|
citace:
Russia Wants To Build A New Extra-Heavy Launcher
http://www.spacedaily.com/news/rocketscience-05i.html
Jako účel rakety se píše doprava nákladů na LEO, ale nosnost 110 tun je podezřele blízko potřebé nosnosti pro let na Měsíc a nevím, co by chtěli ve váze 110 tun na LEO dopravovat. Možná, že se dočkáme nového závodu na Měsíc, což by jen prospělo urychlení vývoje.
Anatolij Kuzin, zástupce generálního ředitele GKNPC Chruničeva, tu raketu představil na konferenci Jaderná energetika v kosmu-2005 jako nosič pro dopravu meziplanetárního pilotovaného komplexu na oběžnou dráhu kolem Marsu a pro návrat k Zemi. S tématem konference měl projekt spojitost skrze navrhovaný jaderný raketový motor RD-0410 od KB Chivavtomatika pro přelety mezi planetami.
Kuzin prohlásil, že GKNPC Chruničeva je schopno zajistit vše potřebné pro takovou misi. Dá se to tedy chápat jako odpověď na projekt MARPOST (MARsovská Pilotovaná Orbitální Stanice) od RKK Energia z roku 2000 (start 2017; 900-denní let zahrnující zakotvení na marsovské orbitě, vysazení robotů-marsochodů, automatický návrat se vzorky z Marsu a návrat celé stanice na LEO).
Pochopitelně nezbytnou podmínkou by bylo minimálně ztrojnásobení ruského kosmického rozpočtu!!
Pro zájemce o projekt MARPOST obrázky + diskuse v ruštině:
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/phpBB2/viewtopic.php?t=57&postdays=0&postorder=asc&start=195
Kuzin se také zmínil o existujícím projektu šestimístného vícenásobně použitelného člunu od GKNPC Chruničeva pro Angaru-3 (tzn. konkurence Kliperu) a o raketě Angara-7 s nosností 41 tun na LEO. Potvrdil, že první Angara (s nosností 25 tun na LEO) má letět v roce 2007. |
|
| Stanici v L1 by stačilo složit ze dvou bloků podobných FGB - jeden by měl kotviště CEVů (koule se třemi stykovými uzly) a protiradiační kryt, obklopený nádržemi s kyslíkem, vodou, palivem, bateriemi, gyroskopy a podobným těžkým vybavením, které taky stíní před radiací. V druhém by bylo kotviště LEMů, obytný prostor a solární panely. je zbytečné stavět něco většího, později se může přidat jeden vědecký modul (astronomie, Slunce). Pokud jde o LEM - hmotnost mi vychází od 18,5 do 21 t podle toho, jak moc jsem optimistický v hmotnosti konstrukce, vzhledem k tomu, že 50 t donese do L1 22 t, je to celkem jedno, čím lehčí bude LEM, tím více zásob může dopravit do L1 nebo na Měsíc. Záložní LEM na povrchu Měsíce je možná zbytečný, posádka se může vrátit do stanice a počkat 1-2 dny na záložní LEM. Někde jsem měl vymyšlený i harmonogram výstavby, když člověk cestuje hodiny vlakem nebo busem má čas na podobné věci. |
|
citace:
Lepsi moznost jak usetrit minimalne par set m/s pri ceste na Mesic a cca 1500 m/s pri ceste z Mesice je primo na L1. Samozrejme to jde jen za jistych predpokladu a to zejmena toho, ze se zrekneme mise na zpusob Apolla. Pri doprave uzitecneho zatizeni vsak neexistuje vymluva a jestli uz v L1 nejaka stanice (ci vytah) je nebo neni, je jedina rozumna moznost cestovat k Mesici pres L1 a nabrat kolizni kurz.
Tak to musim uvezt na pravou miru. Typicky prispevek ve stylu hop na kravu uz je tele. Poradne jsem to po sobe nezkontroloval. Ve skutecnosti cesta pres nizkou lunarni orbitu neni o tolik horsi jako rovnou pristat na Mesici. Do presnych cisel se radsi zatim nepustim, ale prvne to poradne promyslim. Co to meni na tom co jsem zde uvedl? Na me teorii o pristani 1.5t (prazdna hmotnost s dotankovanim 1t poh. hmot, nebo 1t prazdna hm. bez dotankovani) plosiny na Mesici s 50t nosicem na LEO to nemeni nic, protoze jsem pouzil manevry z Apolla. Na spravnosti oddelovat dopravu nakladu a lidi taky nic. Meni to ale pohled na stanici v L1, protoze ta se stava pro pilotovane lety k Mesici nevyhodnou. Apollo totiz L1 proleti rychlosti v radu stovky m/s. Priblizne o tuto rychlost by bylo nutne zabrzdit, abyste se na stanici v L1 vubec dostali. Naopak pri odletu by bylo zase zapotrebi vyrazne zrychlit. Vyhnout se tomu da jedine za cenu dlouhodobeho pobytu (tydny) v kosmu, coz pro pilotovane lety neni atraktivni. Pri startu LM z L1 by teda cesta na Mesic trvala mozna i v radu dni. Navic jsem odhadl ze pri hmotnosti LM 20t by na dry mass teto lodi pripadlo jen neco pres 3t, coz je pro pobyt kosmonautu v radech dni neprijatelne (palivo ADMH/N2O4). Stanice v L1 by vsak mohla najit vyuziti jako krizovatka a cerpaci stanice na cestu k Marsu a k planetam. |
|
Tak tenhle poslední text už je mnohem blíž i k mým odhadům, včetně relativné dlouhé doby letu přes L1 (cca 4 dny mezi Zemí a L1 a cca 3 dny mezi Měsícem a L1) [původě jsem napsal dvojnásobné hodnoty, protože jsem zapomněl, že pro přelet se uplatní jen polovina oběžné dráhy a doby].
