов только к смене экипажей!
Теперь на счёт стоимости: если почитаете планы освоения Луны, то увидите что Лунная база развивается по 2 фазам: первая фаза:«Штурмовой лагерь» состоит всего из 1 -2 модуля с шлюзовым отсеком и «напланетным оборудованием» которое доставляется с меньшими затратами (например Луноходы, робот-бульдозер, радар, передвижная солнечная батарея).
Кстати и Окололунная станция состоит из: (жилого блока, узлового блока, шлюзового блока, складского блока, радиационного убежища, энергоблока, взлётно-посадочного корабля).
Но я акцентировал внимание именно на обслуживание, а не стоимость+ доставка.
Так вот, обслуживание Окололунной станции будет больше и больше с течением времени, чем Лунной базы, обслуживание которой будет сокращаться из-за освоения технологичных циклов переработки местных ресурсов и сведётся в конце концов только к смене экипажей!
Да, методов защиты от радиации и метеоритов (да, кстати, на поверхности осколки от падения последних разлетаются по всему глобусу — т.е. опасно не только непосредственное попадание в модуль, но и падение поблизости в грунт) придумать можно много — но все они требуют доставки на базу дополнительного оборудования, т.е. дополнительных стартов с Земли.
Поэтому в итоге и получается разница на порядок… которая нам сейчас не по карману.
Поэтому в итоге и получается разница на порядок… которая нам сейчас не по карману.
black_semargl16.10.18 в 09:39:… придумать можно много — но все они требуют доставки на базу дополнительного оборудования, т.е. дополнительных стартов с Земли.
Если поточнее: какое оборудование необходимо доставить дополнительно после метеоритной атаки?
Регламент по НС: «при сигнале с радара об опасности, все напланетные луноходы и передвижная солнечная батарея передвигаются в теневую зону (например за Лунные горы). После окончания метеоритной атаки возвращаются на место (всё же роботизировано будет. А падение крупных метеоритов не более 11 в год. (сообщение от Била Кука)https://www.gazeta.ru/science/2006/12/05_a_1121463.shtml
Сама база засыпается Лунным реголитом в 2,5 метра толщиной, либо помещается в лавовых трубках (согласно планам НАСА).
Всё оборудование цело!
Если поточнее: какое оборудование необходимо доставить дополнительно после метеоритной атаки?
Регламент по НС: «при сигнале с радара об опасности, все напланетные луноходы и передвижная солнечная батарея передвигаются в теневую зону (например за Лунные горы). После окончания метеоритной атаки возвращаются на место (всё же роботизировано будет. А падение крупных метеоритов не более 11 в год. (сообщение от Била Кука)https://www.gazeta.ru/science/2006/12/05_a_1121463.shtml
Сама база засыпается Лунным реголитом в 2,5 метра толщиной, либо помещается в лавовых трубках (согласно планам НАСА).
Всё оборудование цело!
Для создания Лунной станции нужно ещё больше денег!
Вы кардинально ошибаетесь.
У напланетной станции все те же проблемы, кроме коррекции орбиты. А стоимость доставки на неё грузов — резко выше из-за необходимости посадки.
Кстати, раскройте секрет: зачем для коррекции орбиты топливо в криогенном состоянии? Чем высококипящие компоненты не устроили?
Деньги на освоение Луны надо считать с учётом эксплуатации. (например Шаттл).
Zenitchik15.10.18 в 15:19: Кстати, раскройте секрет: зачем для коррекции орбиты топливо в криогенном состоянии? Чем высококипящие компоненты не устроили?
Я думаю, что высококипящие компоненты будут долго использоваться даже при полётах на Луну и обратно, пока не освоют добычу и использование воды и переработку её в водород+ кислород. Но, использование воды, это такая перспектива, без которой нельзя представить освоение Луны!
Что касается утверждения: У напланетной станции все те же проблемы, кроме коррекции орбиты.
То я думаю, что вы кардинально ошибаетесь. В доказательство мои посты: Ollrite88816.10.18 в 07:53, Ollrite88816.10.18 в 19:39
Zenitchik15.10.18 в 15:19: Кстати, раскройте секрет: зачем для коррекции орбиты топливо в криогенном состоянии? Чем высококипящие компоненты не устроили?
Я думаю, что высококипящие компоненты будут долго использоваться даже при полётах на Луну и обратно, пока не освоют добычу и использование воды и переработку её в водород+ кислород. Но, использование воды, это такая перспектива, без которой нельзя представить освоение Луны!
Что касается утверждения: У напланетной станции все те же проблемы, кроме коррекции орбиты.
То я думаю, что вы кардинально ошибаетесь. В доказательство мои посты: Ollrite88816.10.18 в 07:53, Ollrite88816.10.18 в 19:39
В доказательство мои посты
Читал. Частично согласен. Но стоимость посадки на Луну съест всю выгоду.
Я думаю, что высококипящие компоненты будут долго использоваться даже при полётах на Луну и обратно, пока не освоют добычу и использование воды и переработку её в водород+ кислород.
