|
| NASA to podle mně nezkusí, jejím úkolem je CEV pro lety k Měsíci, lety CEVu na ISS jsou dalším využitím. 400 mil. dolarů je příliš málo pro vývoj pilotované lodi. Vývoj, zkoušky a zkušební lety budou vždycky hodně drahé a NASA nedá své astronauty do něčeho, co zkouškami neprošlo. Cesta od SS1 na orbitu je sakramentsky daleká. Hlavně mi ale chybí vůbec nějaké informace o lodi, motorech a nosném prostředku, přestavba 747 pro takovéhle lety nebude stát málo. |
|
Me je sympaticka snaha AirForce o podporu malych firem zabyvajicich se vyvojem raket a spol (spaceX). NASA by mela delat neco podobneho (snad uz dela) obzvlaste pomoci konzultaci a know-how (uz taky dela). Jsem optimista a verim, ze soukrome pilotovane prostredky na LEO lze vyvinout i bez vetsich statnich penez do deseti let. NASA se vsak zameruje na Mesic a ne, aby si za statni prachy nekdo zridil byznys s turistama. Vzhledem k tomu, ze jsem i proti ceste na Mesic pres LEO (protoze se to neunosne zkomplikuje) tak jsem z toho principu i proti vetsim investicim NASA do tohoto podniku. Navic si nemyslim, ze by tahle technologie byla tak trivialni a levna jak je prezentovana.
Tim nicmene nechci odrazovat Rutana a spol od ucasti na Mesicni iniciative. Takova pristavaci mesicni plosina by bylo dilko presne pro nejakou mensi dynamickou firmicku. |
|
Quote: ……to ta raketa nemusí být nijak velká, tři lidi na Měsíc a zpět dopravíme při 60 - 65 t na LEO a přetlakovaném LM.
----------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
Domnívám se, že je to nemožné, pokud by celý systém nebyl extrémně ošizen po všech, i bezpečnostní stránce i ve srovnání s Apollo a to určitě nebude cílem. Uvádím názor otištěný na SpaceDaily v článku CEV: The Last Battlestar? (Ostatně tento článek velmi pěkně ukazuje, jak samo zadání CEV je velmi rozporuplné.) http://www.spacedaily.com/news/oped-05zl.html
Cituji: A few months ago, it looked like there would be a complex prequel to each mission in which the moonship would be laboriously assembled in LEO out of four ~40-tonne loads sent up on separate boosters. Now it seems that NASA is leaning towards launching each Constellation mission in either 2x80t or 1x160t loads. These same two modes were considered in the early days of Apollo.
In fact Constellation is slightly more capable than Apollo as one would expect from the 160t weight in LEO. The crew on the lunar surface is doubled (since no one stays behind in lunar orbit) and the stay time is supposed to be extended up to ~1 month on later missions.
|
|
Jen mě tak napadá, že pokud by opravdu vybraný scénář letů na Měsíc vyžadoval řadu setkání v kosmu, tak by možná mohlo být vhodné směrovat to přes L1 (jak jsme o tom mluvili jinde). Jak to ale bude opravdu vypadat je asi zatím předčasné spekulovat.
Spíš mi chybí, že nikde nemohu najít (oficiální) informace o tom, jaké scénáře by mohly připadat v úvahu, jaké jsou jejich parametry (výhody a nevýhody) a jaká jsou kritéria pro výběr nejvhodnější varianty. My si to tady sice nějak odhadujeme, ale obávám se, že snadno na něco podstatného zapomeneme, nebo něco odhadneme řádově zcela špatně. Pokud někdo najdete vhodný zdroj informací, tak dejte vědět :) |
|
citace:
Quote: ……to ta raketa nemusí být nijak velká, tři lidi na Měsíc a zpět dopravíme při 60 - 65 t na LEO a přetlakovaném LM.
