Пилотируемый полёт на Марс

[Дэйв Боуман]

Интересная концепция полёта на Марс, предложенная Базом Олдрином: http://www.popmech.ru/part/?articleid=2648&rubricid=4

Проект Олдрина это высший пилотаж для "марсианистики". Чтобы его использовать, необходима установка на регулярные полеты на Марс. А Вы сами видите сколько противников даже элементарного "флаговтыка".

По большому счету, что можно обсуждать:
1. Технические возможности полета на Марс от "А" до "Я" - т.е. от проектов "мини" - флаговтыка, как Вы говорите, до грандиозных планов колонизации Марса.
2. Возможность "быстрого" полета - например за 10, ну 15 лет имеющимися средствами или теми, что создаются и могут быть созданы в ближайшие годы.
3. Полеты на Марс в общей концепции развития космонавтики, например - орбитальна станция, полеты на Луну, создание новых ракет, косм. кораблей и др. средств, полет на Марс и так далее.
4. Целесообразность полета на Марс. Что лучше - полет на Марс или другие программы, например полеты на астероиды.

Если так подходить, то тут можно говорить обо всем - от простейших проектов на ЖРД до грандиозных планов создания суперракет типа "Юпитер-3", газофазных ЯРД с удельным импульсом тяги от 10 000 до 20 000 с., нанотехнологиях, сверхлегких конструкциях, позволяющих создавать корабли гигантских размеров и пр.

Если говорить, почему не полетели или не хотят лететь - то эти вопросы выйдут за рамки "сугубо технических" - это и политика, и экономика, и мировые приоритеты развития как науки, так и общества в целом.

Я в одной из российских передач, посвященных годовщине полета Ю.А, Гагарина, пару лет назад слышал такие слова, которые меня поразили - просто никогда не задумывался над этим раньше - по соцопросам в разных странах, в России в том числе, сторонников полета на Марс - единицы. Причем одним из основных аргументов является высокая стоимость. Но что самое интересное - в ряде стран, где проводились подобные опросы, суммы, которое население тратит на покупку спиртного, сигарет, наркотиков и услуги проституток, намного выше тех, что нужны на простой проект полета на Марс.

Отсюда, мне кажется, и надо исходить в этом вопросе.

[Дэйв Боуман]

Гм, 250-тонный с 50-т ПН легко может иметь 6 км/с.
Нормальное массовое число ступени - 0.08, значит 50т ПН, 16т. блок и 184т. топливо, массовое число сборки 0.264, х/с 6000 м/с достигается при у.и. 460 с, буквально каждый первый водородный двигатель с высотным соплом дает столько, например RL-10B-2 - 465.5с. С такими двигателями 250-тонный корабль с 50-тонной ПН будет иметь х/с 6000 м/с при массовом числе ступени 0.0855, что вполне в пределах разумного. Например EDS для Ares V будет иметь примерно как раз такое же массовое число - точно не помню, но там был вес 130 с чем-то тонн полный при 11 с чем-то пустого, грубо столько же.

Параметры EDS (НК №1 2006 г.):
- используемое топливо 207696 кг.
- масса ступени после выгорания топлива 22063 кг. (сухая масса ступени 19344 кг. - заметьте, выгорает не всё топливо)
- удельный импульс двигателей J-2 451,5 сек.Теперь чисто по Циолковскому считаем:
v=w*lnК
К=(масса топлива+масса ступени+масса ПГ)/(масса ступени+масса ПГ) и тогда К=(207696+19344+146600)/(22063+146600)=373640/168663=2,215
v=9,8*451,5*0,795=3520 м/с
К тому же, дельта v эказывается в 6-7 км/с., а не точно в 6 км/с.
Кстати, а где откуда вы взяли массовое совершенство в 0,08?

это современная версия J-2? Я помню, что у того, что на "Сатурнах" был называлась цыфра 420-425 с. Могу источник указать.

Подскажите, за счет чего такая разница?

[Marlin]

Вы не поняли. Проект Олдрина предполагает наличие обитаемой, постоянно посещаемой станции насолнечной орбите.

[Дэйв Боуман]

Вы не поняли. Проект Олдрина предполагает наличие обитаемой, постоянно посещаемой станции насолнечной орбите.

Я это понял. Статью просмотрел.

Мои слова о том, что проекты есть разные. Это проект не самый простенький. А вопрос реализации марсианских проектов, по моему мнению, выходит за рамки сугуботехнических вопросов. Вы же говорили о "простомфлаговтыке". Вот я высказался, почему не полетели и о пределах обсуждаемой темы.