Я уверен, что высококипящие компоненты НЕ будут использоваться для полётов с НОО на Луну. В некоторых случаях они будут использоваться для полётов с Луны на Землю, хотя здесь тоже вероятен переход на водород+кислород.
Но вот для более простых задач — таких как коррекция орбиты — они будут использоваться и после освоения производства топлива на Луне. Просто потому что они удобнее.
Zenitchik17.10.18 в 21:25-Я уверен, что высококипящие компоненты НЕ будут использоваться для полётов с НОО на Луну.
Всё зависит от схем полёта: если прямой старт с Земли, то — да, а если со стыковками на орбите, то будут использоваться высококипящие компоненты, потому что, сохранность криогенных компонентов требует охлаждения при хранении на орбите. Собственно я намекал на это в посте:Ollrite88814.10.18 в 19:42.
Всё зависит от схем полёта: если прямой старт с Земли, то — да, а если со стыковками на орбите, то будут использоваться высококипящие компоненты, потому что, сохранность криогенных компонентов требует охлаждения при хранении на орбите. Собственно я намекал на это в посте:Ollrite88814.10.18 в 19:42.
Не обязательно. Криогенные компоненты создают проблемы только при длительном хранении или при переливке. Если аппарат стыкуется с недавно стартовавшим разгонным блоком и летит к Луне — проблем не возникает.
С другой стороны, высококипящих компонентов требуется существенно больше по массе, из-за чего может потребоваться более одного разгонного блока.
С другой стороны, высококипящих компонентов требуется существенно больше по массе, из-за чего может потребоваться более одного разгонного блока.
Zenitchik18.10.18 в 14:33: С другой стороны, высококипящих компонентов требуется существенно больше по массе, из-за чего может потребоваться более одного разгонного блока.
Так это и хорошо! Именно дублирование даёт надёжную конструкцию. А надёжность в полётах на Луну будет цениться наравне с экономикой. Так как, катастрофа с разгонным блоком — это срыв всей миссии (полёта).
Так это и хорошо! Именно дублирование даёт надёжную конструкцию. А надёжность в полётах на Луну будет цениться наравне с экономикой. Так как, катастрофа с разгонным блоком — это срыв всей миссии (полёта).
В данном случае — не дублирование, а удвоенная зависимость. Катастрофа с любым из двух разгонных блоков — это срыв миссии, потому что одного недостаточно.
Если отработает 1 из двух разгонных блоков, то эта будет промежуточная орбита ожидания с приличным перигеем и устойчивой орбитой. Существует возможность довывода ПН, так как, время ожидания будет больше, чем период между запусками РН+РБ. Следовательно, это не будет срывом миссии.
Если отработает 1 из двух разгонных блоков, то эта будет промежуточная орбита ожидания с приличным перигеем и устойчивой орбитой
А если не сработает ни один — то аппарат останется на отлётной орбите, устойчивой и с приличным перигеем, зато с небольшим апогеем и небольшой скоростью в перигее.
Кислород или метан не настолько криогенные чтобы их нельзя было длительно хранить на орбите просто отгородившись ЭВТИ от источников нагрева. Вот с водородом так не выйдет.
Согласен, но одного ЭВТИ надолго не хватит, из за существующих в конструкции «термомостов».
Лишнее тепло можно сбрасывать через радиатор. а вот с водородом так не получится, космос «горячее», нужен активный холодильник.
… в конструкции «термомосты» — это силовые металлические элементы крепления и радиаторы тут не помогут, только стравливание.
На счёт :...«нужен активный холодильник» — полностью согласен.
На счёт :...«нужен активный холодильник» — полностью согласен.
Радиаторы очень даже помогут, с них прошедшее по элементам тепло излучиться в космос.
То есть, вы хотите обвязать охладительным контуром не только оболочку, но и шпангоуты?
Весёленькое дело! Хотел бы я знать: «Как это получится реализовать»?
Весёленькое дело! Хотел бы я знать: «Как это получится реализовать»?
В смысле?
Весь бак со стороны освещения прикрыть собираюсь.
Весь бак со стороны освещения прикрыть собираюсь.
Но, бак то, как-то крепится к основной конструкции?
Вот тепло и будет проходить по «термомостам» — шпангоутам внутрь бака, испаряя топливо-окислитель. Следовательно, внутри бака образуется газово-жидкостная смесь, которая «наддует бак». И вот здесь, только стравливание давления (газа) поможет!
Вот тепло и будет проходить по «термомостам» — шпангоутам внутрь бака, испаряя топливо-окислитель. Следовательно, внутри бака образуется газово-жидкостная смесь, которая «наддует бак». И вот здесь, только стравливание давления (газа) поможет!
Вы так пишете, как будто это что-то необычное.