U L1 mi ale není jasná jedna zásadní věc. V některých zdrojích na Internetu je (bez vysvětlení) uvedeno, že v oblasti L1 se lze z přechodové dráhy z LEO zachytit pomocí delta_v v řádu 50 m/s, ale já si to nějak nedovedu představit. Vychází mi to spíš na řádově stovky m/s (cca 700 - 800 m/s), což je zásadní rozdíl, který ovliňuje energetickou výhodnost (nebo nevýhodnost) letu přes L1. Budu rád, pokud mi to tu někdo vysvětlí a dojdeme k přesvědčivým závěrům.
[Upraveno 10.3.2005 poslal ales] |
|
Tak tomuhle nerozumím. Apollo samozřejmě v okolí L1 proletělo větší rychlostí protože letělo k Měsíci, ale pokud mířím přímo do L1, tak od Země odstartuju menší rychlostí, aby v okamžiku dosažení L1 byla rychlost minimální. Na době letu ze Země a k Zemi, z Měsíce a k Měsíci by neměl být víc než několikahodinový rozdíl. Při návratu taky stačí 50-100 m/s, aby převážila přitažlivost Země a zbytek by měl zvládnout sir Isaac Newton, možná několik menších manévrů pro přesné navedení do atmosféry v řádu desítky m/s. Myslím že ty mnohadenní manévry se uskutečňovali z důvodu co největší úspory paliva, pro CEV to není tak důležité.
Prázdný horní stupeň LM vážil necelé dvě tuny, takže 2,5-3 t konečná hmotnost LEMu (2-2,5 t dry mass, 330 kg posádka, 100 kg vzorky ?) plně odpovídá. Potom totiž můžete létat jak na průzkumné mise a la Apollo se 2 osobami a několikadenním pobytem na Měsíci, nebo se 3 obsluhovat stanici na povrchu. |
|
citace:
Tak tomuhle nerozumím. Apollo samozřejmě v okolí L1 proletělo větší rychlostí protože letělo k Měsíci, ale pokud mířím přímo do L1, tak od Země odstartuju menší rychlostí, aby v okamžiku dosažení L1 byla rychlost minimální. Na době letu ze Země a k Zemi, z Měsíce a k Měsíci by neměl být víc než několikahodinový rozdíl. Při návratu taky stačí 50-100 m/s, aby převážila přitažlivost Země a zbytek by měl zvládnout sir Isaac Newton, možná několik menších manévrů pro přesné navedení do atmosféry v řádu desítky m/s. Myslím že ty mnohadenní manévry se uskutečňovali z důvodu co největší úspory paliva, pro CEV to není tak důležité.
Ted nemam moc casu, ale pokud chces do L1 doletet mensi rychlosti neusetris skoro zadne palivo a budes se dny a tydny plouzit kolem nestabilniho bodu L1 v pasmu vyrovnane gravitace. To je nebezska mechanika. Rozdil rychlosti oproti appollu by byl totiz v jednotkach max desitkach m/s pri TLI manevru. No a ty desitky a stovky m/s co spalis pri manevrech kolem stanice v L1 ti to spocitaji. |
|
Ve svém předchozím příspěvku jsem udělal chybu. Eliptická dráha s perigeem ve výši 400 km a apogeem ve výši L1 má dobu oběhu něco přes 9 dní. Zapomněl jsem uvažovat jen polovinu oběhu, takže ty doby přeletu jsou poloviční, než jsem původně uvedl. Snad správně je tedy cca 4 dny mezi Zemí a L1 a cca 3 dny mezi Měsícem a L1.
Jinak samozřejmě na opuštění L1 stačí minimální delta_v (protože to je nestabilní librační bod), ale podle mého odhadu se tak nepřejde na dráhu s dostatečně nízkým pericentrem (rozdíl mezi rychlostí v apogeu přechodové dráhy ze Země [cca 200 m/s] a oběžnou rychlostí samotného L1 [snad cca 900 m/s] je právě těch mých cca 700 m/s které mi v úvahách "falírují"). Při "pomalém" odletu mi perigeum vycházi výš než GEO a z toho se blbě přistává :) Možná se ale ve svých úvahách pletu, proto se ptám na vysvětlení.
[Upraveno 10.3.2005 poslal ales] |
|
citace:
Jinak samozřejmě na opuštění L1 stačí minimální delta_v (protože to je nestabilní librační bod
Musim neco rychle udelat, takze jen v prestavkach mezi praci mrknu na minutku na inet.