[Александр Хороших]

Параметры EDS (НК №1 2006 г.):

Новиков, только не бейте ногами - ошибку свою я понял. EDS, похоже, не требуются сверхпараметры по массовому совершенству - хватает той ХС, которая есть. Но пофиг. Так или иначе, но вы тоже неправы! Т. к. предполагается выводить корабль не за один раз, а в два приёма. Выходит, что и ступеней будет две (из таких соображений, что выводимые части корабля равны по массе, вторая ступень меньше по массе второй - чисто интуитивно кажется, что в первый приём выведут первую тсупень, во второй - связку вторая ст.+корапь), значит - и массовое совершенство хуже. Также оно будет хуже из-за необходимости мощной теплозащиты - криогенной ступени придётся долго быть в космосе...

Увы - я хоть и Дэйв Боуман, а английским не владею.

Дэйв, если есть интерес к такой теме, как полёт на Марс, то знание английского очень нужно. Посмотрите - половина ссылок в этой теме английские...

В прессе читал, что в США есть проект полета на Н2+О2 на Марс

С раздельной?.. Проскакивало где-то. но для себя я пометил это сообщение галочкой "маловероятно". А проекты были. Например - боинговский STCAEM Cryogenic AeroBrake Mission:
STCAEM Cryogenic AeroBrake Mission Summary:
Summary: Major NASA funded study produced by Boeing in 1991; focus on in-space propulsion
Propulsion: LOX/LH2
Braking at Mars: aerodynamic
Mission Type: opposition
Split or All-Up: all up
ISRU: no ISRU
Launch Year: 2016
Crew: 4
Mars Surface payload-tonnes: 25
Outbound time-days: 350
Mars Stay Time-days: 30
Return Time-days: 200
Total Mission Time-days: 580
Total Payload Required in Low Earth Orbit-tonnes: 800
Total Propellant Required-tonnes: 500
Propellant Fraction: 0.62
Mass per crew-tonnes: 200
Launch Vehicle Payload to LEO-tonnes: 140
Number of Launches Required to Assemble Payload in Low Earth Orbit: 8
Launch Vehicle: Shuttle Z

Его масса 400 тонн,

Вот это - самый наглый звездёж. Ошибка, похоже, журноламеров. суть: если посмотреть в презентации проекта Референс Мишшн 5.0 (простите, что набираю на русском - не в том состоянии), то можно увидеть, что пилотируемый корабль собирается 3 ракетами Арес-5. ПГ Ареса-5 на ЛЕО - 130 т.. 130*3=390, т. е. около 400. Вот, с форума по миссии:
"So it looks like this: four Ares V launching two separate payloads to Mars followed by another two Ares V and one Ares I for the transit vehicle and crew."
Т. е. ошипка - не три, а два Ареса-5. И ещё - в презентации указана нагрузка, на котору рассчитывают - не 130, а 125 т. Так что 250 т. как раз вывходит.

Вопрос - есть ли у кого картинкки марсианских кораблей на ЖРД?

Вот, см. приложение. Завтра, когда просплюсь, найду на диске фотографию комплекса, который разарбатывали по инициативе Королёва. Суть - разгон от Земли на ЖРД, торможение у Марса - аэродинамическое, потом разгон к земле на ЖРД, вход в атмосферу Земли в фарообразном аппарате.

А Вы сами видите сколько противников даже элементарного "флаговтыка".

Самое удивительно, есть сторонники флаговтыка. Посмотрите  соотв. тему - там голосов 7 точно есть за пункт "флаговтык".
Ну, а раз во флаговтыкательной миссии есть научные задачи и соотв. результаты - то, раз нет иных альетрнатив, практически все остальные будут за "миссию, которая есть", которою дают. Т. е. логика такая, что если отказаться - вообще ничего не будет.

Проект Олдрина это высший пилотаж для "марсианистики". Чтобы его использовать, необходима установка на регулярные полеты на Марс.

Да, именно на это он и нацелен.

Подскажите, за счет чего такая разница?

На Аресе-5 модификация - J-2Х.
А вообще, давно пора возродить тему в "Клубе общения звездочётов" - "Ваша концепция пилотируемого полёта на Марс".

[Дэйв Боуман]

С-300

Ну английский учить мне уже поздновато. Просто такой необходимости не было. Работа и пр. Только ради статей не стоит

Я так понял J-2 американцы довели до такого импульса. Молодцы.