Ну так как придёт, так и уйдёт через радиаторы.
www.russianspaceweb.com/images/spacecraft/planetary/mars/5m/5m_leo_departure_1.jpg
www.russianspaceweb.com/images/spacecraft/planetary/mars/5m/5m_leo_departure_1.jpg
Захолаживание топлива получится только при использовании холодильника! А он будет тем больше, чем больше масса всего криогенного топлива. То есть придётся перекачивать всё топливо через холодильник, чтобы обеспечить его устойчивое агрегатное состояние (в жидком виде). Как только, мы получим газообразное топливо и стравим его, у нас сократятся возможности по его использованию. Радиаторы могут только некоторое время поддерживать нужную температуру и не во всей массе топлива (влияние термомостов). А о захолаживании с использованием радиаторов вообще речь не идёт. Кроме того, газово-жидкостная смесь, в невесомости, плохо поддаётся разделению!
Есть проблема: топливо для лендера всё равно с Земли везти.
Ну в их среднем будущем многоразовые корабли выводят топливо на НОО, многоразовые буксиры берут топливо и доставляют на Лунную орбиту и заправляют многоразовый лендер.
В далеком будущем эти товарищи и о добыче топлива из льда на Луне пишут, не раскрывая конечно сколько будет стоить доставка оборудования.
многоразовые корабли выводят топливо на НОО
Ох сомнительно.
Скорее на Луне научатся топливо производить, чем сделают многоразовый танкер для Земли.
неа ))) там в концепте указывают, что добывать водород и кислород для взлета именно на Луне хотят, так что все веселее
Это хороший концепт, но — дело отдалённого будущего.
Кислород вполне реально… и именно он основная масса.
Я не спорю, но всё равно — дело будущего. Впрочем, я больше верю про добычу кислорода на астероидах. Это всё равно дешевле, чем везти с Земли.
Только интересный выплывает момент.
Положим добыли воду. Для ее разложения в идеале потребуется столько же энергии, сколько получится при обратном сжигании (реально затраты конечно выше, но пока забудем). Источник какой — реактор? Тогда встречные вопросы — размещение видимо под поверхностью, чтоб избежать нагрева на солнечной стороне, а тепло отделять каким образом? это не батарейка, на 2 недели не отключить. А нагружать чем реактор в момент простоя?
Так что тут сначала надо разработать какой то метод добычи, прежде чем под него что то делать
Положим добыли воду. Для ее разложения в идеале потребуется столько же энергии, сколько получится при обратном сжигании (реально затраты конечно выше, но пока забудем). Источник какой — реактор? Тогда встречные вопросы — размещение видимо под поверхностью, чтоб избежать нагрева на солнечной стороне, а тепло отделять каким образом? это не батарейка, на 2 недели не отключить. А нагружать чем реактор в момент простоя?
Так что тут сначала надо разработать какой то метод добычи, прежде чем под него что то делать
чтоб избежать нагрева на солнечной стороне
Достаточно накрыть тентом.
тепло отделять каким образом
Вот с этим большая проблема. Видимо располагать теплоотводящие трубы в грунте на большой площади.
на 2 недели не отключить
Ну, это же не РИТЭГ, остановленный он вырабатывает многократно меньше тепла, чем в рабочем режиме.
А нагружать чем реактор в момент простоя?
Надо чтобы не простаивал. Непрерывное производство.
Кислород — он не только в воде, но и в силикатах, с этим проще.
С охлаждением просто — закрываемся от Солнца и поверхности экраном и излучаем вбок в космическую пустоту.
С охлаждением просто — закрываемся от Солнца и поверхности экраном и излучаем вбок в космическую пустоту.
ну, это проще на Земле. Для переработки нужна какая то однородная порода (остальное даже на Земле идет в отходы), а с таковым проблема — где и кто будет добывать ее в промышленных масштабах, где брать необратимые расходники для преобразования породы…
Насчет экранирования это конечно первое, что приходит в голову. Только это речь о площади в сотни, если не тысячи кв.м. При промышленных масштабах переработки вспоминаем о кпд преобразования 3-5% (от турбин сразу отказ) и получается, что излучить надо просто чудовищное количество тепла. Причем вопреки нашему желанию с направленным излучением проблемы (направить можно лучом, только площадь излучения при этом копейки), а если ненаправленное — то имеем вторичное излучение грунта. Плюс экран облучается Солнцем настолько, что имеем и от него вторичное облечение. В ИК спектре отражать все не получится — это не 3 см пленка воды, а спектр не полосовой, по всей длине высокого отражения не добиться (тот же тефлон или полиэтелен только более 100 микрон, алюминий или медь — для 10 мкм, и то в идеале 98%). Захода в тень как у МКС тут не будет, испарять лед как в скафандрах ВКД тоже не пойдет, вращать по крену как спутник не выйдет. А толстенный многослойный экран в тысячи кв.м. — это дико дорого. Плюс опять та же ловушка — астероиды, при такой площади попадание не столь маловероятно, мелочь будет ловить по 30-40 в месяц, а 3+ мм — штук по 5 за год
При этом рельеф не везде равнинный, лучше приподнять, да и расставлять радиаторы подальше друг от друга
Насчет экранирования это конечно первое, что приходит в голову. Только это речь о площади в сотни, если не тысячи кв.м. При промышленных масштабах переработки вспоминаем о кпд преобразования 3-5% (от турбин сразу отказ) и получается, что излучить надо просто чудовищное количество тепла. Причем вопреки нашему желанию с направленным излучением проблемы (направить можно лучом, только площадь излучения при этом копейки), а если ненаправленное — то имеем вторичное излучение грунта. Плюс экран облучается Солнцем настолько, что имеем и от него вторичное облечение. В ИК спектре отражать все не получится — это не 3 см пленка воды, а спектр не полосовой, по всей длине высокого отражения не добиться (тот же тефлон или полиэтелен только более 100 микрон, алюминий или медь — для 10 мкм, и то в идеале 98%). Захода в тень как у МКС тут не будет, испарять лед как в скафандрах ВКД тоже не пойдет, вращать по крену как спутник не выйдет. А толстенный многослойный экран в тысячи кв.м. — это дико дорого. Плюс опять та же ловушка — астероиды, при такой площади попадание не столь маловероятно, мелочь будет ловить по 30-40 в месяц, а 3+ мм — штук по 5 за год
При этом рельеф не везде равнинный, лучше приподнять, да и расставлять радиаторы подальше друг от друга
Для термического разложения реголита на кислород и что останется достаточно нагреть его до 1500К. Это вполне достижимо с помощью просто солнечного концентратора. Охлаждать нужно только зону сжижения.