Nasel jsem tam moc zajimavy odkaz, musim si to doma vyzkouset.
http://www.ottisoft.com/orbit_x.htm
Jinak s tou minimalni delta_v z L1 je to podle me tak jak rikas - chaoticka, dlouha draha se kterou se na Zemi nebo Mesic nedostanes. |
| 10.3.2005 - 12:49 - Anonym | |
|
Ještě ke koncepci Apolla a jeho údajné zastaralosti:
Zákony nebezké mechaniky, tím spíše soustavy Země – Měsíc, včetně libračních bodů byly známy dávno před Apollem, v době Apolla a jsou známy nyní prakticky beze změny. V tomto směru dnes nejsme o nic chytřejší. Základním principem dráhy Apolla bylo to, že pro nejnižžší startovací hmotnost je nejvýhodnější čekání mateřské lodi u Měsíce a přistání jen výsadkového modulu, tedy setkání u Měsíce. Na tomto základním principu se vůbec nic nemění, jestliže použijem slabší rakety a musíme provézt další pomocné randezvous u Země nebo u Měsíce.
Když projektanti Apollo vybrali tento nejvýhodnější způsob, to je setkání u Měsíce , museli řešit další problém a to kde se obě lodi setkají: Na nízké lunární oběžné dráze, na střední oběžné dráze, na vysoké oběžné dráze, blízké libračnímu bodu, nebo přímo v L1.
Pokud je to na nízké oběžné dráze Měsíce, musí mít sevisní modul mateřské (návratové) lodě více paliva, větší nádrže a silnější motor pro brzdění na tuto dráhu a start z této dráhy k Zemi. Toto je vcelku jednoduchá záležitost. Naopak výsadkový dvoustupňový modul může být značně lehčí a také doba pro pobyt posádky v něm při přistání a návratu je krátká.
Pokud stekání je na vysoké oběžné dráze nebo v L1, pak servisní modul mateřské lodi může být velmi malý ale lunární modul musí mít více paliva pro přistání i start, silnější motory a větší nádrže. To je zdánlivě ekvivalentní, ale to bohužel není jediný důsledek. Přistávací modul musí být řešen s reservou na nějakou vertikální a horizontální složku dopadové rychlosti. To znamená, že nejen nádrže, palivo a motory musí být těžší ale celá nosná konstrukce přistávací sekce včetně noh, amortizérů atd. musí být značně zesílena a to už je značná ztráta. Také pobyt posádky v této sekci při přistání a startu musí být mnohem delší. Z toho důvodu vybrali pro Apollo setkání na nízké oběžné dráze a stejně ho vybrali i Rusové. Také z toho vyplývající stupňovitost systému byla optimální. Pochybuji, že v současné době je možno navrhnout lepší princip. Neexistuje mnoho variant, kromě těch, kdy se něco dotankuje na Měsíci. Ovšem detaily provedení mohou být dnes značně rozdílné oproti 60-tým rokům. Případné reservní přistávací sekce mohou být stejně dobře zaparkovány na LLO jako v L1.
Nejsem nějaký nekritický zastánce Apolla, ani nechci hledět jen zpátky a nehledět dopředu. Je však nutno uznat, že projektanti Apolla vybrali princip, který bude určitě v různých variantách následován i v budoucnu.
|
|
| Ten anonym jsem byl já, Josef Pinkas, nějak vypadlo moje jméno |
|
Ještě ke koncepci Apolla a jeho údajné zastaralosti:
Zákony nebezké mechaniky, tím spíše soustavy Země – Měsíc, včetně libračních bodů byly známy dávno před Apollem, v době Apolla a jsou známy nyní prakticky beze změny. V tomto směru dnes nejsme o nic chytřejší. Základním principem dráhy Apolla bylo to, že pro nejnižžší startovací hmotnost je nejvýhodnější čekání mateřské lodi u Měsíce a přistání jen výsadkového modulu, tedy setkání u Měsíce. Na tomto základním principu se vůbec nic nemění, jestliže použijem slabší rakety a musíme provézt další pomocné randezvous u Země nebo u Měsíce.
Když projektanti Apollo vybrali tento nejvýhodnější způsob, to je setkání u Měsíce , museli řešit další problém a to kde se obě lodi setkají: Na nízké lunární oběžné dráze, na střední oběžné dráze, na vysoké oběžné dráze, blízké libračnímu bodu, nebo přímo v L1.
Pokud je to na nízké oběžné dráze Měsíce, musí mít sevisní modul mateřské (návratové) lodě více paliva, větší nádrže a silnější motor pro brzdění na tuto dráhu a start z této dráhy k Zemi. Toto je vcelku jednoduchá záležitost. Naopak výsadkový dvoustupňový modul může být značně lehčí a také doba pro pobyt posádky v něm při přistání a návratu je krátká.
Pokud stekání je na vysoké oběžné dráze nebo v L1, pak servisní modul mateřské lodi může být velmi malý ale lunární modul musí mít více paliva pro přistání i start, silnější motory a větší nádrže. To je zdánlivě ekvivalentní, ale to bohužel není jediný důsledek. Přistávací modul musí být řešen s reservou na nějakou vertikální a horizontální složku dopadové rychlosti. To znamená, že nejen nádrže, palivo a motory musí být těžší ale celá nosná konstrukce přistávací sekce včetně noh, amortizérů atd. musí být značně zesílena a to už je značná ztráta. Také pobyt posádky v této sekci při přistání a startu musí být mnohem delší. Z toho důvodu vybrali pro Apollo setkání na nízké oběžné dráze a stejně ho vybrali i Rusové. Také z toho vyplývající stupňovitost systému byla optimální. Pochybuji, že v současné době je možno navrhnout lepší princip. Neexistuje mnoho variant, kromě těch, kdy se něco dotankuje na Měsíci. Ovšem detaily provedení mohou být dnes značně rozdílné oproti 60-tým rokům. Případné reservní přistávací sekce mohou být stejně dobře zaparkovány na LLO jako v L1.