400 т - мне тоже не совсем понятно. Если о массе корабля вообще - то в принципе для легкого корабля, тем более без ВПК этого хватит. У Феоктистова была статья - у меня есть ее копия - там раскладывается чего сколько. Правда вопрос рассматривается несколько теоретически - для минимального корабля. Правда с ВПК. Вот его масса - старт на н2+О2, потом все остальные операции на долгохранимом топливе - если не ошибаюсь - 390 т.

Если о выведении Арес-5 - то учитывайте коэфициент загрузки. он скорее всего будет меньше и и составит не 125, а 100 т. И того - 4 ракет. Кроме этого - свои ракеты на ВПК и базу.

А проекты поновее, чем королевский у Вас есть? Хотя и тот тоже интересен.

[Дэйв Боуман]

С-300

Если говорить о моей личной концепции - то она основана на том, что мне попросту хотелось бы физически дожить до такого полета.

Я несколько повторюсь - полет на Марс - это был тот некий ориентир, на который равнялись и в СССР и в США. Это некая "конечная цель" космических космических программ. правда при этом американцы развивали полеты шаттлов, а в СССР - орбитальных станций. И шли к хэтой цели как-бы не спеша.

Сейчас, когда за последних лет 15 потенциал СССР во многом утрачен, а в США интерес к Марсу хоть возобновлен, но с перспективой на 30-е года, то похоже когда реально полетят, не известно. да и не скоро.


Если задаваться вопросом, можно ли осуществить такой полет "быстро", то для этого надо использовать то, что есть - это съэкономит не только время, но и деньги. К тому же нужна кооперация, как с МКС.

И так, основные критерии экспедиции:
- выполнение проекта в срок 10-15 лет
- минимальная (или премлемая) стоимость проекта
- при реадлизации проекта избежать чрезмерной нагрузки на космическую отрасль - осуществлять проект не в ущерб или без резкого сокращения других программ
- максимальная надежность средств выведения, систем корабля и пр.
- законченность программы - даже если как и "Аполлон" она потом не получит дальнейшего развития.


Исходя из этого, необходимо объединить усилия ряда стран, но в первую очередь РФ, США и ЕС.

Для этого целесообразно создать многоразовый корабль с ЭРД на солнечных батареях пленочного типа, с ресурсом 3-4 полета.
Масса пилотируемого корабля в пределах 450-500 т.

Запускается без экипажа, выходит на высоту в 100 000  км, ожидает экипаж. экипаж стартует с земли на ракете среднего или тяжелого класса, стыковывается с разгонным блоком, переходит на орбиту базового корабля. При возвращении экипаж отделяется от базового корабля, входит в атмосферу, совершает посадку. Базовый корабль медлено "закручивается" до орбиты в 300-350 км. Это позволит уменьшить время пребывания в радиационных поясах Земли, сократит время экспедиции для экипажа.

Возможно создать его уменьшеный безпилотный вариант для запуска к Марсу в безпилотном варианте ВПК для испытаний, а в дальнейшем базы или оборудования для проведения исследований экипажем.

И так:
1. Орбитальный корабль - модули на базе "Мир" (или аналогов для МКС) - 3-4 шт, общей массой 60-70 т. Изготовливает и запускает РФ ракетой "Протон".
2. ВПК - возможно созжается совместно - запускается "Шаттлом-С" с грузоподъемностью до 46 т (2 ЖРД SSME, стандартная конфигурация баков и РДТТ, стартового комплекса)
3. Солнечные батареи и энергетический модуль - создается в РФ, запускается "Шаттлом-С" (описан выше)
4. Танкеры с рабочим телом - запускаются "Шаттлом-С" (3 ЖРД SSME, стандартная конфигурация баков и РДТТ, стартового комплекса).
5. Корабль с экипажем (он же корабль возвращения) - создается РФ, выводится ракетой "Протон" или "Зенит-2" (Украина).
6. Разгонный модуль на долгохранимом топливе - создается совместно, или США - выводится на орбиту ""Шаттлом-С" (3 ЖРД SSME, стандартная конфигурация баков и РДТТ, стартового комплекса, масса ПН 65 т).

Участие ЕС и др. стран - создание отдельных узлов и механизмов, оборудования. ЕКА - безпилотные запуски для выбора места посадки, доставки навигационного оборудования и средств связи - ракеты "Ариан-4,5".


Вот так, если описать словесно, это могло бы выглядеть.
 

[ректор]

Кое-что про марсоходы.
http://www.iraqwar.mirror-world.ru/article/157866

[Александр Хороших]

- законченность программы - даже если как и "Аполлон" она потом не получит дальнейшего развития.

