Страницы: Пред. 1 2 3 4 5 6 7 След.
RSS
Луна-Лагранж: первый этап освоения Луны, общие размышления на тему в контексте будущей ФКП
 
Цитата
chameleon пишет:
Цитата
frigate пишет:
Все было бы неплохо, но увы ЖРД РД-0146 может быть запущен только один раз,
Вот же блин... Упустил такой момент.
Ладно.
С вариантом двигателя "Д" ступень тоже увязывается, только из-за меньшей тяги их требуется не 4, а 6, а учитывая, что РД-0146Д длиннее на 1360 мм и больше диаметром на 700 мм, приходится вспоминать компоновки первых ступеней Фалькона-9 и Протона. Надо покрутить конструкцию.
===
Хех. Зато можно с чистой совестью говорить, что с РД-0146 на третьей ступени А-5 может вытащить на орбиту и более 30 тонн (урезать ступень по длине, поставить обратно переходник на ПГ и обтекатель... а доп вес там был 33 тонны).
Цитата
frigate пишет:
Идея многоразового РБ с криогенными ЖРД RL10 была основательно изучена НАСА в 1973 году
В каком смысле многоразового? А можно ссылку?
Выводится на Шатле, привозится на Шатле для кап.ремонта

Для отлетной траектории к Луне даже с учетом довыведения 3х РД-0146Д вполне хватает по ресурсу ЖРД. Правда будут большие грав.потери
чем у ЖРД с 10 тонной тягой.  

Погляжу где-то отчеты НАСА были :0
"Селена, луна. Селенгинск, старинный город в Сибири: город лунных ракет." Владимир Набоков
 
Цитата
Leonar пишет:
а по конструктиву по нагрузкам УРМы внизу проходят?
Вроде бы да... Разница между 73 и 78 тоннами, конечно, есть, но вроде бы не такая большая.
А точных данных по допустимым нагрузкам на УРМ-1 у меня нет.
 
chameleon вы знакомы с принципом динамического программирования Бэллмана - если вы планитуете миссию, забудьте на минутку о ракете и двигайтесь от достигнутого в обратном направлении от финиша к старту - если в точку Лагранжа надо доствить ПН в 20 тонн, то стоит для начала посчитать какая масса потребуется на отлетной траектории к Луне, а затем какая масса потребуется для ЛЭК на ОИСЗ. Зная эту величину, потом можно будет оценивать какие РН и каким образом ПН будет доставлена (по частям или целиком). Ничего личного  :)
Изменено: frigate - 12.02.2015 01:58:35
"Селена, луна. Селенгинск, старинный город в Сибири: город лунных ракет." Владимир Набоков
 
Цитата
frigate пишет:
с принципом динамического программирования Бэллмана
Как ни странно, знаком  :)  
Именно так задача исходно решалась.
Сначала я посчитал массы, необходимые для обеспечения экспедиции ПТК-Л на ОЛО и в Лагранж-1 - очевидно, других промежуточных точек лунной экспедиции для обычного орбитального корабля нет.
Собственно, сам ПяТаК (20 тонн полного веса, 1,45 км/с) способен самостоятельно уйти к Земле и с ОЛО(1300 м/с), и из точки либрации(900 м/с).

Для того, чтобы доставить его на ОЛО, нужно ещё 1,25 км/с. (1,3 на вход, 0,1 на маневры и 1,3 на отлет = 2,7 км/с)
Это (с дополнительным разгонным блоком) - 31,5 тонны на траектории к Луне. Причем не очень важно, гептиловый или керосиновый блок.

Для того, чтобы доставить его в Лагранж-1, нужно ещё 0,35 км/с. (0,82 на вход, 0,3 на маневры,0,82 на отлёт = 1,7 км/с)
Это (с дополнительным разгонным блоком) - 23,5 тонны на траектории к точке либрации. Ну, здесь в расчетах недозаправленный Фрегат.