Nejsem nějaký nekritický zastánce Apolla, ani nechci hledět jen zpátky a nehledět dopředu. Je však nutno uznat, že projektanti Apolla vybrali princip, který bude určitě v různých variantách následován i v budoucnu.
|
|
Vyztužení potřebné pro LEM z L1 je z důvodů větší hmotnosti paliva (tedy celé lodi). Dopadová nebo vertikální rychlost bude úplně stejná jako u Apolla (LM). To co se mi na Apollu nelíbí, je nebezpečnost koncepce. Co se týká nestability bodu L1 - proto jsem navrhoval iontové motorky pro stanici.
Ta trajektorie při návratu z L1 mi ale nějak nesedí, když pro přílet do L1 stačí poblíž L1 dát 50 m/s, jaktože při opačném postupu ve stejném bodě potřebuju 700 m/s ? Rozum mi říká, že to nesedí. |
|
citace:
když pro přílet do L1 stačí poblíž L1 dát 50 m/s, jaktože při opačném postupu ve stejném bodě potřebuju 700 m/s ? Rozum mi říká, že to nesedí.
Jasně, že to nesedí. Potřebujeme zjistit, jak je to správně a proč. Odkud máš tu hodnotu 50 m/s? V mých (prozatimních) odhadech je třeba delta_v cca 700 m/s samozřejmě jak při příletu, tak při odletu (vůči Zemi). |
|
citace:
když pro přílet do L1 stačí poblíž L1 dát 50 m/s, jaktože při opačném postupu ve stejném bodě potřebuju 700 m/s ? Rozum mi říká, že to nesedí.
Ja jsem myslel ze je to jasne. Appolo proletalo L1 rychlosti nekolik set m/s. Pochybuju ze to bylo 700m/s (je to nejaky oficialni udaj?), myslim ze jsem pro sebe odhadoval tak 300-400 m/s, ale to byl jen odhad a jeste si ten odhad nepamatuju presne, takze ruku za ohne do toho nedavam. No kazdopadne ta rychlost byla dobra, protoze se letelo po idealni (ikdyz Hohmanova trajektorie nemusi byt mozna ve slozitejsi gravitacnich systemech zrejme porad ta nejidealnejsi) trajektorii a neztracely se dny v L1. Na druhou stranu lze navrhnout trajektorii po ktere vstoupite do L1 nizsi rychlosti, ta muze na zacatku vyzadovat nizsi impulz, ale bez dalsich manevru (ktere vas budou stat vic nez usetreny prvotni impuls) se budete motat nekde kolem L1 na chaoticke draze. Tak jsem to pochopil ja. |
|
citace:
Ještě ke koncepci Apolla a jeho údajné zastaralosti:
Ja jsem se nenavazel do Apolla a jeho zastaralosti, ale do vznikajici atmosfery, ze dalsi pristani by melo probehnout na zpusob Apolla. Pochybuji ze i za 200 let se vymysli uzasny novy zpusob cestovani na Mesic, pouze budou nove prostredky a tech by se melo vyuzit. Cesta proto bude probihat jinak. Proto jsem taky prisel s tim radikalnim nahrazenim LM pouze jednoduchou, levnou, lehkou a efektivni plosinou. To samozrejme v dobe Apolla nebylo mozno provest a i ted to bude potrebovat maximalni technicke usili a zabezpeceni za Zeme i z Mesice. Spise jsem cekal diskuzi zda je technicky mozne vyrobit takovou plosinu a bezpecne s ni pristat u Mesicni zakladny. Tvrdil jsem ze to mozne je a ze by to bylo systemove stejne bezpecne jako LM Apolla. Ten nezklamal a pri dnesni technice by se to stat ani nemelo. |
|
citace:
citace:
Jinak samozřejmě na opuštění L1 stačí minimální delta_v (protože to je nestabilní librační bod
Musim neco rychle udelat, takze jen v prestavkach mezi praci mrknu na minutku na inet.
Nasel jsem tam moc zajimavy odkaz, musim si to doma vyzkouset.
http://www.ottisoft.com/orbit_x.htm
Jinak s tou minimalni delta_v z L1 je to podle me tak jak rikas - chaoticka, dlouha draha se kterou se na Zemi nebo Mesic nedostanes.
Nasleduje hlasity aplaus tomuto programu. Premyslim vazne o tom ze si ho koupim v plne verzi. Nebo vite o necem stejne dobrem zadarmo? 500 Kc jsem prohospodaril uz davno smolenim nejakych vypoctu na kolene. A jeste mnohem vic bych prohospodaril. Zkusim tam nasimulovat let pres L1 a uvidime. |
|
Quote: Vyztužení potřebné pro LEM z L1 je z důvodů větší hmotnosti paliva (tedy celé lodi). Dopadová nebo vertikální rychlost bude úplně stejná jako u Apolla (LM).