Выходит флаговтык. Правда, и концепция от РККЭ тоже флаговтыкательная - минимум исследований и нет перспективы увеличения объёмов исследований. Напротив, американская экспедиция во много раз эффективнее, при том, что при развитии программы возможно существенное увеличение объёмов исследований и номенклатуры оборудования, доставляемого на планету. Дело в том, что, в отличие от нашей концпеции, их пилотируемый корабль доставляет только астронавтов - грузы доставляют отдельные корабли, поэтому при желании можно запустить не два грузовых корабля, как это предусматривается в проекте, а столько, сколько потребуется. Наш корабль не рассчитан на доставку к Марсу тяжёлых модулей, посадить на Марс планируется лишь ПГ что-то около 10 т., в американском же проекте - около сотни тонн в два приёма.

Для этого целесообразно создать многоразовый корабль с ЭРД на солнечных батареях пленочного типа, с ресурсом 3-4 полета.

Вы фактически описали концепцию от РККЭ. Концепция эта достаточно хреновая, если честно. Почему? Причины:
1. Выбор ЭРД обуславливает длительность разгона, следовательно:
- сокращение пребывания на Марсе с 550 сут. до 30-40
- увеличение пребывания космонавтов в невесомости с 180-210 сут. за один перелёт до 450-500 сут.
- длительное пребывание в радиационных поясах Земли
- уменьшение ПГ, который лимитируется площадью солнечных батарей и тягой ЭРД
2. Выбор солнечных батарей значительно понижает ПГ, как уже говорилось. Также:
- снижение тяговооружённости корабля по сравнению с вариантом, когда используется источник электричества от ядерного реактора
- в результате длительного пребывания в радиационных поясах происходит падение КПД батарей; бомбардировка пылью и микрометеоритами также понижают мощность батарей. В результате ни о каких 3-4 полётах речи, ИМХО, не идёт

1. Орбитальный корабль - модули на базе "Мир" (или аналогов для МКС) - 3-4 шт, общей массой 60-70 т. Изготовливает и запускает РФ ракетой "Протон".

При ПГ "Протона" равном 20 т., удастся собрать марсианский КК за 20 рейсов. чувствуете подвох? Да и вывести 60-70 тонные модули "Пртоном" ну никак не выйдет
Так или иначе, но выходит, что всё будет выводить в космос Америка. Потом, по вашему плану, она конструирует значительную часть компонентов корабля. И что остаётся на нашу долю? Да и в NASA уже принята совсем другая концепция, а признаков того, что они хотят с нами объединиться, нет. Значит, надо рассчитывать исключительно на себя.

[anovikov]

Теперь чисто по Циолковскому считаем:
v=w*lnК
К=(масса топлива+масса ступени+масса ПГ)/(масса ступени+масса ПГ) и тогда К=(207696+19344+146600)/(22063+146600)=373640/168663=2,215
v=9,8*451,5*0,795=3520 м/с

Что-то я не врубился в расчет...
Давай посчитаем так: какой будет х/с сборки в которой ступенью выступает EDS, и с ПН в 20% от общего веса сборки (как у тебя - 50 тонн нагрузка, 250 тонн общая масса). Тогда при весе EDS 207696 ПН будет 51924 кг, общий вес 259620, вес после отработки ступени 22063 + 51924=73987.

ln(259620/73987)=1,25532*9.8*451.5=5554 м/с. Ну, немного меньше 6 км/с, но EDS все-таки рассчитана на длительное хранение топлива, ее сухой вес намного выше чем был бы у ступени, запускаемой немедленно, т.к. нет теплоизоляции. Т.е. 6000 м/с - вполне достижимо.

Ступени со значительно лучшим массовым числом были. Например S-II :

Stage Number: 2. 1 x Stage: Saturn II. Gross Mass: 490,778 kg (1,081,980 lb). Empty Mass: 39,048 kg (86,086 lb). Thrust (vac): 5,165.790 kN (1,161,316 lbf). Isp: 421 sec. Burn time: 390 sec. Isp(sl): 200 sec. Diameter: 10.06 m (33.00 ft). Span: 10.06 m (33.00 ft). Length: 24.84 m (81.49 ft). Propellants: Lox/LH2. No Engines: 5. Engine: J-2.

Сборка со ступенью с массовыми характеристиками как у S-II имела бы при доле ПН в 20% х/с 6000 м/с начиная с у.и. 459.25 с, который легко достижим в вакууме. Тяговооруженность может пострадать так как высокоимпульсные двигатели обычно тяжелее, но это же разгонный блок которому работать в космосе, тяговооруженность скажем в 0.6 для него - высокое значение. Даже наоборот двигателей можно поставить меньше.