Ну и тут я ухватился за голову, т.к. 25 тонн на отлёт - это вроде как предел возможностей двоепуска А5. И стал считать.
Что же касается лэндера, то его, с учетом выведения к Луне ядерным буксиром, главное бы вытащить на орбиту.
==Оффтоп про буксиры==
Цитата
Этапы работы по ТЭМ:
1)Разработка новых рабочих тел для ММБ с маршевыми ЭРДУ в период 2016-2021 гг., так как возможность существенного увеличения объемов производства ксенона весьма проблематична из-за малого содержания этогогаза в атмосфере и земных породах и значительной дороговизны;

2)создание мощных маршевых электроракетных двигательных установок ММБ в период 2019-2023 гг., с масштабом энергодвигательных систем (от 10 кВт в настоящее время до требуемых нескольких сотен и тысяч кВт), при этом увеличение мощности на несколько порядков величины требует отработки новых технических решений;

3)создание бортовых энергетических установок (солнечных энергетических установок или ядерных энергических установок) для маршевых электрореактивных двигательных установок ММБ в период 2019-2023 гг., с обоснованием возможности создания ключевых элементов космических ЭУ мегаваттного уровня с ресурсом не менее 10 лет и экспериментально подтвержденными характеристиками.

С учетом этого, разработка эскизного проекта по комплексу ММБ с ЭРДУ планируется только к 2024 г., с выходом на летные испытания после 2030 года.
====
И насчитал следующее:
1) Гравпотери при установке 4-х РД-0146Д такие, что всего на орбиту выходит не более 41 тонны (ступень УРМ-2ВС + остаток топлива).
2) А при 6 двигателях предельно можно вытащить 43 тонны и это получается таки максимум для Ангары и водородной третьей ступени. Больше при всей оптимизации траектории не вытянуть. При этом для довыведения третьей ступени сжечь нужно ещё 31 тонну топлива.
3) Конструкция ступени получается на пределе. Всего 64 тонны топлива на 10 тонн сухой конечной массы (без СОЗ и прочего, что можно сбросить на каком-либо этапе).
4) Мало того, она получается ещё и сложной - шесть двигателей РД-0146Д очень серьёзных габаритов (3,35 м в высоту, 1,95 в диаметре среза сопла), которые нужно как-то установить, а сами по себе они весят по 250 кг минимум. Если их компоновать в круг под ступенью, то ужимаются они только в 6,2 метра диаметра по внешнему обводу сопел, а если навешивать сбоку, как на Протоне, то я не посчитаю массу ступени.

При этом кислород-водородного блока на 43 тонны стартовой и 10 тонн пустой массы хватает для отправки в Лагранж 23,5 тонн корабля.
Но из-за того, что конструкция получается на пределе и сложной...
Изменено: chameleon - 12.02.2015 11:42:40
 
По статистике Роскосмоса в лучшем случае сухая масса ступени (без массы ЖРД) при РЗТ 64 тонны составит ~7.5 тонн, при этом с учетом масссы 1 ЖРД (275-300 кг), общая масса заправленной ступени  с 6 ЖРД РД-0146Д выливается  :)  в 9.3 тонны. Ваша оценка в 10 тонн сухой массы ступени достаточна близка.    
Компоновка ОДУ ступени  - 6 ЖРД РД-0146Д еше надо разместить с учетом углов качания сопел на 4 градуса в каждой из 2х плоскостей качания (а сопло там приличной длины после раздвижения)
Гравпотери на отлётной траектории к Луне - пытаюсь днём с огнем найти специальную тему о гравитационных потерях ХС на отлетной тректории к Луне (TLI маневр), которую я открыл пару лет тому назад   :(    Там была формула рачета трав потерь в завицимости от тяговооруженности РБ (T/W)
Изменено: frigate - 12.02.2015 13:56:57
"Селена, луна. Селенгинск, старинный город в Сибири: город лунных ракет." Владимир Набоков
 
Эврика  :idea:  
Гравитационные потери TLI маневра
http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/forum13/topic8622/