----------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------
Domnívám se, že je to nemožné, pokud by celý systém nebyl extrémně ošizen po všech, i bezpečnostní stránce i ve srovnání s Apollo a to určitě nebude cílem. Uvádím názor otištěný na SpaceDaily v článku CEV: The Last Battlestar? (Ostatně tento článek velmi pěkně ukazuje, jak samo zadání CEV je velmi rozporuplné.) http://www.spacedaily.com/news/oped-05zl.html
Cituji: A few months ago, it looked like there would be a complex prequel to each mission in which the moonship would be laboriously assembled in LEO out of four ~40-tonne loads sent up on separate boosters. Now it seems that NASA is leaning towards launching each Constellation mission in either 2x80t or 1x160t loads. These same two modes were considered in the early days of Apollo.
In fact Constellation is slightly more capable than Apollo as one would expect from the 160t weight in LEO. The crew on the lunar surface is doubled (since no one stays behind in lunar orbit) and the stay time is supposed to be extended up to ~1 month on later missions.
Ten clanek je docela zmateny a presne vystihuje nalady z diskuznich for. Podle me je jedina rozumna cesta proste zmodernizovat Apollo, coz bude nejrychlejsi a verim ze nejlevnejsi cesta bez zadrhelu. Pri ceste na Mesic alla Apollo temer neni mozne udelat chybu a lze se soustredit na samotny Mesic. Jedine co je k tomu zapotrebi je nejaky HLV. Jsem presvedcen ze 80t nosic je vic nez dost. K tomu staci jedine - rozdelit naklad a lidi, kteri budou putovat na Mesic a prizpusobit tomu mise. To je vse.
Dokonce to moc a moc dobre ladi s tou lunarni zakladnou. Ted jen zbyva doufat ze tenhle projekt ridi nekdo s mozkem v hlave.
Pro kazdy projekt totiz plati jedna zasada: Prijde chvile, kde je nutne udelat rozhodnuti. A pro tu chvili je lepsi rozhodny velitel, kterymu to obcas ujede, nez nerozhodny genius.
(Samozrejme ze rozhodny genius je nejlepsi, ale ani rozhodni blbci nemaji v praxi spatne vysledky. Doufam ze Griffin patri do te prvni nebo aspon druhe kategorie) |
|
citace:
Tak to je prusvih. To mame deltaV cca 3500m/s, ktere se budou muset tahnout v palivu pri ceste z Mesice. A dalsi randezvous na LEO. To znamena nekolik dni cesty navic a mozny prusvih navic. V tomto pripade navrhuji dopravu posadky do mission module pomoci sojuzu vypousteneho z Kuruou.
Pilotované Sojuzy vypouštěné z Kourou jsou vize, která se líbí kdekomu, ale bohužel - ESA veřejně vyhlašuje, že ta rampa pro bude určená jen pro bezpilotní lety. Velká škoda... ale řekl bych, že to spíš potřebují nějak zdůvodnit ekonomicky, a chtějí tu možnost každopádně vytvořit, aby se s ní dalo počítat jako s hotovou věcí... |
|
Firma t/Space má svoje stránky na:
http://www.transformspace.com/
Zatím tam toho moc není, vlastně jen upravená prezentace z konce 2004 ke studii, kterou dělali pro NASA. Nicméně v ní jsou některé věci k zamyšlení.