А как собирать горячий кислород? Он же при такой температуре даже платину окисляет.
Дык, холодильник с вымораживанием.
Горячий бак с реголитом, холодные стенки, между ними почти-вакуум.
Горячий бак с реголитом, холодные стенки, между ними почти-вакуум.
Давайте последовательно. Вот у нас из реголита выделился адски горячий кислород. Как его охладить, избегая контакта с другим веществом?
А зачем избегать? Вот он вылетел, долетел до стенки (холодной и инертной, из керамики например) и выпал в виде жидкости или инея.
холодной и инертной, из керамики например
Идея хороша. А Вы знаете керамику с хорошей теплопроводностью?
А хорошей не надо — там не такой уж и большой теплопоток на м2 получается.
Но например нитрид алюминия — имеет теплопроводность почти на уровне металла
Но например нитрид алюминия — имеет теплопроводность почти на уровне металла
нитрид алюминия
Гореть будет. Надо оксид или фторид.
Ну это первое что попалось. Наверняка и оксиды теплопроводные есть.
при температуре 1500 градусов теплопроводности оксидов всего единицы Вт/м*гр:
выше всего у оксидов кремния (7), потом магния и кальция (6), алюминия и никеля (5), титана (3). Циркония, урана, тория, плутония — от 2.7 до 1.4
(у металлов счет на сотни)
Так что получить высокую теплопроводность химически стойкого материала с высокой температурой плавления не так просто
выше всего у оксидов кремния (7), потом магния и кальция (6), алюминия и никеля (5), титана (3). Циркония, урана, тория, плутония — от 2.7 до 1.4
(у металлов счет на сотни)
Так что получить высокую теплопроводность химически стойкого материала с высокой температурой плавления не так просто
Что особо приятно — это пожалуй первый длинный разговор в этом посте действительно по существу дела, то есть обсуждение не абстрактных желаний, а реальных вопросов по реализации. При обдумывании слов собеседника действительно приходится думать, что в итоге всем дает пищу для размышления )
Правда при этом необходимость размещать на Луне реактор и все вспомогательные системы автоматически ставит вопрос — значит все же на Луне все равно надо делать до того, как размещать шлюз на L2. Тогда и пояснения, что шлюз дешевле станции на поверхности теряет смысл — придется и то и то делать
А зачем тогда были миссии «Аполлон»?: 6 высадок в разных точках, 3 последних миссии проводили на Луне по 3 дня — и такое впечатление, что их научный результат близок к нулю. Хоть кто-нибудь при обсуждении DSG на них сослался?
И вот ещё один очевидный момент: у Луны нет атмосферы. То есть спутник, обращаясь по орбите Луны, может лететь на высоте хоть 10 км (что и делали на некоторых участках своей орбиты «Аполлоны»). Если с высоты в несколько сотен км современные спутники зондирования Земли — через атмосферу! — могут делать снимки, на которых ясно различимы детали в 2-3 м, то аналогичный аппарат с обиты в 10 км рассмотрел бы всю Луну от и до. Конечно, такой аппарат стоил бы дорого — но явно дешевле, чем «орбитальная станция и многоразовый лендер». И почему-то такой аппарат до сих по не запущен. Почему?
И вот ещё один очевидный момент: у Луны нет атмосферы. То есть спутник, обращаясь по орбите Луны, может лететь на высоте хоть 10 км (что и делали на некоторых участках своей орбиты «Аполлоны»). Если с высоты в несколько сотен км современные спутники зондирования Земли — через атмосферу! — могут делать снимки, на которых ясно различимы детали в 2-3 м, то аналогичный аппарат с обиты в 10 км рассмотрел бы всю Луну от и до. Конечно, такой аппарат стоил бы дорого — но явно дешевле, чем «орбитальная станция и многоразовый лендер». И почему-то такой аппарат до сих по не запущен. Почему?
