О космосе - общая ветка
Экзот
Элефантерия
Наивный вопрос. При каждом рейсе "Прогресса", "Союза", теперь ещё и "Дрэгона" с "Верном", в океан сбрасываются солнечные батареи, аппаратура, корпуса. Это всем общеизвестно, но не было ли у кого мыслей оставлять этот "ЗИП" (не 100%, конечно, а скажем, каждый десятый корабль) на/у МКС? Солнечные панели можно же унифицировать с теми, что работают на МКС? Из "бочек" отсеков кораблей можно делать новые модули МКС. Про то, что из какого то "Прогресса" делали недоспутник я в курсе, но это немного не то.
mErLin
RA-1103G
Увы. Эти бочки сгорают не просто так. Они выполняют важнейшую функцию одноразовых мусорных вёдер и канализации. А утилизируемой дряни на МКС хватает. Например, человеческое гуано, которое автоматически запаковывается унитазом в спецпакетики и потом вручную складируется в Прогрессе (моча хотя-бы идёт на техническую воду). Если предположить, что на станции обитают 6 человек и каждый нагаживает за день (вместе с весом упаковки) 1кг, то за пару-тройку месяцев между рейсами "Прогрессов" получается целая навозная куча массой сотни кг! Плюс - непищевые отходы. Сколько на станции прибыло с Союзами, ATV, HTV, Драконами - примерно столько должно и убыть.
Например, на Скайлэбе, который пережил всего 3 экспедиции и не предполагал кораблей снабжения, эта проблема была решена очень просто - один из баков этой недоракеты-недостанции выполнял роль выгребной ямы. Благо что объём у него был - не за**ать за десятилетия
Последнее редактирование:
Экзот
Элефантерия
mErLin, я ж не говорю, что всех их надо там оставлять.
А, если катапульту поставить?
mErLin
RA-1103G
Экзот, потребуется катапульта, единомоментно обеспечивающая сотни м/с характеристической скорости. Целая пушка. Иначе груз не упадёт за 1 виток и перейдёт на орбиту, которая будет пересекаться со станцией (с той-же относительной скоростью, с которой был катапультирован). Разработка такой катапульты получится не дешевле создания нового грузовика. Если учесть, что даже гораздо более простых новых разработок для ПК в России не ведётся в принципе - просто некому их вести - идея такой катапульты переходит в область НФ
Экзот
Элефантерия
Это понятно.
Почему? Соленоид и стальное ведро. Солнечные батареи и батарея конденсаторов не обеспечат такого импульса? Ну, стрелять ведром с РДТТ...
MikVolg
РадиоТушила RL6MI
Они-то может и обеспечат, вот только станция на этот же импульс изменит и свою скорость. Придётся корректировать, а это топливо.
Экзот
Элефантерия
Ranger_avv
Молодой гироскопист
Так вот мы и приходим к идее использовать гуано для коррекции орбиты-почти по Хайнлайну.
maTT
LED
можно и сам процесс выделения использовать =)
mErLin
RA-1103G
Экологи обязательно взовьются
ЛевМих
Местный
Попробую "размяться" перед вечерними трудами
Все рассмотрение - в "земной" системе координат. Влиянием Солнца пренебрегаем - хотя это не совсем корректно, ибо орбита Луны недалека от границы "сферы влияния" Земли в Солнечной системе. Все частные оценки скоростей - до +/-0,1...0,2 км/сек (а суммарные значения "характеристической скорости" - соответственно грубее).
Следующий сценарий, ИМХО, довольно близок к энергетически оптимальному.
1.1. Разгон по касательной к исходной низкой орбите примерно в направлении Луны (с упреждением Луны примерно на 3 суток) - от исходной орбитальной скорости на высоте МКС (7,7 км/сек) до примерно 10,8 км/сек (на 4% меньше "приземной" "параболической" скорости 11,2 км/сек: 3% из-за высоты начальной орбиты и 1% из-за конечности расстояния до Луны). Т.е., нужен разгон на 10,8 - 7,7 = 3,1 км/сек (типичная задача для разгонного блока!), а в результате - баллистический полет к Луне по сильно вытянутому эллипсу, почти касательному к орбите Луны.