Prazentace je v pdf forma na:
http://www.transformspace.com/documents/tSpaceArchitecture.pdf
|
|
| Pinkas: Clanky od jisteho J.F. Bella je treba brat s taaaaaaaaakhle velkym nadhledem. To je totiz clovek, ktery broji proti cemukoliv krome jeho vlastniho teleskopu. |
|
| 60-65 t nosič je schopen vynést kompletní misi a la Apollo. Hlavní úspory se dosáhne použitím modernějších motorů s vyšším Isp (hlavně RL-10A4-2) jak pro let k Měsíci, tak i pro zachycení na orbitě a pro přistání LM. Pro start z povrchu a odlet z orbity při použití N2O4 a aerozínu vychází hmotnost 65-70 t, při použití LOX a methanu 60-65 t. Hmotnost CM a kabiny LM jsem bral stejnou jako u Apolla. Dost těžko se počítají ztráty kyslíku a vodíku při letu k Měsíci a dál gravitační ztráty při přistání a startu LM. Potřebné rychlosti jsem bral z údajů o Apollu. |
|
Erve:
Cisla se mi rychle vyparuji z hlavy, ale napriklad Boeing pocita s ISP EDS 465s a 455s pro LSAM. To je hodne optimisticke, ale pro EDS se toho snad da dosahnout. LSAM taky predpokladaji, ze bude zustavat u Mesice a bude se dotankovavat na povrchu i na LLO. To je taky hodne otimisticke. Tvuj pristup, Erve, by byl teda konzervativnejsi nez u Boeingu. Ostatne stejny postup bych zvolil i ja - obrovskou konzervativnost, co se samotneho LSAM tyce. Zustal bych u hypergolickeho paliva pro LSAM a udelal bych ho co nejmensi a nejspolehlivejsi. Posadka by pristavala k predem pripravenemu habitatu a nakladu. Otazkou je, zda dotankovavat LSAM, ci palivo vezt sebou, ale to zalezi na moznostech zasobovani, nosne rakety a zkusenosti. Navic se to da casem lehce modifikovat.
Aproti Apollu se da usetrit hlavne na hmotnosti konstrukce Saturnu IVB, hmotnosti LM, adapteru pro LM a hmotnosti SM. Pak by stacil cca 80t nosic pro cargo let k Mesici a dalsi cca 80t nosic, ktery by tam dostal posadku.
Tech tvych 70t pro N2O4/Aerozin povazuju za realne, ikdyz nevim co vse jsi tam pocital (zachranny system? pouze 3 clenove posadky, NASA ma zatim pozadavek na 4, ale z toho velice rychle ustoupi) a veci maji neprijemnou tendenci se komplikovat.
Vypada to ze mame na to prece jen podobny pohled. Jak by sis predstavoval CEV? |
|
Jirka:
Delat LSAM az takhle minimalisticky mi nepripada rozumne. Da se myslim cekat, ze alespon prvni jedna nebo dve mise budou ve stylu Apollo - pristat, porozhlednout se, mensi pruzkum, priprava nejakych veci pro budouci zakladnu a trada domu. A i pokud by se uz napoprve pristavalo k habitatu, LSAM musi poskytnout posadce dost casu na to, aby mohli habitat zkontrolovat, ozivit, zjistit, jestli pripadne zavady ohrozuji misi atd. Ne vsechno zavady se daji zjistit dalkove a tak myslim, ze LSAM stejne bude muset poskytnout zivotni podminky pro posadku alespon na takovych 48 hodin. Sice muze byt lehci, nez Apollo LEM, hola pristavaci plosina na to nestaci. Dala by se pouzit pro naklady. Pro posadku ale az ve vzdalenejsim vyhledu, kdy by zakladna byla obydlena trvale (ale toho kdovi, jestli se dozijeme). |
|
citace:
A i pokud by se uz napoprve pristavalo k habitatu, LSAM musi poskytnout posadce dost casu na to, aby mohli habitat zkontrolovat, ozivit, zjistit, jestli pripadne zavady ohrozuji misi atd. Ne vsechno zavady se daji zjistit dalkove a tak myslim, ze LSAM stejne bude muset poskytnout zivotni podminky pro posadku alespon na takovych 48 hodin. Sice muze byt lehci, nez Apollo LEM, hola pristavaci plosina na to nestaci. Dala by se pouzit pro naklady. Pro posadku ale az ve vzdalenejsim vyhledu, kdy by zakladna byla obydlena trvale (ale toho kdovi, jestli se dozijeme).