Нашел "кладезь мудрости": Технический отчет НАСА, подготовленный компанией BELLCOM, Inc.
Document ID: NASA-CR 73517
SUBJECT: Finite - Thrust Transfers to Synchronous orbit and Translunar Injection
DATE: September 4, 1968
FROM: A. L. Schreiber
PAGES: 9
PDF link  
Изменено: frigate - 12.02.2015 14:18:20
"Селена, луна. Селенгинск, старинный город в Сибири: город лунных ракет." Владимир Набоков
 
Мы уже это обсуждали в теме про супертяж!  
http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/forum13/topic9861/?PAGEN_1=195
"Селена, луна. Селенгинск, старинный город в Сибири: город лунных ракет." Владимир Набоков
 
Цитата
frigate пишет:
Ваша оценка в 10 тонн сухой массы ступени достаточна близка.
Это хорошо.  :)  Потому что с большей массой ступени конструкция попросту перестаёт увязываться.

Цитата
frigate пишет:
Компоновка ОДУ ступени- 6 ЖРД РД-0146Д еше надо разместить с учетом углов качания сопел на 4 градуса в каждой из 2х плоскостей качания (а сопло там приличной длины после раздвижения)
Как я прикинул, диаметр ОДУ ступени по внешнему краю сопловых насадков ЖРД - 6,00-6,25 метров - в зависимости от того, какой запас брать _сверх_ свободного пространства для качания сопел (на глаз длина сопла с насадком около 2 метров, при отклонении на 4 градуса это 140 мм).
Цитата
frigate пишет:
Гравитационные потери TLI маневра
Угу. Нашёл рисунок 10.5.4-2. в документе.
Общая масса орбитального блока на старте 66,5 тонн. Включаем либо все 6, либо только 4 РД-0146Д.
При 6-ти соотношение TW 0,67, при 4-х - 0,45.
По графику это соотвественно 10 и 26 м/с потерь.
А ХС орб.блока - 3158 м/с. При необходимой 3125 м/с (или 3150 м/с в других источниках).
Изменено: chameleon - 12.02.2015 17:22:27
 
Цитата
chameleon пишет:
диаметр ОДУ ступени по внешнему краю сопловых насадков ЖРД - 6,00-6,25 метров
Это, к слову, порождает сразу несколько проблем:
1)транспортировка такой негабаритной ОДУ.
2)стыковка с транспортируемой по ЖД остальной частью ступени (диаметр 4,1 м).
3)стыковка с опорой-адаптером второй ступени - центрального УРМ-1 (диаметр 2,9 м, у имеющегося адаптера для УРМ-2 - 3,6 м).
 
У меня где-то была картинка с габаритами ЖРД РД-0164Д с выдвинутым соплом с МАКСа-2013.
Однако если ЖРД в кластере качаются независимости то min зазор между соплами нужно умножить на 2 в случае когда два соседних сопла приближаются друг к другу. Кстати для справок обратите внимание на криогеную вторую ступень РН Сатурн 1Б с 6 ЖРД РЛ-10   :idea:  
Изменено: frigate - 13.02.2015 08:34:21
"Селена, луна. Селенгинск, старинный город в Сибири: город лунных ракет." Владимир Набоков
 
Цитата
frigate пишет:
картинка с габаритами ЖРД РД-0164Д с выдвинутым соплом
Благодарю  :)
Длина качающейся части получается по рисунку около 2850 мм. Отклонение тогда достигает 200 мм... А диаметр ОДУ тогда составляет 6,65 м (только запас на качание между двигателями с учетом случая встречного качания) и выше. Предполагаю итоговый диаметр в 6,85 м...
 
2853← длина качающейся части сопла в мм
0,0698131701← 4 Градуса отклонения сопла
0,0697564737← Синус 4 град
200← предельное отклонение сопла в мм
0← дополнительный запас расстояния между РД в мм
1950← диаметр двигателя в мм
2350← сторона шестиугольника, образованного центрами двигателей
3325← радиус ОДУ (+радиус двигателя)
6650← диаметр ДУ из 6хРД-0146Д
Что ж, такую установку перемещать возможно только в разборе, собирая уже на космодроме.
Осталось только её нарисовать.