Поскольку орбита Луны - вблизи плоскости эклиптики, а орбита МКС сильно наклонена к экватору, то "стартовое окно", позволяющее попасть в Луну по такой траектории без использования существенного импульса поперек исходной орбиты, бывает 1 раз в лунный месяц и длится десятки сек (или, при наличии умеренного резерва энергии, 2-3 "окошка" продолжительностью порядка 1 мин с интервалом в сутки; подробнее о стартовых окнах и о проблеме поворота плоскости орбиты см. http://aviaforum.ru/showthread.php?p=1268662#post1268662 ). А во всякое другое время потребуется существенный поперечный импульс и соответствующий расход топлива.
1.2. КА, летящий к Луне по сильно вытянутому эллипсу, входит в "сферу влияния" Луны с малыми радиальной и тангенциальной скоростями - в несколько раз меньшими, чем скорость Луны на ее орбите вокруг Земли (около 1 км/сек). Если бы не орбитальное движение Луны, то при пролете КА вблизи Луны произошли бы разгон КА притяжением Луны до "лунной" параболической скорости (2,4 км/сек), облет Луны на этой скорости, "улет" от Луны с потерей скорости, полет обратно к Земле по примерно тому же сильно вытянутому эллипсу и, наконец, вход в атмосферу со скоростью около 11,1 км/сек.
Но Луна не неподвижна, а летит со своей орбитальной скоростью, и в ее системе отсчета КА входит в ее "сферу влияния" не с исчезающе малой скоростью, а со скоростью, сравнимой с этой орбитальной скоростью Луны. Поэтому при пролете вблизи Луны без коррекции траектории произойдет "гравитационный маневр" - поворот вектора скорости КА в системе Луны и последующее изменение величины скорости в системе Земли (подробнее о гравитационных маневрах см. http://aviaforum.ru/showthread.php?p=1268691#post1268691 ). Результат зависит от того, с какой стороны от Луны и на каком расстоянии будет пролет КА, но в любом случае КА существенно изменит траекторию, и новая траектория, вообще говоря, не будет траекторией возврата на Землю.
Если всерьез решать задачу баллистического облета Луны с возвратом на Землю, то необходимо учитывать тяготение Солнца и, вероятно, можно сочинить траекторию с возвратом по совсем другому, но также сильно вытянутому эллипсу. Если же не учитывать Солнце, то для возврата на Землю после облета Луны нужно произвести коррекцию траектории в окрестностях Луны, причем энергетически выгоднее сделать это как можно ближе к Луне. В этом случае нужен умеренный корректирующий импульс - с изменением скорости, в несколько раз меньшим орбитальной скорости Луны.
ЗЫ. Корректирующий импульс при облете Луны, нужный для возврата КА на Землю с учетом значительной орбитальной скорости Луны, может быть значительно уменьшен (вплоть до обнуления), если реализовать траекторию в виде "восьмерки", и именно так выглядят реальные траектории полетов на Луну и обратно. Для этого нужно увеличить тангенциальную скорость в апогее эллиптической орбиты, которая была бы в отсутствие Луны, до половины орбитальной скорости Луны, - тогда траектория "гравитационного маневра" при облете Луны может быть симметричной относительно линии Земля-Луна в системе координат, вращающейся вокруг Земли вместе с Луной. Эта симметрия должна минимизировать (теоретически - обнулить) необходимый импульс коррекции траектории при облете Луны с последующим возвратом к Земле.
Для реализации "восьмерки" с минимальным импульсом коррекции нужно немного (на несколько град?) повернуть вектор импульса разгона на НОО в сторону от Земли и совсем немного (доли %) увеличить скорость ухода с НОО. Отметим, что при полете по "восьмерке" эллипс заметно расширяется, и упреждение Луны вектором скорости КА при разгоне на НОО значительно возрастает.
Характеристическая скорость при разгоне с НОО на "восьмерку" должна возрасти на несколько % сверх 3,1 км/сек, необходимых для достижения Луны (см. п.1.1), ибо разгон теперь происходит под заметным углом к орбитальной скорости на НОО. Но полная характеристическая скорость полета будет не больше, чем при полете к Луне по предельно вытянутому эллипсу с возвратом на Землю благодаря существенной коррекции вблизи Луны, и не требуется мощная коррекция вдали от Земли.
1.3. Финал - возврат на Землю также по сильно вытянутому эллипсу и вход в атмосферу со скоростью около 11,1 км/сек. А "характеристическая скорость" для такого полета, от низкой околоземной орбиты до возврата на Землю, - ориентировочно 3,2...3,5 км/сек, с запасом на коррекцию траектории вблизи Луны, но без существенного поперечного импульса при переходе с околоземной орбиты на траекторию полета к Луне. Продолжительность полета туда и обратно - около 6 суток.