No to ja nedokazu takhle zhodnotit. Je mozne habitat nakonfiguraovat dalkove, nebo neni? Kazdopadne by LSAM musel byt schopen behem par hodin neuspesneho ozivovani odstartovat zpet k CEVu. Taky je pravdepodobne, ze Mesicni zakladna nebude obydlena nepretrzite, takze habitat se bude muset stejne postarat sam o sebe. Taky me napada, ze habitat by mohl byt oziven ci zkontrolovan jeste pred pristanim na Mesici jinou posadkou bud na LLO, nebo na LEO.
Kazdopadne by byl takovyhle zpusob dost efektivni, protoze by se se stavbou zakladny mohlo zacit vpodstate okamzite a i pouzite habitaty mimo zakladnu by byly pozdeji teoreticky ozivitelne. Nehlede na to, ze 80t raketou by tam slo dostat cca 15t nakladu, coz musi stacit. |
|
Ta kontrola habitatu na LLO by asi mozna nebyla, ale na LEO by se to snad dalo provezt v ramci zkousek CEVu. Ovsem zase by byl problem s prestupem posadky dovnitr a pohybem tam, takze to spis vidim na uplne automaticke nastaveni. To by nemusela byt takova tragedie, az na to ze to zatim nikdo nezkusil. Ostatne jeste neni vyzkouseno parkovani CEVu na LLO, tankovani na Mesici, zahrabavani habitatu a spousta dalsich veci.
Prijde mi to vsak jako pekny namet na robotickou misi. Doprava simulatoru habitatu na Mesic, rovinuti vertikalnich solarnich panelu, zhozeni habitatu na povrch do horizontalni polohy, udrzovani komunikace, vytvoreni a udrzovani umele atmosfery uvnitr simulatoru, mereni radiace, teploty, atd., pruzkum okoli. Dokonce by uvnitr mohli pestovat nejake bakterie ci co. |
|
citace:
Kazdopadne by LSAM musel byt schopen behem par hodin neuspesneho ozivovani odstartovat zpet k CEVu. Taky je pravdepodobne, ze Mesicni zakladna nebude obydlena nepretrzite, takze habitat se bude muset stejne postarat sam o sebe. Taky me napada, ze habitat by mohl byt oziven ci zkontrolovan jeste pred pristanim na Mesici jinou posadkou bud na LLO, nebo na LEO.
Par hodin je zoufale malo. Pri EVA kazda cinnost trva nekolikanasobne dele, nez by trvala na Zemi. Staci prkotina a hned je par hodin pryc. To, ze habitat muze byt zkontrolovan predem a postara se sam u sebe je sice hezky predpoklad, ale neda se spolehat na to, ze vsechno bude fungovat napoprve - coz by pristani na miniplosine vyzadovalo. Navic uz samotne zjisteni zavaznosti zavad vzdy chvili zabere. Byl by nesmysl, aby posadka mise za x milionu $ musela s neporizenou domu kvuli trochu zatuhlemu poklopu nebo ponozce v klimatizaci. |
|
citace:
Par hodin je zoufale malo. Pri EVA kazda cinnost trva nekolikanasobne dele, nez by trvala na Zemi. Staci prkotina a hned je par hodin pryc. To, ze habitat muze byt zkontrolovan predem a postara se sam u sebe je sice hezky predpoklad, ale neda se spolehat na to, ze vsechno bude fungovat napoprve - coz by pristani na miniplosine vyzadovalo. Navic uz samotne zjisteni zavaznosti zavad vzdy chvili zabere. Byl by nesmysl, aby posadka mise za x milionu $ musela s neporizenou domu kvuli trochu zatuhlemu poklopu nebo ponozce v klimatizaci.
Uprime receno me nenapada zadny duvod proc by musela posadka s neporizenou domu - az na ten zatuhly poklop. Fungovani klimatizace, nebo problem s udrzenim vnitrnich podminek je prece zalezitost o ktere by se hned vedelo a budto by to byla prkotina, nebo by se nejspis musel habitat odepsat jeste pred priletem posadky. Do priletu posadky by to byla proste roboticka mise jako kazda jina. Tim nechci rict ze to bude trivialni. Ale jak jsem rekl, tak vyzkouseno neni zatim vic veci. Me spis dela vrasky to, ze ruzne automaticke habitaty, tovarny a zakladny budou pekne drahy a jestli se prodrazi vyvoj CEVu, LSAMu a vubec nosicu na LEO, tak to neni ufinancovatelny. |
|
citace:
citace:
Par hodin je zoufale malo. Pri EVA kazda cinnost trva nekolikanasobne dele, nez by trvala na Zemi.