----------------------------------------------------------------------------------------------------------------
Samozřejmě, že dopadová rychlost bude stejná, jako u Apolla, samozřejmě, že vyztužení potřebné pro LEM z L1 je z důvodů větší hmotnosti paliva. V tom je právě podstata věci:
Když musíme u přistání z LLO zvětšit hmotnost paliva servisního modulu CEV , zvětšíme jen hmotu paliva, nádrže a motoru (oproti přistání z L1), žádné další konstrukce nezesilujeme a dostaneme lehký LM. Když naopak přistaneme z L1, budeme mít lehký servisní modul CEV, ale musíme nejen zvětšit hmotu paliva, nádrže, motorů u LM ale musíme zesílit i celou nosnou přistávací konstrukci a v tom je ta nevýhoda a hmota navíc.
Technickou intuicí bych soudil, že je výhodné, aby závěrečná fáze letu na Měsíc – to je přistání kabiny (nebo plošiny) s lidmi a její start zpět byla uskutečněna s co nejmenšími pomocnými hmotami a co nejrychleji a to umožňuje jen sestup z LLO. Asi tak, jako je výhodné, aby horlezci měli poslední útočný tábor co nejblíže k vrcholu hory , aby mohli nést na vrchol co nejméně výbavy a zásob. Je to ovšem jen intuice a skutečnost může být blízká rovnocenné. Proto se těším, že Jirka nebo někdo jiný tyto 2 možosti početně porovná. Přitom se nesmí zapomenout na hmotu navíc nutnou pro zesílení konstrukce přistávací části LM při přistání z L1. Domnívám se ale, že tyto výpočty jsou dávno udělané někde v análech NASA.
Pokud se týká přistání na plošině: Již dlouho hledám web, kde jsem to kdysi viděl ale nemohu to teď najít. Byla to jedna z mnoha prvých variant letu na Měsíc. Na jednoduché plošině měl přistát jen jeden astronaut ve skafandru a na stejné plošině se vrátit. Měl to být nejlevnější a nejrychlejší způsob přistání na Měsíci. Snad to najdu, nebo někdo jiný.
|
|
| U své úvahy sjem zapomněl zdůraznit, že naopak nevýhodou přistání z LLO je to, že i hmotu mateřské lodi ( CEV) musíme více zbrzďovat a pak urychlovat, takže skutečně jen přesný výpočet může ukázat, který způsob je výhodnější. |
|
citace:
Pokud se týká přistání na plošině: Již dlouho hledám web, kde jsem to kdysi viděl ale nemohu to teď najít. Byla to jedna z mnoha prvých variant letu na Měsíc. Na jednoduché plošině měl přistát jen jeden astronaut ve skafandru a na stejné plošině se vrátit. Měl to být nejlevnější a nejrychlejší způsob přistání na Měsíci. Snad to najdu, nebo někdo jiný.
Asi jste měl na mysli tohle:
http://www.astronautix.com/articles/bygemoon.htm
K tomu bych ale rád podotknul, že pokud se ruský pilotovaný měsíční program kritizuje jako příliš nebezpečný, (což jistě byl, alespoň v některých aspektech, naproti tomu málokdo ví, že LK měl záložní motor pro start z Měsíce, což LEM neměl) potom tento projekt se dá považovat za hazardní. Měkké přistání na Měsíci je náročný úkol. Systémy prostorové orientace, přistávací výškoměr, dostatečná rezerva paliva při závěrečném manérvu a hledání dobrého místa, to všechno se nedá ošidit a něco to váží. Kromě toho si myslím, že LM musí mít robustnější konstrukci pro případ nešetrnějšího přistání, takže úspora hmotnosti ostraněním kabiny nemusí být podstatná. Ostatně, kabina LEMu byla z tenkého hliníkového plechu (nebo z pokovené umělé hmoty, teď si nejsem jist) a jistě by se dalo zjistit, jaký podíl měla na celkové hmotnosti LEMu. |
| 11.3.2005 - 10:23 - Csaba | |
|
| Kabina z chemicky frézovaných hliníkových slitin, nosná kostra + amortizátory z titanových slitin, tep. izolace Mylarova a pozlacená folie, myslim... |
|
citace:
citace:
Pokud se týká přistání na plošině: Již dlouho hledám web, kde jsem to kdysi viděl ale nemohu to teď najít. Byla to jedna z mnoha prvých variant letu na Měsíc. Na jednoduché plošině měl přistát jen jeden astronaut ve skafandru a na stejné plošině se vrátit. Měl to být nejlevnější a nejrychlejší způsob přistání na Měsíci. Snad to najdu, nebo někdo jiný.
Asi jste měl na mysli tohle:
http://www.astronautix.com/articles/bygemoon.htm
K tomu bych ale rád podotknul, že pokud se ruský pilotovaný měsíční program kritizuje jako příliš nebezpečný, (což jistě byl, alespoň v některých aspektech, naproti tomu málokdo ví, že LK měl záložní motor pro start z Měsíce, což LEM neměl) potom tento projekt se dá považovat za hazardní. Měkké přistání na Měsíci je náročný úkol. Systémy prostorové orientace, přistávací výškoměr, dostatečná rezerva paliva při závěrečném manérvu a hledání dobrého místa, to všechno se nedá ošidit a něco to váží. Kromě toho si myslím, že LM musí mít robustnější konstrukci pro případ nešetrnějšího přistání, takže úspora hmotnosti ostraněním kabiny nemusí být podstatná. Ostatně, kabina LEMu byla z tenkého hliníkového plechu (nebo z pokovené umělé hmoty, teď si nejsem jist) a jistě by se dalo zjistit, jaký podíl měla na celkové hmotnosti LEMu.