Для посадки на Луну нужно много топлива. На Лунную поверхность можно доставить почти вдвое меньше полезной нагрузки, чем на Лунную орбиту. Плюс, намного усложнится посещение станции, нужно будеть посылать каждый раз связку из Ориона и Лендера, который в таком режиме еще и не получится сделать многоразовым, плюс людей обязательно будет каждый раз поднимать из грав. колодца, а потом проводить стыковку с болтающимся на орбите Орионом, что создает ненужный риск.
А разве масса топлива не составляет бОльшую часть массы аппарата? На столько ли заправка лендера на НОО хуже заправки на окололунной орбите, что имеет смысл городить DSG плюс к МКС/замене_мкс? Топливо для посадки на Луну и взлета с нее все равно везти придется каждый раз. Орбитальная станция на НОО будет в любом случае, т.е. лендер можно заправлять и обслуживать на НОО.
Орбитальная станция на НОО будет в любом случае, т.е. лендер можно заправлять и обслуживать на НОО.
В pdf все написано, никто лендер гонят Лунная орбита — Земная Орбита все время не будет. Притом зачем гонять чуть более 20 тонный лендер. Специализированный транспортник будет легче. Заправлять на Лунной орбите хотят чуть более 40 тонн.
А разве масса топлива не составляет бОльшую часть массы аппарата?
Орбитальная станция на Лунной орбите требует больше топлива, чем на НОО. В свою очередь, станция на поверхности требует еще больше топлива. И 20 тонн нагрузки на Лунной орбите, превращаются в 10-11 на поверхности.
что имеет смысл городить DSG плюс к МКС/замене_мкс?
У Вас ошибка — DSG рассматривается как самоценный вариант, а близость к поверхности это просто бонус. Основная идея DSG — с минимальными затратами сделать хотя бы какое-то движение за пределы НОО.
При этом «с минимальными затратами» тут ключевое, предложение «давайте потратим побольше, но построим на поверхности» не поймут.
Топливо для посадки на Луну и взлета с нее все равно везти придется каждый раз.
Тут есть ньюанс — в случае с орбитальной станцией, топливо на взлет и посадку нужно будет вести только в случае запланированной посадки. А вполне может быть ситуация, что будет, скажем, десяток экспедиций посещения, из которых на поверхность спустятся три.
Lockheed Martin во втором абзаце просто потерялся и читается три абзаца как одно НАСА.
В pdf концепция намного интереснее и подробнее
https://www.lockheedmartin.com/content/dam/lockheed-martin/space/documents/ahead/LM-Crewed-Lunar-Lander-from-Gateway-IAC-2018-Rev1.pdf
> В любом случае НАСА планирует восстановить своё лидирующее положение в космосе.
А их кто-то уже обогнал? Запусками занимаются подрядчики, а в плане количества и качества интересных исследовательских миссий НАСА опережает всех остальных на голову. Те же марсоходы, например.
А их кто-то уже обогнал? Запусками занимаются подрядчики, а в плане количества и качества интересных исследовательских миссий НАСА опережает всех остальных на голову. Те же марсоходы, например.
Там о пилотируемом космосе.
США (летали, будут летать), Россия, Китай летают на низкую орбиту Земли сами.
О пилотируемых полетах на Луну в прошлом и этом десятилетии заявляла Россия.
Китай заявлял, но до сверхтяжелого РН им еще далеко, и у них планы на околоземную станцию, а это съест порядочно денег и человекочасов. Как и России, которая рисовала акробатику с многопусками, а так же свою станцию на орбите Земли. Так же с деньгами и возможностями в меньшей степени касается США.
Не совсем понятно про «спускаемый модуль будет способен на импульс в 5 км/с»
Импульс то в секундах, а если ужельный, то в в килограмм-силе, тогда надо указать полную массу корабля, а не только ПН. Если имеется ввиду характеристическая скорость, то это даже больше O2/H2.
А если это затраты скорости на орбитальный маневр, то в общем то такое маловероятно что кто то потянет. Да и неясно зачем такие дикие затраты, разве что с НОО Луны при спуске сначала планируется изменение наклонения для доводки трассы до приполярных областей.
Импульс то в секундах, а если ужельный, то в в килограмм-силе, тогда надо указать полную массу корабля, а не только ПН. Если имеется ввиду характеристическая скорость, то это даже больше O2/H2.
А если это затраты скорости на орбитальный маневр, то в общем то такое маловероятно что кто то потянет. Да и неясно зачем такие дикие затраты, разве что с НОО Луны при спуске сначала планируется изменение наклонения для доводки трассы до приполярных областей.
Это запас delta-v, в оригинальной статье это указано однозначно.
А затраты, кстати, вполне закономерны, поскольку лендер должен сначала гасить орбитальную скорость при посадке, а потом набирать при взлете. У Лунного Модуля Аполлон было 4,7 в сумме. Для одноступенчатого аппарата такое сложнее, но все же реально, даже на высококипящих компонентах.
the lander would have an impulse (delta-v) capacity of 5 km/s
А затраты, кстати, вполне закономерны, поскольку лендер должен сначала гасить орбитальную скорость при посадке, а потом набирать при взлете. У Лунного Модуля Аполлон было 4,7 в сумме. Для одноступенчатого аппарата такое сложнее, но все же реально, даже на высококипящих компонентах.