IMHO EVA na Mesici je mnohem jednodussi nez na orbite. Neniliz pravda? |
|
| Podle mého názoru je nejlepší návrh CEVu kabina o hmotnosti téměř stejné jako Apollo s mírně většími rozměry. Posádka 4 osoby pro ISS nebo 3 osoby pro let k Měsíci, víc osob je podle mně zbytečné, snadnější bude zvyšovat počet startů. LSAM bude obdobou LEMu, mírně větší pro 3 osoby - CEV u Měsíce bych nechal neobydlený, posádka by z Měsíce startovala až po kontrole jeho stavu. Záložní CEV s návratovým motorem a dostatkem skladovatelného paliva pro setkání s případnou posádkou v nouzi - nevím, možná by nemusel být, stejně je nejriskantnější start z Měsíce - tohle riziko se nijak snížit nedá. |
|
citace:
Fungovani klimatizace, nebo problem s udrzenim vnitrnich podminek je prece zalezitost o ktere by se hned vedelo a budto by to byla prkotina, nebo by se nejspis musel habitat odepsat jeste pred priletem posadky.
U jednoho ze Saljutu nastal ten problem, ze po otevreni prulezu posadka zjistila, ze je tam strasny smrad (nejaka spalenina). Takze museli prenocovat v Sojuzu a pockat, nez se to klimatizaci zlepsi (kompletni prohnani vzduchu filtry trvalo cca 20 hodin)...
citace:
IMHO EVA na Mesici je mnohem jednodussi nez na orbite. Neniliz pravda?
Casove to vyjde spis podobne jako na orbite, kdyz se divam na kosmonauty na Mesici, maji vyhodu proti orbite akorat v tom, ze se obcas muzou oprit a kdyz jim neco upadne, neuleti to. Ale co se jemnosti a obtiznosti manipulace s cimkoliv tyka, je to otazka pohybu v nafouknutem skafandru, at na Mesici, na orbite, nebo hluboko pod vodou. |
|
citace:
Fungovani klimatizace
EVA
Verim ze v te dobe nebyly analyzatory vzduchu, nicmene souhlasim, tlakova verze LM je teoreticky bezpecnejsi, protoze dava posadce vic casu a pohodli.
Co se tyce EVY, tak bych to nevidel na stejno. Pohyb na Mesici je prece mnohem rychlejsi a bezpecnejsi. Ikdyz v beztizi vylezes i na strechu. Jemna manipulace by vsak pri priletu nemela byt vubec nutna (vezmemeli v uvahu vzruseni posadky). |
|
Quote: 60-65 t nosič je schopen vynést kompletní misi a la Apollo.
-----------------------------------------------------------------------------------------------------------------
Znovu podotýkám, že Saturn 5 k tomu potřeboval 120 tun na LEO. Stále nevím, zda nejde o nějaké nedorozumění. Pane Ervé, počítáte těch 60-65 tun jako hmotu EDS bez užitečného zatížení (které činilo u Apolla cca 40 tun), nebo s užitečným zatížením? Bez užitečného zatížení s tím souhlasím. Pokud s užitečným zatížením, pak by těch zbývajících 20-25 tun připadající na EDS (včetně jeho nádrží a motoru) nemohlo dopravit 40 tun k Měsíci. Nepočítáte hmoty nutné pro potřebné rychlosti pouze z Ciolkovského rovnice, která platí pro |
|
| Vypadlo mně pokračování: … , která platí pro prostředí bez gravitace? Samozřejmě nějaké hmoty by šly uspořit, Isp bude ne 419 s ale 465 s , ale přesto by zřejmě ani 30 tunovou misi a la Apollo nebylo možno dopravit k Měsíci s 20-25 tunami EDS. |
|
| Už jsem měl jít raději spát: oprava: … s 30-35 tunami EDS |
|
citace:
Jemna manipulace by vsak pri priletu nemela byt vubec nutna (vezmemeli v uvahu vzruseni posadky).