Fajn cteni je i na http://www.asi.org/adb/04/ ale je to ponekud starsi a tak trochu zalatovane a sesite horkou jehlou ve stylu co dum dal.
K te plosine je pravda, ze rezervni motor by to mit melo. Co se tyce narocnosti pristani, ta se rapidne snizi pristavanim u zakladny a pomoci radiomajaku to bude naprosto rutinni manevr. Radar (vyskomer ma kazda lepsi sonda) a pomoci radiomajaku na zakladne neni zadne hledani pristavaciho mista zapotrebi. I obycejny majak ve viditelnem svetle pujde videt na desitiky kilometru daleko.
I sebemensi usetrene kilo bude mit vyrazny vliv na hmotnost struktury. Pokud se jeste bude plosina dotankovavat na zakladne z predem dovezenych nadrzi, tak bude tak lehka (1.5t), ze tam nebudou pusobit zadne zvlastni sily, dokonce by se tam mohly pro pripad nouze udelat jen nejake deformacni zony, nebo airbagy. Stejne bude k dispozici zalozni plosina a jde jen o bezpecnost posadky. U hmotnosti taky nejde jen o kabinu ale hlavne o veskere vybaveni, podpory ziv funkci, zdroje energie, vyzbroj, vystroj atd... To vse bude dimenzovano pouze na nekolik hodin samostatneho letu plus nutna zaloha. Opravdu me nenapada jak vic by to slo systemove vylepsit. Pristani mimo zakladnu by sice mohlo mit tragicke nasledky, ale to by musely selhat jak automaticke systemy, tak radiomajaky, vizualni majaky i pilot. Navic tam budou tri manici s excelentnim vyhledem, ikdyz Mesicni krajina hrozne mate, tak by se snad mohlo vymyslet i plne pilotovane pristavani v zaverecne fazi.
|
|
Plošina je lehká, ale nevýhody má. V těžkém skafandru pilot asi nebude schopen řídit přistání, a úplná automatika nemusí být nejlepší nápad. Snad by se to dalo řešit m(iaturním kniplem uvnitř skafandru. Plošina se nedá použít k průzkumným výpravám ve stylu Apollo, byli bychom omezeni na jednu nebo dvě stanice. 3 lidi v těžkém skafandru váží 3*180 kg, 100 kg vzorků a výsledků, 60 kg nouzové vybavení (láhve s kyslíkem, dusíkem, chladící zařízení), celkem 700 kg UZ - je otázkou jestli hmotnostní úspora bude významná vzhledem k omezením.
Jenom doufám, že stejně na tom bádají i v NASA. |
|
Quote: V těžkém skafandru pilot asi nebude schopen řídit přistání, a úplná automatika nemusí být nejlepší nápad
---------------------------------------------------------------------------------
To je vážná námitka. I kdyby mohl řídit, musí mít na plošině nějaký kontrolní a řídící panel, aby mohl kontrolovat půběh letu (zvláště kdyby letěli z a na L1) . Ostré slunce by ho oslňovalo a zhoršovalo čitelnost údajů. Nebo by šlo mít údaje před očima v přilbě skafandru? Nebo řízení pohybem očí, či hlasem?
|
|
prijde mi to prekombinovane co treba nepristavat v tezkem skafandru |
|
citace:
Plošina je lehká, ale nevýhody má. V těžkém skafandru pilot asi nebude schopen řídit přistání, a úplná automatika nemusí být nejlepší nápad. Snad by se to dalo řešit miniaturním kniplem uvnitř skafandru. Plošina se nedá použít k průzkumným výpravám ve stylu Apollo, byli bychom omezeni na jednu nebo dvě stanice. 3 lidi v těžkém skafandru váží 3*180 kg, 100 kg vzorků a výsledků, 60 kg nouzové vybavení (láhve s kyslíkem, dusíkem, chladící zařízení), celkem 700 kg UZ - je otázkou jestli hmotnostní úspora bude významná vzhledem k omezením.
Jenom doufám, že stejně na tom bádají i v NASA.