просто по тексту следовало как одним импульсом, поэтому и не понял )
А если это сумма, то при одной ступени явно не хватит. По аналогии с Аполлоном (2,22+2,47)4,58*sqrt(2) это 6,613 км/с. Конечно прогресс есть, но 27% добиться маловероятно, тем более что выигрыш композитом скомпенсируется тратами по стенкам баков и шаробаллонов.
А если это сумма, то при одной ступени явно не хватит. По аналогии с Аполлоном (2,22+2,47)4,58*sqrt(2) это 6,613 км/с. Конечно прогресс есть, но 27% добиться маловероятно, тем более что выигрыш композитом скомпенсируется тратами по стенкам баков и шаробаллонов.
просто по тексту следовало как одним импульсом, поэтому и не понял
Это общий запас. По аналогии с Аполлоном, потратили 2,22 на посадку, 2,47 на взлет, 0,3 осталось про запас.
По аналогии с Аполлоном (2,22+2,47)4,58*sqrt(2) это 6,613 км/с
Извините, но я не понял, что вы посчитали? Честно не понял.
Вообще, если посмотреть оригинал, то там есть ссылка на сам концепт:
Из него следует, что подразумевается использование LH2/LOX, как вариант рассмотрен двигатель RL-10. С ним набор 5 км/c дельты не представляет ничего невозможного, масса топлива должна составлять около 2/3 от полной массы лендера.
Он ещё не менее тонны на поверхности оставит
Долго показывать выкладку, корень из 2 было прикидочно,
давайте вместе посчитаем точнее точнее, чтоб легко проследить
При наиболее известной посадочной части (10,334 кг, 8165 топл.пара) и взлетной (4670кг, пара 2353+287 на коррекцию) при заявленных импульсах 311 сек получаем чисто по Циолковскому:
— посадка v=3.05*ln(15004/6.839)=2.396 примерно совпадает с 2.47, в потери на неидеальность ступени и управление ушло всего 74м/с. Маловато, но допустим. тогда при посадке Z=15004/6.839=2,19.
— взлет игнорируем коррекцию, получится v=3.05*ln(4670/(2353))=2.138. С потерями похоже на заявленные 2.22, Z=2,0155
Теперь представим общий суммарный «импульс» модуля как сумму, а Z как произведение Z ступеней. Получится для 2.396+2.138 (ну или как с потерями 2,22+2,47) Zобщ=2,0155*2,19=4.414.
Проверим примерно параметры, какой это скорости соответствует, если будет одна ступень, но с таким же Z=4.414: V=Ln(Z)*w=4.528. При этом Z=M0/M1.
То есть 80% общей массы должно быть топливо. Как видите, это далеко не 2/3
давайте вместе посчитаем точнее точнее, чтоб легко проследить
При наиболее известной посадочной части (10,334 кг, 8165 топл.пара) и взлетной (4670кг, пара 2353+287 на коррекцию) при заявленных импульсах 311 сек получаем чисто по Циолковскому:
— посадка v=3.05*ln(15004/6.839)=2.396 примерно совпадает с 2.47, в потери на неидеальность ступени и управление ушло всего 74м/с. Маловато, но допустим. тогда при посадке Z=15004/6.839=2,19.
— взлет игнорируем коррекцию, получится v=3.05*ln(4670/(2353))=2.138. С потерями похоже на заявленные 2.22, Z=2,0155
Теперь представим общий суммарный «импульс» модуля как сумму, а Z как произведение Z ступеней. Получится для 2.396+2.138 (ну или как с потерями 2,22+2,47) Zобщ=2,0155*2,19=4.414.
Проверим примерно параметры, какой это скорости соответствует, если будет одна ступень, но с таким же Z=4.414: V=Ln(Z)*w=4.528. При этом Z=M0/M1.
То есть 80% общей массы должно быть топливо. Как видите, это далеко не 2/3
80% это в случае двигателя с УИ 311. Я сначала посчитал для УИ двигателя Блока Д 341с, там получилось ~76% топлива.
Но, как я уже отметил, подобные расчеты оказались немного не к месту, поскольку запланировано использование водородного двигателя (предложен RL-10) с УИ 450 или выше. И с ним уже получается 2/3 массы топлива.
Кстати, ссылка на концепт в предыдущем комментарии отвалилась.
Концепт
Но, как я уже отметил, подобные расчеты оказались немного не к месту, поскольку запланировано использование водородного двигателя (предложен RL-10) с УИ 450 или выше. И с ним уже получается 2/3 массы топлива.
Кстати, ссылка на концепт в предыдущем комментарии отвалилась.
Концепт
С удовольствием завтра детально перечитаю, потому что навскидку чисел к сожалению не вижу.