Chtel jsem rict, ze rozrusena posadka by nebyla schopna jemne manipulace ani bez skafandru.
Jinak pro Pinkase:
Ja jsem to od Erveho pochopil. Apollo CM+SM+LM vazilo by voko 45t po opusteni 3.stp saturnu. Na TLI vsak byl dopraven i samotny 3. stp s luzkem pro LM, ktery vazil dalsich min 15tun. Pokud predpokladame pro pouziti v CEVu stejne tezky Apollo CM, lehci SM (protoze bude mit vetsi ISP), lehci LM (cast vystroje bude na Mesic dopravena jinak) a konec koncu lehci EDS (vetsi ISP, lehci materialy a hlavne i lehci uzitecne zarizeni), tak se lehce muzeme dostat k vyrazne nizsim cislum nez melo Apollo. Co se tyce vypoctu pro spotrebu paliva, tak proste predpokladam, ze ERVE vzal udaje o deltaV z Apolla a prepocital to jednoduse pro jine ISP.
40t na TLI (vcetne EDS o vaze nekolika tun) by bylo dopraveno pomoci by voko 35t paliva pro EDS, coz dava by voko 75t. O presnejsich vypoctech jsme se uz bavili ve foru Mesic je znova ve hre.
|
|
| Jen tak mimochodem, ve 120t na LEO pro Saturn V je zapocitan i samotny 3.stp. Nosnosti raket se vsak udavaji bez vyssiho stupne, protoze ten se potom vetsinou nevyuziva a odhodi se. Vzhledem k vaze saturnu IVB adapteru LM je to nezanedbatelny rozdil. |
|
| Tak to shrnu, ať se dál nehádáme: Isp = 461 s = 4520 N.s.kg-1 u LOX a LH2, Isp = 3100 N.s.kg-1 u aerozin/N2O4. Rozdíl mezi konečnou hmotností po jednom manévru a počáteční hmotností druhého je způsoben ztrátami při zážehu a vypínání motoru a manévry. Start 65 t, v = 4520*ln(64,9/32,6) = 3112 m/s Země-Měsíc. 600 kg ztráty LOX a LH2 za 4 dny, v = 4520*ln(32/26,1) = 921 m/s. Odhození prázdného stupně – 2,8 t = 23,3 t na LLO, z toho je 9,4 t LSAM, 6,0 t CM CEVu, 0,4 t posádka, 3 t SM, 4,5 t KPL v SM. Přestup posádky do LSAM, s posádkou váží 9,8 t. Sestup v = 4520*ln(9,78/9,67) = 51 m/s, přistání v = 4520*ln(9,64/6,36) = 1879 m/s (přistání + gravitační a manévrovací ztráty). Prázdný přistávací stupeň 1,6 t. Co se vyloží, to se naloží (systémy skafandrů za pytlíky se vzorky). Start v = 3100*ln(4,7/2,6) = 1835 m/s. 2600 kg = 400 kg 3 kosmonauti + 100 kg vzorky + 100 kg KPL + 2000 kg prázdný modul (LEM vážil prázdný 1907 kg, rozdíl je rezerva). 500 kg se přesune do CEVu, LSAM se odhodí, 6 t CM CEVu, 0,5 t posádka+vzorky, 3 t SM (je lehčí než u Apolla – jen pro odlet od Měsíce), 4,5 t KPL = 14 t před odletem z Měsíce, v = 3100*ln(13,9/9,6) = 1147 m/s. 6 t CM CEVu je těžší než Apollo, pokud bude lehčí, můžeme vézt víc vzorků, případně je to rezerva. Hmotnost konstrukce stupně pro start z LEO je možná optimistická, pro 70 t je to 69,9/35 a 34,2/27,8, takže prázdný stupeň váží 4,5 t. Co vy na to ? Je tam někde chyba ? |
| 13.5.2005 - 12:11 - Anonym | |
|
| Tomu rikam hutna informace :-) |