LM Apollo
dry mass ascend stage 2159kg
dry mass desc stage 2211kg
palivo RCS 595kg
palivo desc 8130kg
palivo asc. 2345kg
hmotnost EMU 83kg
hm lehkeho skafandru co mel na sobe astr v CM 15kg
dohlednost vizual majaku cca 130 nm
Co se tyce riditelnosti v tezkem skafandru, tak mi rizeni lode uvnitr specialni rukavice (ktera se da pozdeji venku i prevlect) nepripada zas az tak nemozne vzhledem k tomu, ze se v pripade krize na tom muzou podilet vsichni tri astronaute s excelentnim vyhledem. Oslneni sluncem snad uz vyresili i piloti stihacek nehlede na monitory zabudovane ve stitu pruhledu. Automaticke pristavani do znameho terenu mi prijde mnohem bezpecnejsi nez pilotovane (Apollo byla proste jina doba). Hmotnost plosiny musi byt predmetem velice podrobnych uvah, ale nepochybuju o tom, ze se tady da naji spoustu vylepseni. S tim UZ je mozne ze se dostaneme k 700kg, ale taky to tak byt nemusi, vzhledem k radikalnimu vyvoji lehkych materialu pro skafandr. Taky lze vzdycky prepravit na mesic jen dva astronauty (potom bych ale nevozil na LLO zbuhdarma jeste dalsi hladovy krk). Pro zvetseni nosnosti z Mesice staci natankovat jen vic paliva na Mesici a muzete si odvezt treba nekolik set kg vzorku, jestli to zvladne SM na drahu k Zemi. Co se tyce pruzkumnych vyprav ve stylu Apollo o tom to prave je. Zadne takove vypravy nebudou. Vsechen pruzkum automaty, lide proste budou jen na zakladne, nebo podnikat vypravy ze zakladny pomoci jinych prostredku (napr. rover) dopravenych automatickou zasobovaci lodi. Nezapomenme, ze astronauti maji byt hlavne monteri udrzujici a stavejici robotickou zakladnu. Zadne dalsi omezeni me nenapada. Pokud vim, tak stejne nejefektivnejsi pruzkum Mesice by byl nekolika robotickymi rovery, ktere by dojeli od mista vysazeni nekolik set km k Mesicni stanici, kde by lide pretridili vzorky a vzali je na Zemi. |
|
Ještě k využití libračního bodu L1:
Jak ze Země, tak z Měsíce s k němu můžem dostat kolmým startem. Ze Země to má však tyto problémy:
- Nevyužili bychom rychlosti rotace Země.
- Vyhořelé stupňě by nám padaly zpět v blízkosti startovací základny.
- Vzhledem k rotaci Země by stejně dráha letu nebyla přímková ale mírně zakřivená.
- Při návratu z L1 kolmo bychom dostali velké přetížení při brzdění atmosférou.
- Vzhledem k vzdálenosti L1 od Země bychom časově ušetřili málo oproti klasické křivce.
U Měsíce je situace jiná:
- Rychlost rotace Měsíce kolem osy je velmi pomalá - jedna otočka za siderický měsíc - za cca 28 dní. Získaná rychlost několik m/s je zanedbatelná.
- Bod L1 se otáčí spolu s Měsícem, takže jak z L1 na Měsíc také z Měsíce na L1 se můžem dostat kolmo, ovšem jen do bodu nebo z bodu ležícího přímo pod L1. Ani mírně šikmé lety z bodů ne příliš vzdálených od L1 by nebyly energeticky o mnoho náročnější.
- Z Měsíce startuje jen 1 stupeň, takže po dosažení L1 ho můžeme vrátit mírně šikmo, aby nespadl na základnu odkud startoval.
- Jelikož L1 je relativně blízko k Měsíci, podstatně by se zkrátila doba přistání z L1 i návratu na L1 oproti startu s obletem Měsíce, jak v předchozích příspěvcích zřejmě bylo počítáno.
Vidíte v tom někdo nějaké nevýhody ?
|
|
Oprava:
Původně: Ani mírně šikmé lety z bodů ne příliš vzdálených od L1 by nebyly energeticky o mnoho náročnější.
Správně: Ani mírně šikmé lety do bodů nebo z bodů ne příliš vzdálených od bodu ležícího přesně pod L1 by nebyly energeticky o mnoho náročnější. (Tím myslím řádově stovky km, i více)
|
|
Přesně řečeno, v gravitačním poli jednoho tělesa potřebujeme vykonat stejnou práci při přemístění tělesa z bodu A do B výškově vzdáleného o výšku h, ať zvedáme těleso po jakékoliv dráze. Zde však jde o gravitační pole dvou těles a potřebná práce bude jiná, když zvedneme těleso z povrchu Měsíce kolmo do bodu L1 než když ho zvedneme z bodu Měsíce posunutého o 90o také kolmo do stejné výšky h odpovídající výšce L1. V prvém případě nám pomáhá ve zdvihu gravitační pole Země (jako Měsíc dělá příliv) a v bodě L1 již se těleso udrží, kdežto v podobném bodě posunutém o 90o nám přitažlivost Země nepomahá, musíme vynaložit větší práci a navíc těleso zase spadne na Měsíc, když ho uvolníme. Podobné je to při přistání. Z L1 bude menší dopadová rychlost, než ze stejně vysokého bodu psunutého o 90o.
Při startu k L1 z kteréhokoliv bodu Měsíce (třeba odvrácené strany) bude ovlivňovat dráhu jak přitažlivost Měsíce tak Země a při vhodné dráze by to mělo být energeticky stejné (nebo ne?). Rozhodující bude čas a ten bude při kolmém startu z bodu přesně pod L1 nejkratší.
|
|
citace:
Přesně řečeno, v gravitačním poli jednoho tělesa potřebujeme vykonat stejnou práci při přemístění tělesa z bodu A do B výškově vzdáleného o výšku h, ať zvedáme těleso po jakékoliv dráze.