Но пока что хотел бы уточнить — а в расчетах учитывали, что кислород/водород при большем импульсе имеет намного меньший коэффициент конструкции? Я в расчетах для наших курсов использую ориентировочную базу: 13,286 для НДМГ, 15,666 для керосин-кислород, 9 для метана и всего 4,882 для кислород-водород, с зазором ±10%. Ведь эксплуатация то не в теневой зоне и не в терминальной, поэтому от проблем охлаждения уйти будет проблематично.
Субъективно отмечу и вопрос дренажа для этой пары — достаточно рискованно, учитывая высокую электризацию пыли на Луне, так что и от этой системы не отказаться. В итоге плюсы съедаются минусами и 2/3 не факт что хватит. Хотя, завтра пересчитаю точнее
Но пока что хотел бы уточнить — а в расчетах учитывали, что кислород/водород при большем импульсе имеет намного меньший коэффициент конструкции? Я в расчетах для наших курсов использую ориентировочную базу: 13,286 для НДМГ, 15,666 для керосин-кислород, 9 для метана и всего 4,882 для кислород-водород, с зазором ±10%. Ведь эксплуатация то не в теневой зоне и не в терминальной, поэтому от проблем охлаждения уйти будет проблематично.
Субъективно отмечу и вопрос дренажа для этой пары — достаточно рискованно, учитывая высокую электризацию пыли на Луне, так что и от этой системы не отказаться. В итоге плюсы съедаются минусами и 2/3 не факт что хватит. Хотя, завтра пересчитаю точнее
Каких-то серъезных подробностей в концепте нет.
Есть приблизительные характеристики двигателя, приблизительная масса пустого/полного, всякие общие рассуждения. Это же концепт. По охлаждению упоминается использование криостата для уменьшения выкипания.
По дренажу не пойму, в чем риск, сколько нужно стравливать кислорода, что бы он не успевал улетучиватся?
Есть приблизительные характеристики двигателя, приблизительная масса пустого/полного, всякие общие рассуждения. Это же концепт. По охлаждению упоминается использование криостата для уменьшения выкипания.
По дренажу не пойму, в чем риск, сколько нужно стравливать кислорода, что бы он не успевал улетучиватся?
Внимательно перечитал. Рекламная бумажка с целью выбить финансирование и направленная на обоснование необходимости SLS.
В концепте полная путаница. Они даже не могут определиться в деталях размещения шлюзу (НОО Луны или гало-обрита в L2), но выдергивают выгодные места обоих вариантов, игнорируя слабые места обоих. L2 это 61,5 тыс км «за Луной». Попытка обосновать «экономией» траты на выход на гало L2, а потом уход с нее (полагаю имеются ввиду 2 возможные стартовые точки на орбите L2, когда старт будет перпендикулярен плоскости Луны) изначально обречены на провал, но вопрос «не замечают», но подчеркивают, что при этом не будет трат на наклон орбиты при желании уйти на точку с широтой, большей углу наклонения НОО (например приполярную область, где хоть какой то температурный баланс). Так что тут явная махинация — не упоминают, что или траты по выходу на гало и сходу с нее или же на наклон орбиты.
Далее достаточно пространные рассуждения по выбору топлива и схеме модуля. Описывается возможность двуступенчатого кислород-водородного и одноступенчатого метанового, указывается, что разница в весе будут аж 35 тонн, но затем мягко говоря странная фраза, мол компоненты для производства топлива смогут добывать прямо на Луне (не упоминая трат на это), а поэтому якобы кислород-водород окажется выгоднее.
Исходя из последнего пассажа можно сделать вывод, что непосредственно для взлета будет использоваться топливо, произведенное уже на Луне, а не из запаса, с которым планируется посадка.
Дальше по тексту я понял, что 5 км/с — это не эквивалент суммарных трат лунного Аполлона, а исключительно траты на перелет с гало до точки посадки (оценочно примерно так и есть). И тогда 66т/22т тонны — это траты на посадку (сход с гало, полный перелет под 90 градусов, торможение), а не посадка+взлет (тут по первой прикидке все бьется — v=4463*Ln(66/22)=4903м/c).
Так что все предыдущие расчеты по аналогии с Аполлоном были лишними, увы (((
В таком раскладе экономичность подобной реализации вызывает сомнения. Энергетические траты на перелет (если считать с Земли) выше и отобьются только если очень часто летать с Земли на гало и очень редко между Луной и гало. При этом допущение, что заправлять придется на Луне, а тут попадаем скорее в отдел фантастики.
Гало хороша для постоянной связи Земли с дальней стороной Луны, хороша для ориентации (упрощение перелета с Земли) как дополнительная базисная опора (плечо).
Но в остальном это скорее обоснование того, что лучше делать тяжелые SLS и тяжелый лунные, но экономить на второй ступени лунного посадочного (хотя как отметил, он по концепции не должен часто летать). Конечно авторов нельзя упрекать в попытках продвижения своих интересов, но это все же скорее лоббирование, чем рационализм, даже если забыть про лунное производство топлива.