| 13.5.2005 - 12:21 - Konstantin E.C. | |
|
| No jo, webova stranka snese cokoliv... |
|
citace:
Tak to shrnu, ať se dál nehádáme: Isp = 461 s = 4520 N.s.kg-1 u LOX a LH2, Isp = 3100 N.s.kg-1 u aerozin/N2O4. Rozdíl mezi konečnou hmotností po jednom manévru a počáteční hmotností druhého je způsoben ztrátami při zážehu a vypínání motoru a manévry. Start 65 t, v = 4520*ln(64,9/32,6) = 3112 m/s Země-Měsíc. 600 kg ztráty LOX a LH2 za 4 dny, v = 4520*ln(32/26,1) = 921 m/s. Odhození prázdného stupně – 2,8 t = 23,3 t na LLO, z toho je 9,4 t LSAM, 6,0 t CM CEVu, 0,4 t posádka, 3 t SM, 4,5 t KPL v SM. Přestup posádky do LSAM, s posádkou váží 9,8 t. Sestup v = 4520*ln(9,78/9,67) = 51 m/s, přistání v = 4520*ln(9,64/6,36) = 1879 m/s (přistání + gravitační a manévrovací ztráty). Prázdný přistávací stupeň 1,6 t. Co se vyloží, to se naloží (systémy skafandrů za pytlíky se vzorky). Start v = 3100*ln(4,7/2,6) = 1835 m/s. 2600 kg = 400 kg 3 kosmonauti + 100 kg vzorky + 100 kg KPL + 2000 kg prázdný modul (LEM vážil prázdný 1907 kg, rozdíl je rezerva). 500 kg se přesune do CEVu, LSAM se odhodí, 6 t CM CEVu, 0,5 t posádka+vzorky, 3 t SM (je lehčí než u Apolla – jen pro odlet od Měsíce), 4,5 t KPL = 14 t před odletem z Měsíce, v = 3100*ln(13,9/9,6) = 1147 m/s. 6 t CM CEVu je těžší než Apollo, pokud bude lehčí, můžeme vézt víc vzorků, případně je to rezerva. Hmotnost konstrukce stupně pro start z LEO je možná optimistická, pro 70 t je to 69,9/35 a 34,2/27,8, takže prázdný stupeň váží 4,5 t. Co vy na to ? Je tam někde chyba ?
Zadna zasadni chybka tam neni, ale udaje jsem porovnaval jen zpameti. Vpodstate mi vadi jen detaily.
2.8t EDS stupen drzici 39t paliva - to nevyjde. Tech 4.5t uz by bylo lepsich. Taky nevim co rict na to pristavani LSAM s LO/LH motory. Kdyz uz vyvijet takovehle motory, tak at se daji pouzivat i pro zasobovaci mise. To znamena pouzivat pro cargo cca 4 tyto motory. 9.4t pro LSAM je takova nestastna hmotnost. Je to prilis malo aby se to dalo snadno modifikovat jako cargo a prilis malo aby to posadce poskytlo moznost pobytu v radu vetsim nez nekolik malo dni.
Ted me napada, ze z bezpecnostniho hlediska ty LO/LH motory pro LSAM nebudou az tak hrozne, protoze astronauti budou stejne v navratovem modulu a muzou ve stylu Apolla kdykoliv prerusit sestup. Vlastne se mi to docela libi.
Porad to umoznuje mise na zpusob Apolla i mise k mesicni zakladne. Taky EDS pujde snadno modifikovat pro pouziti cargo, akorat bych ho odpojil uz po TLI manevru a pristaval rovnou z chodu pri pouziti ctyrech motoru z LSAM. |
|
Quote: Tak to shrnu, ať se dál nehádáme: Isp = 461 s = 4520 N.s.kg-1 u LOX a LH2……Start 65 t, v = 4520*ln(64,9/32,6) = 3112 m/s Země-Měsíc.