2. То же, что в п.1, но дополнительно потребуется сначала торможение для перехода на орбиту вокруг Луны, а затем разгон для удаления от Луны.
Импульс для торможения, с учетом необходимости парирования орбитальной скорости Луны, должен снизить скорость от скорости баллистического сближения с Луной (от 2,6 до 2,4 км/сек, в зависимости от различия тангенциальной скорости КА в его апогее и орбитальной скорости Луны) до скорости на низкой лунной орбите (1,7 км/сек). Аналогичный импульс нужен для ухода с орбиты вокруг Луны на оптимальную траекторию возврата к Земле (также вытянутый эллипс), и суммарная характеристическая скорость для торможения и разгона вблизи Луны - около 2*(2,5-1,7=0,8) = 1,6 км/сек.
Итого, от низкой околоземной орбиты до возврата на Землю, набирается "характеристическая скорость" около 5 км/сек. Это не невозможно, но многовато для одного разгонного блока - энергетически эффективнее 2 ступени (например, ступень для полета к Луне с характеристической скоростью 3,2...3,5 км/сек и ступень для маневров вблизи Луны с характеристической скоростью не менее 1,6 км/сек).
А вот для полета с НОО с посадкой на Луну и возвратом на Землю уже нужна характеристическая скорость от НОО (3,2...3,5) + (2*2,5=5) = 8,2...8,5 км/сек. Однако такая характеристическая скорость нужна только для такого КА, котоый и садится на Луну, и возвращается на Землю (например, спускаемый аппарат с лунным грунтом в миссии "Луна-16"). Отсюда следует необходимость модульной конструкции КА для пилотируемого полета с посадкой на Луну и возвращением на Землю, и структура КА "Аполлон" с этой точки зрения - не единственно возможная, но очень разумная.
3. Примерно то же самое, что в п.1.1, но со следующими отличиями.
1) Для достижения точки либрации, находящейся между Землей и Луной (около 60 тыс. км от Луны; кроме этой точки, есть еще 4 более экзотических точки), нужна чуть меньшая (на доли %) скорость, чем для достижения орбиты Луны.
2) После достижения точки либрации нужен тангенциальный разгон КА (по круговой орбите) до орбитальной угловой скорости, равной орбитальной угловой скорости Луны. Соответствующая линейная скорость КА - около 0,8 км/сек. Итого "характеристическая скорость" (10,8 - 7,7 = 3,1) + 0,8 = 3,9 км/сек. Это в пределах возможностей одного разгонного блока, но при существенно меньшей полезной нагрузке, чем в п.1.1.
ЗЗЫ. Значительная часть нужной орбитальной скорости точки либрации может быть получена, если лететь в эту точку по умеренно расширенному эллипсу (см. ЗЫ в п.1.2). В этом случае потребуется немного меньшая характеристическая скорость - "нутром чую", что где-то около 3,5...3,7 км/сек.
Последнее редактирование:
Rom
Местный
Спасибо за расчёты! Значит, получается, облёт Луны относительно выхода на орбиту и тем более посадки на поверхность сравнительно простой и дешёвый. Кстати, выходит, что опять Россия расположена неудачно! С Гвианы и Флориды до Луны ближе, чем от нас. А я почему-то считал, что к Луне можно стартовать хоть с полярной орбиты, соответственно облетая полярные районы Луны.
Ещё такой вопросик. Точки либрации в системе Земля - Луна уже как-нибудь используются? Кроме, как в качестве орбит захоронения или складирования их можно использовать по другому? Как-то давно читал, что в точке, расположенной за Луной (Луна как экран от помех с Земли), можно располагать радиотелескоп.
Ещё такой вопросик. Точки либрации в системе Земля - Луна уже как-нибудь используются? Кроме, как в качестве орбит захоронения или складирования их можно использовать по другому? Как-то давно читал, что в точке, расположенной за Луной (Луна как экран от помех с Земли), можно располагать радиотелескоп.