Кстати, на слайде есть фраза: "снижение массы двигателя". Интересно, это относительное снижение, или РД-0146Д действительно легче простого "0146"?

Цитата
frigate пишет:
криогеную вторую ступень РН Сатурн 1Б с 6 ЖРД РЛ-10
http://astronautix.com/stages/saturniv.htm
Обратил. Она легче(РЗТ 45 тонн), двигатели у неё меньше, а диаметр баков 5,5 м. Но похожа.

Кстати, документ, в котором был график расчета гравпотерь, включает интересные данные по расчету экспедиции через Лагранж.
 
Продолжение:
Судя по расчетам в документе (экспедиция на Луну через Л-1), 3150 м/с - это dV для полёта в Лагранж-1 по быстрой прямой траектории (3-6 дней в пути). А по медленной, 5-7 дней, с облётом Луны, можно и больше 24 тонн отправить.

Что же касается лунного корабля для таких экспедиций, то я немного посчитал и пришёл к выводу:
Для ЛК "L1-Луна-L1" соотношение Мпг и Мст составляет около 0,1, если УИ двигателей на АТ-НДМГ равен 327  секунд. Мпг здесь - только масса кабины и космонавтов, без ракетного блока взлетной ступени.
И для того, чтобы приблизительно сравняться с Аполлоновским ЛК, нужно иметь корабль не 15, а 17 тонн. В принципе, не такая уж и большая проблема.

Более важная проблема заключается в том, что полёт ЛК от L1 к Луне будет длиться больше суток (в расчётах NASA примерно 1,7 дня), и столько будет длиться обратный полёт. Итого 3,5 дня только на перелёты + время активности на поверхности, не менее 2-х суток + резерв.
 
Цитата
Длина качающейся части получается по рисунку около 2850 мм
Это для стартовой конфигурации - после раскрытия ВСН там 3 метра "with a ГАКом" (обратите внимание на размер на ПРАВОМ рисунке)  :idea:  
Цитата
на слайде есть фраза: "снижение массы двигателя"
РД-0146 и РД-0146Д обратите внимание на давление в КС http://www.kbkha.ru/?p=8&cat=8&prod=73

Криогеннная втораю ступень РН Сатурн-1Б с 6 ЖРД РЛ-10 S-IV:  у ступени диаметр 5.49 м , у ЖРД RL-10A-3 диаметр 2.13 м и высота с выдвинутым насадком 4.14 м, так что ваша ступень запросто может ужаться до 5 метров, а при наличии конического ХО даже до меньшего диаметра  :)
Изменено: frigate - 14.02.2015 10:34:31
"Селена, луна. Селенгинск, старинный город в Сибири: город лунных ракет." Владимир Набоков
 
3150 м/с - это dV для TLI маневра - выходa на отлётную траекторию к Луне
"Селена, луна. Селенгинск, старинный город в Сибири: город лунных ракет." Владимир Набоков
 
Цитата
frigate пишет:
Это для стартовой конфигурации - после раскрытия ВСН там 3 метра "with a ГАКом"
Обратил. 2850 мм - это от нижней границы выдвинутого соплового насадка до линии, которая на слайде помечена как ось качания. А 3350 мм, 3 метра с гаком, это полная длина - и на всё, что выше оси качания, всего-то 0,5 метра приходится.

Цитата
frigate пишет:
РД-0146 и РД-0146Д обратите внимание на давление в КС
То есть "Д" всё-таки реально легче. Не 240-250 кг, как "0146", а допустим, 220. Это хорошо - тогда ОДУ весит всего 1320 кг.

Цитата
frigate пишет:
у ступени диаметр 5.49 м , у ЖРД RL-10A-3 диаметр 2.13 м и высота с выдвинутым насадком 4.14 м
В S-IV, если верить астронаутиксу и Вэйду, применялся не RL-10A-3, а более ранний RL-10. У него диаметр был всего 0,92 метра.
http://astronautix.com/stages/saturniv.htm
http://astronautix.com/engines/rl10.htm
А вот без конического ХО и конического же адаптера, увы, не обойтись.
Цитата
frigate пишет:
3150 м/с - это dV для TLI маневра - выходa на отлётную траекторию к Луне
Минимальная dV для Луны - 3150?..
:)
Тогда ступень способна обеспечить 23,5 тоннам импульс на отлёт к Луне и в Лагранж по быстрой траектории :) И чуть большей массе  - на отлет в Лагранж по медленной траектории.
 