-----------------------------------------------------------------------------------------------------------------
Pane Ervé, rozhodně se nehádáme a jsem moc rád, že na toto téma diskutujeme, neboť mně technické věci baví mnohem více než nějaké úvahy. K podstatě věci: Myslím, že v diskusi šlo o to, jak silná raketa je nutná pro měsíční misi. Dále jste to pro tyto úvahy zjednodušil na misi a la Apollo, to je start všeho jednou raketou.
Nosnost rakety se nejlépe posuzuje na nosnosti na LEO. Raketa Saturn 5 ve dvoustupňové versi měla nosnost 120 t. Z tohoto hlediska tvoří u měsíční rakety celý třetí stupeň + CM+ SM+ LM užitečné zatížení na LEO. U Apollo11 hmota CM+SM činila 28729 kg, LM = 14696 kg, celkem cca 43 500 kg. Isp 3. stupně = 419s = 4110 N.s/kg.
Pro kontrolu si spočteme potřebnou hmotu 3 stupně Saturnu 5 pro dosažení rychlosti deltaV = 3100 m/s: Z Ciolkovského rovnice vyplývá, že Mp/Mk = e^ (v/Isp), kde Mp je počáteční hmota, Mk je konečná hmota. Za Mk se musí počítat všechny hmoty kromě paliva - hmota prázdného třetího stupně, hmota paliva která v něm případně zbyla jako reserva, užitečný náklad. Za Mp se musí dosadit celková hmota 3 stupně (EDS) + užitečné zatížení.
Vyjde nám Mp=MK . 2,126. Pro MK = 43500 + 11500 (suchá váha 3. stupně) = 55000 kg pak vyjde MP= 116 930kg na LEO, což velmi dobře odpovídá nosnosti Saturnu 5. Zbytek do 120 tun byla reserva.
Když nyní vezmeme u nové rakety Isp =4520 Ns/kg, a stejnou misi Apollo pak požadované Mp (nosnost rakety na LEO) vyjde cca 109 tun
Když vezmeme snížení celkové mise na 33 tun (což určitě nebude, spíše bude větší než Apollo) a snížení suché hmoty 3 stupně (EDS) na 8000 kg, Isp =4520 Ns/kg, pak vyjde požadované Mp (nosnost rakety) na 81 tun
Vy jste pane Ervé počítal Mk = 32,6 t ale v tom musí být také suchá hmota EDS. Kdybychom ji snížili na pouhých 6 tun a nepočítali ztráty, pak na celou misi CM+SM+LM zbude jen 26,6 tun a to by stěží stačilo pro jednoho kosmonauta.
I když pro brzké uskutečnění a reálnost nových lunárních misí je důležitá maximální úspora hmot, domnívám se, že budou přesto tyto hmoty minimálně jako u Apolla a to z důvodu většího počtu lidí, delšího pobytu na Měsíci, bezpečnosti, zálohování a budoucí perspektivy.
|
|
citace:
Raketa Saturn 5 ve dvoustupňové versi měla nosnost 120 t.
Ikdyz nejsem Erve, tak se zapojim do odpovedi. Saturn 5 byla 3stp raketa (ikdyz 3.stupen se pri ceste na LEO podilel jen delta v mene nez 1km/s),a 3.stp skutecne vazil prazdny 11.5t, ale zapocital bych do nej i nekolikatunovy adapter LM.
Dal bych se odvazil oponovat, ze pristi vyprava na Mesic urcite nebude super raketou nad 100t. USA na vyvoj takove rakety nemaji penize a platit Rusum za Energii by byla od nich ekonomicka a politicka blbost.
Navic existuje pozadavek na Mesicni zakladnu, tomu se musi prizpusobit i mise.
|
|