Toto tvrzení platí pouze pro POTENCIÁLNÍ energii. V každém případě musíme uvažovat také změny kinetické energie (tedy rychlosti). S tím kolmým startem vzhůru z Měsíce to naráží na jednu zásadní potíž a to, že rychlost pohybu Měsíce na dráze kolem Země je jiná, než rychlost pohybu "oběhu" bodu L1 kolem Země (úhlové rychlosti jsou samozřejmě stejné). Startující objekt z Měsíce si v souřadném systému soustavy Země-Měsíc s sebou nenese jen rychlost rotace Měsíce kolem své osy (která je skutečně malá), ale také oběžnou rychlost Měsíce. (Pokud bychom pohyb startujícího objektu z Měsíce do L1 popisovali v rotujících souřadnicích, vázaných na spojnici Země - L1 - Měsíc, pak bychom nutně museli uvažovat skutečnou Coriolisovu sílu, ne tu, o které jinde mluvil Peterjozef a ta by způsobila, že se těleso nebude pohybovat po "svislici" a "zahne" nám za roh).
Další problém spočívá v tom, že body L1, L2 a L3 (na rozdíl od L4 a L5) představují nestabilní řešení v soustavě tří těles, tzn. že musíme přesně vyrovnat rychlosti, resp. zajistit "oběh" tělesa kolem tohoto bodu (Lissajousovy, Ljapunovovy nebo tzv. "halo" dráhy).
Že se problémem přestupní stanice v L1 soustavy Země-Měsíc vážně zaobírají i v NASA viz např.:
http://www.cds.caltech.edu/~shane/talks/candidacy-2001.pdf
Invariant Manifolds, Material Transport and Space Mission Design / S. D. Ross. / JPL, 2001
http://gltrs.grc.nasa.gov/reports/2002/TM-2002-211970.pdf
Solar Electric Propulsion Vehicle Design Studz for Cargo Transfer to Earth/Moon L1 / T. R. Sarver/Verhez et al. - NASA Glenn RC, 2002
http://www.ieec.fcr.es/libpoint/papers/condon.pdf
Performace Requirements and Kickstage Disposal Options for a Cislunar Gateway Station Transfer Vehicle / G. C. Condon, C. L. Ranieri. - NASA JSC
http://pr.caltech.edu/periodicals/EandS/articles/LXV4/exit.html
Nex Exit 0.5 Million Kilometers / D. L. Smith. - Caltech, 2005
http://techreports.larc.nasa.gov/ltrs/PDF/2001/mtg/NASA-2001-52iac-jcm.pdf
The Hybrid Propellant Module (HPM): A New Concept for Space Transfer in the Earth's Neighborhood and Beyond / J. C. Mankins, D. D. Mazanek. - NASA, 2001
V jedné z těchto prací (Condon a Ranieri) jsou uvedeny zajímavé propočty, týkající se přeletu kosmické lodi od ISS do L1 při době letu 3,5 dne. Jen pro shrnutí: při odletu z oběžné dráhy kolem Země (sklon 51.6 st.) činí potřebná změna rychlosti něco málo nad 3 km/s. Pro zabrzdění v L1 je potřeba (podle okamžitého sklonu dráhy Měsíce k rovníku Země - to se periodicky mění s periodou zhruba 18 roků) je zapotřebí 0,8 až 1,0 km/s.
Samozřejmě by bylo možné používat např. iontových motorů, pak by ale doba přeletu byla podstatně delší a pro pilotované lety by se nehodila. Dala by se využít pro nákladní lety, kdyby čas letu nerozhodoval.
|
|
Quote: Pokud bychom pohyb startujícího objektu z Měsíce do L1 popisovali v rotujících souřadnicích, vázaných na spojnici Země - L1 - Měsíc, pak bychom nutně museli uvažovat Coriolisovu sílu a ta by způsobila, že se těleso nebude pohybovat po "svislici" a "zahne" nám za roh
-----------------------------------------------------------------------------------------------------
Ano, vliv Coriolisovy síly při přímém letu z L1 na Měsíc a zpět je realita, ostatně působí při jakémkoliv průběhu letu na Měsíc. V tomto případě však na těleso působí stále přitažlivost Měsíce a Země, která se bude snažit udržet těleso na spojnici Země - L1 -Měsíc, takže bude do určité míry korigovat toto vychýlení. Také rychlost rotace Měsíce i když malá (cca 4,5 m/s) by měla působit oproti této úchylce. Když tedy výsadkový člun po malém motorickém impulsu začne padat z L1 na Měsíc, nedosedne přesně ve středu, ale mimo střed. Když ze stejného místa odstartuje kolmo, měl by se opět dostat do L1. Ve skutečnosti působí ještě další vlivy, na př. přitažlivost Slunce. Také si budeme chtít vybrat sami místo, kam chceme přistát.To vše se dá zahrnout do výpočtu a nastavit přesnou úhlovou odchylku od vertikály jakož i korekce před přistáním nebo setkáním na L1. Kolmým letem jsem tedy měl spíše na mysli přímý let bez obletu Měsíce, jeho dráha určitě nebude přesně přímková. Budu rád za každou opravu nebo doplnění mých úvah.
Nestabilita tělesa v L1 je ovšem problém, který není zas tak jednoduché korigovat. Proto si myslím, že je výhodnější při letu na Měsíc využívat LLO. Osobně bych rozhodně dal přednost tomu, abych si při několika obletech Měsíce mohl předem prohlédnout budoucí místo přistání z výšky cca 20 km a pak rychle přistát, než padat na Měsíc dlouhou dobu ze vzdálenosti desítek tisíc km. Přitom nějaké energetické úspory jsou dost sporné.
|
|