1. Delta-V
ХС на отлетной траектории к Луне (TRANSLUNAR INJECTION TLI) с ЛЕО высотой 200 км - 3,150 м/сек (идеальная);
ХС на торможение у Луны и выход на орбиту ОСЛ (LUNAR ORBIT INSERTION LOI) высотой 100 км с любым наклонением 1,300 м/сек  
2. По поводу РН Саурн-1Б рекомендую обратиться к первоисточнику "Saturn illustrated chronology, april 1957 to june 1964"  
По поводу Вейда - доверяй, но проверяй  
3. Согласен ось качания на пол метра ниже
4. Масса ЖРД РД-0146Д где-то 275-300 кг (он все равно тяжелее чем РД-0146 из-за механизма выдвижения и композитного ВСН)  
Изменено: frigate - 14.02.2015 12:34:06
"Селена, луна. Селенгинск, старинный город в Сибири: город лунных ракет." Владимир Набоков
 
Информация к размышлению - для Лунного Корабля для высадки на Луну из точек Лагранжа наиболее подходящей
была выбрана ДУ на базе РД-58М
Lunar Lander Designs for Crewed Surface Sortie Missions in a Cost-Constrained Environment AIAA-2013-5479
"Селена, луна. Селенгинск, старинный город в Сибири: город лунных ракет." Владимир Набоков
 
Предложение № 1 имеет смысл при отсутствии РН мощнее Ангара-А5, наличии лунного орбитального корабля(ЛОК) типа «Союз» или ПТК и планов лунных экспедиций.
Предложение № 2 имеет смысл при отсутствии РН мощнее Ангара-А5 и многоразового межорбитального буксира с ЯЭРДУ, наличии ЛОК и планов лунных экспедиций.

1. Водород-кислородный блок(ступень) для РН «Ангара-А5» с возможностью повторного запуска на орбите «УРМ-2ВС». Его применение как средства межорбитальной транспортировки (СМТ) в лунной программе.


Возможности ступени:
Ступень предназначена для двухпускового выведения стыкующегося полезного груза массой до 23,5 тонн на отлётную орбиту (к точке либрации L-1 или Луне), для этого ступень оснащена пассивным стыковочным узлом, системами стыковки и бортовой системой «Курс».

Размещение ступени на РН и выведение на орбиту:
При установке на РН Ангара-А5 ступень УРМ-2ВС с малым обтекателем, закрывающим стыковочный узел и системы стыковки, заменяет всю головную часть РН: ступень УРМ-2, полезную нагрузку и обтекатель полезной нагрузки:

При выведении по окончанию работы ЦБ блок УРМ-2ВС отделяется и выходит на монтажную орбиту самостоятельно, где ожидает стыковки полезного груза. После стыковки и выхода в точку старта блок обеспечивает отлётный импульс и отделяется.

Параметры ступени:

Двигательная установка

6хРД-0146Д*

Тяга ДУ

45 тс

Удельный импульс ДУ

4606 м/с

Размеры ступени (высота х диаметр)

~21 м х 4,1 м по бакам / 6,85 м по обтекателю ДУ

Конечная масса ступени без простав и системы обеспечения повторного запуска двигателей

Не более 10000 кг

Масса заправляемого топлива (жидкий кислород + жидкий водород)

~64000 кг



Масса при старте РН

~75000 кг

Масса на монтажной орбите (ступень с остатком топлива)

~43000 кг

Масса стыкующегося ПГ, отправляемого на отлётную траекторию (характеристическая скорость = 3160 м/с)

~23500 кг

Гравитационные потери при выведении на отлётную траекторию

Не более 10 м/с при 6 РД-0146Д

Время жизни ступени на орбите (аналогично КВРБ)