ЛевМих
Местный
Ну, я бы не называл такие полеты простыми и дешевыми. Относительно простые и дешевые - только серийные запуски ИЗС и кораблей к МКС, а все остальные полеты пока уникальны. Кроме того, меня в том посте бес попутал: я почему-то насчитал в п.2 характеристическую скорость 7 км/сек, а должно быть около 5 км/сек
. Проводя ревизию, я существенно переделал тот пост (полностью переделал ЗЫ в п.1.2 и п.2 и добавил ЗЗЫ в п.3) - интересующимся советую посмотреть снова. К Луне действительно можно стартовать хоть с полярной орбиты. Но наклон орбиты КА вокруг Луны не имеет вообще никакого отношения к виду НОО: для выхода на полярную лунную орбиту надо лишь подлетать к Луне вне плоскости орбиты Луны, над одним из полюсов Луны, и уравнять тангенциальную скорость КА с орбитальной скоростью Луны (около 1 км/сек). Т.е., полярная лунная орбита в любом случае существенно "затратнее" экваториальной или умеренно наклонной, но наклон НОО здесь не причем.
Это сугубо специальные вопросы - ответы ищите сами. Для начала - довольно подробная статья в Вики про точки Лагранжа.
Я же пишу здесь только о том, с чем или знаком профессионально, или "оно" на мой вкус, мало или плохо освещено в общедоступных популярных источниках, но может быть наглядно разобрано исходя из общей физики и самых основ астрономии. В результате получился, ИМХО, неплохой популярный "сериал"
:confused2:.1) Обзор основных принципов устройства и эволюция ИНС баллистических ракет ( http://aviaforum.ru/showthread.php?p=1237459#post1237459 и последующая дискуссия про ИНС до http://aviaforum.ru/showthread.php?p=1240643#post1240643 ).
2) О принципиальных различиях массовой и энергетической эффективности разных видов РД и о принципиальном различии характеристик ракет и пушек ( http://aviaforum.ru/showthread.php?p=1256682#post1256682 ) и последующая дискуссия о скорости ракет ( http://aviaforum.ru/showthread.php?p=1256772#post1256772 , http://aviaforum.ru/showthread.php?p=1257208#post1257208 и http://aviaforum.ru/showthread.php?p=1257876#post1257876 ).
3) Обзор реальных (а не только сугубо теоретических) принципов создания многоступенчатых РН (http://aviaforum.ru/showthread.php?p=1257876#post1257876 и http://aviaforum.ru/showthread.php?p=1260077#post1260077 ).
4) "Ликбез" в двух частях про стартовое окно, про проблему поворота плоскости орбиты и преимущество экваториальных космодромов и про гравитационные маневры ( http://aviaforum.ru/showthread.php?p=1268662#post1268662 и http://aviaforum.ru/showthread.php?p=1268691#post1268691 ).
5) Наконец, оценки характеристической скорости для различных окололунных полетов ( http://aviaforum.ru/showthread.php?p=1284085#post1284085 ).
На самом деле остался еще один важный вопрос космической баллистики, по которому распространены заблуждения и который, ИМХО, стОит публично разжевать, - но в другой раз:confused2:.
ЗЫ. Провел ревизию и существенно поправил текст первого поста про стартовое окно (подробности - в ЗЫ того поста; во втором посте про "окно" - все правильно
) и исправил ошибку здесь (во втором абзаце удалено ошибочное утверждение, и он объединен со следующим абзацем). Есть также ошибки в посте про окололунные полеты - поправлю позже.
Последнее редактирование:
SDA
Старожил
Наверяка такие мысли были где-нибудь на уровне инженера.
Но наверху всегда знали, что на этом бабла не срубить.....
imkas
Местный
НАСА как-то объявляло конкурс на идею "полезного объекта в космосе" из сбрасываемых топливных баков Шатла. При обычной траектории вывода они падали на Землю, но можно было ценой небольших потерь энергетики выводить их на орбиту. Судя по полетам Шатлов практически значимых идей не возникло.
xoid
Старожил
В буржуинских новостях пишут, что российский спутник столкнулся предположительно с осколками китайского спутника, уничтоженного во время тестов противоспутникового вооружения.
Российский спутник использовался для "пристрелки" лазеров обсерваторий мира и представлял собой стеклянную сферу диаметром 17 сантиметров.
Российский спутник использовался для "пристрелки" лазеров обсерваторий мира и представлял собой стеклянную сферу диаметром 17 сантиметров.
Экзот
Элефантерия
А, ведь, вчера был ДР Юрия Алексеевича. 79лет.