Кстати, благодарю за интересный материал. Через пол часа на лекции попробую это детям объяснить и вместе пересчитаем. Обычно именно с темой для практических расчетов бывает беда — одно и то же считать не интересно, а придумать что то новое фантазии уже не хватает )
В концепте полная путаница. Они даже не могут определиться в деталях размещения шлюзу (НОО Луны или гало-обрита в L2), но выдергивают выгодные места обоих вариантов, игнорируя слабые места обоих. L2 это 61,5 тыс км «за Луной». Попытка обосновать «экономией» траты на выход на гало L2, а потом уход с нее (полагаю имеются ввиду 2 возможные стартовые точки на орбите L2, когда старт будет перпендикулярен плоскости Луны) изначально обречены на провал, но вопрос «не замечают», но подчеркивают, что при этом не будет трат на наклон орбиты при желании уйти на точку с широтой, большей углу наклонения НОО (например приполярную область, где хоть какой то температурный баланс). Так что тут явная махинация — не упоминают, что или траты по выходу на гало и сходу с нее или же на наклон орбиты.
Далее достаточно пространные рассуждения по выбору топлива и схеме модуля. Описывается возможность двуступенчатого кислород-водородного и одноступенчатого метанового, указывается, что разница в весе будут аж 35 тонн, но затем мягко говоря странная фраза, мол компоненты для производства топлива смогут добывать прямо на Луне (не упоминая трат на это), а поэтому якобы кислород-водород окажется выгоднее.
Исходя из последнего пассажа можно сделать вывод, что непосредственно для взлета будет использоваться топливо, произведенное уже на Луне, а не из запаса, с которым планируется посадка.
Дальше по тексту я понял, что 5 км/с — это не эквивалент суммарных трат лунного Аполлона, а исключительно траты на перелет с гало до точки посадки (оценочно примерно так и есть). И тогда 66т/22т тонны — это траты на посадку (сход с гало, полный перелет под 90 градусов, торможение), а не посадка+взлет (тут по первой прикидке все бьется — v=4463*Ln(66/22)=4903м/c).
Так что все предыдущие расчеты по аналогии с Аполлоном были лишними, увы (((
В таком раскладе экономичность подобной реализации вызывает сомнения. Энергетические траты на перелет (если считать с Земли) выше и отобьются только если очень часто летать с Земли на гало и очень редко между Луной и гало. При этом допущение, что заправлять придется на Луне, а тут попадаем скорее в отдел фантастики.
Гало хороша для постоянной связи Земли с дальней стороной Луны, хороша для ориентации (упрощение перелета с Земли) как дополнительная базисная опора (плечо).
Но в остальном это скорее обоснование того, что лучше делать тяжелые SLS и тяжелый лунные, но экономить на второй ступени лунного посадочного (хотя как отметил, он по концепции не должен часто летать). Конечно авторов нельзя упрекать в попытках продвижения своих интересов, но это все же скорее лоббирование, чем рационализм, даже если забыть про лунное производство топлива.
Кстати, благодарю за интересный материал. Через пол часа на лекции попробую это детям объяснить и вместе пересчитаем. Обычно именно с темой для практических расчетов бывает беда — одно и то же считать не интересно, а придумать что то новое фантазии уже не хватает )
опять же, это просто прикидка старого лунного, если бы бал одноступенчатый и тратил 4,5 км/с. Новый же заявлен 5. Путем нехитрых операций по росту удельной массы топлива и множителя 5/4,5 приходим к указанному мной корню из 2. Просто я изначально указал по короткой прикидке, чтоб не писать кучу формул — тут не любят этого и сажают карму, а при минусе тайминги идут на следующее сообщение )))
impulse (delta-v) capacity of 5 km/s
Это следовало бы перевести как «импульс, характеристической скоростью 5 км/с».
А если передавать смысл фразы, то «будет иметь запас характеристической скорости 5 км/с» или «будет иметь идеальную скорость 5 км/с»
UFO just landed and posted this here
чтобы создать разносторонний и способный на многое спускаемый аппарат, который можно быстро и недорого построить.
Lockheed Martin и недорого понятия несовместимые, чтобы они там не рассказывали. Красивые картинки про то как "космические корабли бороздят..." и в России рисовать умеют. Да-да, я про рисованную российскую супер-ракету летящую во Флориду. Выглядело правда дешево до смешного, но я уверен что бюджет нагнули на очень приличные деньги.
В любом случае НАСА планирует восстановить своё лидирующее положение в космосе.
Меня тоже удивил этот текст. НАСА давно уже номер 1, разве что Китай может поднажать и выйти на похожий уровень. Европа, Япония, Индия — не тот уровень.
А как же Россия?.. Россия на данный момент (как это не прискорбно) — это туземцы, которые пользуются трофейными мушкетами доставшимися от великих предков. Повторить еще могут, но все хуже и хуже… и мушкеты уже стреляют через раз, и вот вот начнут калечить и убивать самих стрелков.
Так что НАСА вне конкуренции.
PS: Спасибо за перевод. Давненько хотелось что-то узнать про планы таких монстров как Lockheed Martin. А то такие дела творятся, а они тихо сидят, как будто это и не их пирог делят.
Sign up to leave a comment.
Lockheed Martin раскрывает подробности проекта посадочного лунного модуля