9 часов

Для сравнения параметры ГЧ с УРМ-2 (ступень УРМ-2 + ПГ + обтекатель)

Масса при старте РН

73000 кг

Масса на монтажной орбите (пустой УРМ-2+ПГ)

30000 кг

Двигательная установка

1хРД-0124

Тяга ДУ

30 тс

Удельный импульс ДУ

359 с
* более эффективной, легкой и компактной ДУ был бы одиночный кислород-водородный ЖРД тягой 40-45 тс, УИ 470 с и с возможностью повторного запуска.

Применение ступени:
Ступень предназначена для использования в качестве средства межорбитальной транспортировки(СМТ), в частности, при проведении лунных пилотируемых экспедиций с использованием корабля ПТК-Л по двухпусковому сценарию:

Также СМТ может использоваться для отправки на отлёт любой другой полезной нагрузки, способной совершать активную стыковку на НОО.
Таблица возможностей ступени:

Назначение

Требуемая ХС

Масса ПГ

Точка либрации Л-1 (время полёта 3-6 дней)

3150 м/с

23,5 тонны

Луна (облётная траектория)

3150 м/с

23,5 тонны

К внутренним планетам

3700 м/с

16,5 тонны
Пилотируемая экспедиция с использованием ПКК ПТК-Л и СМТ «УРМ-2ВС»

Тип экспедиции

Требуемая ХС корабля после получения отлётного импульса

1. Облёт Луны

200 м/с

2. Посещение точки либрации Л-1

1820 м/с

3. Посещение низкой окололунной орбиты

2700 м/с
При собственной ХС корабля ПТК-Л в 1,45 км/с в случае № 1 не потребуется дополнительных разгонных блоков. Масса корабля ПТК-Л составляет 20 тонн, что позволяет использовать СМТ УРМ-2ВС для облётных экспедиций.
В случае № 2 потребуется разгонный блок на ХС 370 м/с. С использованием РБ на АТ-НДМГ достаточно РБ с Рзт ~2600 кг, к примеру, недозаправленный РБ «Фрегат». Общая масса составит не более 23500 кг, что позволяет использовать СМТ УРМ-2ВС для осуществления пилотируемой экспедиции в точку либрации.
В случае № 3 потребуется разгонный блок на ХС 1250 м/с. С использованием РБ на АТ-НДМГ достаточно РБ с Рзт более 10 тонн, к примеру, РБ «Фрегат-СБ». Общая масса составит около 32000 тонн, что не позволяет использовать СМТ УРМ-2ВС в этом случае.

Орбитальный блок в составе ПТК-Л+РБ «Фрегат»+УРМ-2ВС позволяет проводить пилотируемые экспедиции в точку либрации L-1, в облёт Луны и на высокую окололунную орбиту, без использования более тяжелых РН, чем РН Ангара-А5.


2. Предположение по варианту лунной пилотируемой экспедиции с использованием перспективного лунного взлетно-посадочного корабля(ЛВПК), орбитального корабля ПТК-Л и СМТ УРМ-2ВС

Согласно работам «РКК Энергия», необходимая масса ЛВПК на низкой полярной окололунной орбите должна составлять 27-35 тонн, что соответствует массе полезного груза ЛПК (кабина с экипажем, оборудованием и грузом) 3,5-5 тонн.
Это приводит к тому, что ЛВПК:
  1. не может быть выведен на околоземную орбиту существующими РН (масса и габариты превышают возможности наиболее мощной РН Ангара-А5);
  2. не может быть доставлен на ОЛО с использованием СМТ УРМ-2ВС.
Кроме того, при использовании УРМ-2ВС доставка корабля ПТК-Л возможна только на высокую ОЛО или в точку либрации. Для достижения аналогичной массы ПГ при посадке из точки либрации стартовая масса ЛВПК составит 35-50 тонн.
Возможным решением данной проблемы является разделение ЛВПК при посадке из точки либрации на тормозной ракетный блок ТРБ и собственно ЛВПК.
Необходимая ХС для достижения точки либрации с переходной орбиты составляет около 800 м/с, в зависимости от времени перелёта. При использовании для старта к точке либрации двухпускового сценария и СМТ УРМ-2ВС, что соответствует массе ПГ на переходной орбите 23,5 тонны, и самостоятельном выходе в точку либрации, конечную массу ПГ в точке либрации можно принять за 18,5 тонн. Стыковка ТРБ и ЛВПК в точке либрации, таким образом, даст нам 37 тонн перед посадкой на Луну и обеспечит массу полезного груза ЛВПК ~3,5 тонны.
Характеристики блоков ЛВПК