Например, если взять T=0.25, тяга должна быть 153368 кг, или 12 двигателей RL-10B-2, с массой 666 фунтов. Двигатели J-2 использованные на S-II весили 1438 кг, их там было 5. Итого выходит +(666*12)-1438*2.2*5=-7826фунтов или 3557 кг.

Новые параметры ступени:
заправленный вес 490778-3557=487221 кг
сухой вес 39048-3557=35491 кг
ПН 121805 кг

стартовый вес 487221+121805=609026
после отработки топлива 35491+121805=157296

х/с=ln(609026/157296)=1.3537*465.5*9.8=6175 м/с

ровно 6000 м/с выйдет при Т в районе 0.5, что для разгонного блока - через край.

так что никакой фантастики в ступени дающей при 20% ПН х/с в 6000 м/с нет.

[Mars]

А насколько эффективно для пилотируемого полёта на Марс использование ядерных двигателей по сравнению с обычными химическими?

[anovikov]

Достаточно эффективно, разница будет налицо. Поскольку вопрос задан качественно, то только качественный ответ на него и возможен, так что не обессудь...

[Mars]

Вопрос тогда таков: в перврй марсианской пилотируемой экспедиции какой двигатель будет вероятнее всего использоваться: ядерный или химический?

[anovikov]

Мне кажется что скорее все-таки электрореактивный с питанием от тонкопленочных СБ...

[Дэйв Боуман]

А насколько эффективно для пилотируемого полёта на Марс использование ядерных двигателей по сравнению с обычными химическими?

Если по импульсу тяги - то в 2 раза, но большие баки под водород, тяжелеее сам ЯРД, ниже тяговооруженность, чем у ЖРД, наличие защитного экрана.

Потому примерно в 1,8 раза.

[Дэйв Боуман]

С-300

Вы несколько не внимательно читали

1. масса крораббля 60-70 т. Это 3-4 пуска "Протона", а вовсе не один.

2. Ну хорошо, солнечные батареи ведь есть во многих проектах советских корабле? Наверное это все просчитываллось? По крайней мере, можно их менять.

3. Время пребывания на Марсе - речь идет о простой экспедиции - 30 дней с головой.

4. Пребывание в радиационных поясах - я писал, что корабль стартует без экипажа - экипаж доставляется разгонным блоком на ЖРД на орбиту в 100 000 км. У США был проект с аналогичным подходом.

5. Время пребывания в невесомости всеравно будет не меньше 1-1,5 лет. Например траектории Крокко, которые нвазывали "500-дневными". Если лететь на базовый корабль блоком с ЖРД, а возвращаться, как "Аполлоны" - базовый корабль закручивается назад без экипажа - то время будет не намного больше.

[anovikov]

Меньше чем 1.8... Скорее типа 1.6. Масса баков будет ого-го.
Самая легкая конструкция из применяемых в аэроспейсе целостных блоков - у Shuttle super-lightweight external tank. Он содержит 600 тонн кислород-водородной пары (при плотности водорода это где-то 120 тонн) при собственном весе 26.5 тонн. Массовое число выйдет 0.18. Ну может быть, 0.15, учитывая что водород намного легче.

[Дэйв Боуман]

Вопрос тогда таков: в перврй марсианской пилотируемой экспедиции какой двигатель будет вероятнее всего использоваться: ядерный или химический?

очень тяжело так сказать. Более вероятно ЭРД. Он может быть на солнечных батареях, может быть на ядерном реакторе.

Химический тоже может. С использованием аэродинамического торможения. Вполне пригоден для нескольких первых экспедиций. ЯРД были созданы, но очень юольшой перерыв - для их использования нужно менять технологии, проводить испытания.

Наиболее вероятно ЭРД.

[Дэйв Боуман]

нет, не менее 1,8. Дело в том,Ю что сравнивать баки с водородом ракет и корабля не правильно Нагрузки намного ниже при выведении на орбиту - запас просчности ниже. Я покажу сейчас проект с ЯРД, который был в США в конце 80-х.

Выведение ракетой ALS с массой ПН 68-74 т - 10 пусков. Масса корабля ок. 680 т. Возвращается на околоземную орбиту. 

[Дэйв Боуман]

http://epizodsspace.testpilot.ru/bibl/ziv/1994/06/mars.html

статья о последних разработках в СССР и разработках в США того же примерно периода