Характеристика

Значение

Блок

ТРБ

Стартовая масса на НОО

~23,5 тонны

Масса после выхода в точку либрации

~18,5 тонн

Топливо

АТ-НДМГ

УИ

328 с

Характеристическая скорость с пристыкованным ЛВПК

~1750 м/с

Блок

ЛВПК

Стартовая масса на НОО

~23,5 тонны

Масса после выхода в точку либрации

~18,5 тонн

Топливо

АТ-НДМГ

УИ

328 с

Delta V посадочной ступени при посадочном маневре

~1250 м/с

Суммарная ХС посадочного маневра

3000 м/с

Полная масса посадочной ступени

13 тонн

Масса посадочной ступени в точке L1

8 тонн

Конечная масса посадочной ступени

2 тонны

Полная масса взлётной ступени

10,5 тонн

Конечная масса взлётной ступени

4,5 тонны

Характеристическая скорость  взлётной ступени

2725 м/с
Схема 6-пусковой экспедиции
1. Запуск РН Ангара-А5 с ЛВПК.
2. Проверка ЛВПК на НОО ожидания.
3. Запуск РН Ангара-А5 с УРМ-2ВС
4. Стыковка ЛВПК с УРМ-2ВС
5. Отлёт ЛВПК по долгой траектории (5-7 дней)
6. Запуск РН Ангара-А5 с ТРБ
7. Проверка ТРБ на НОО ожидания.
8. Запуск РН Ангара-А5 с УРМ-2ВС
9. Стыковка ТРБ с УРМ-2ВС
10. Отлёт ТРБ по более быстрой траектории (3-6 дней)
11. Прибытие ЛВПК и ТРБ в точку либрации.
12. Стыковка ЛВПК и ТРБ, ожидание в точке либрации (N дней)
13. Запуск РН Ангара-А5 с ПТК-Л+РБ
14. Проверка ПТК на НОО ожидания.
15. Запуск РН Ангара-А5 с УРМ-2ВС
16. Стыковка ПТК с УРМ-2ВС
17. Отлёт ПТК по быстрой траектории (3-6 дней)
18. Прибытие ПТК в точку либрации
19. Стыковка ПТК и ЛВПК, переход экипажа
20. ЛВПК+ТРБ переходят из точки либрации на ОЛО (~800 м/с) (приблизительно 2 дня)
21. ТРБ выдаёт импульс схода с орбиты и отделяется
22. ЛВПК окончательно гасит скорость и совершает посадку
23. Работа на поверхности
24. ВС ЛВПК стартует напрямую к точке либрации (приблизительно 2 дня)
25. ВС ЛВПК прибывает в точку либрации
26. ПТК-Л стыкуется с ВС ЛВПК, переход экипажа
27. Полёт ПТК-Л к Земле (3-6 дней)
28. Посадка

Впрочем, разделение ЛВПК на подэлементы имеет смысл и при возможности использования для транспортировки орбитального буксира с ЯЭРДУ.
 
Облёт - совершенно ненужный этап, ещё хуже флаговтыка...
И бесы веруют... И - трепещут!
 
Один такой шестипуск ради флаговтыка обойдется в лярд баксов, не считая "железа" ПН. Может лучше на супертяж деньги потратить?
Страницы: Пред. 1 2 3 4 5 6 7 След.
Читают тему (гостей: 1)
Журнал Новости Форум Фото Статьи Книги