Gateway - międzynarodowa załogowa stacja okołoksiężycowa

[ah]

Co to znaczy "niereprezentatywny przykład"? Jest to przykład działający. Nie bardzo widzę, nad czym tu dyskutować.

Gdybyśmy dyskutowali o kilkusettonowych lądownikach w rodzaju BFS, to byłby reprezentatywny. Ale mówimy o tych wynoszonych SLS w przedziale 20-35t. W dużych stopniach łatwiej jest uzyskać taki stosunek mas (choćby stosunek objętości zbiorników do ich powierzchni, niższy udział masowy zespołu napędowego i agregatów, awioniki itd.) Jeśli chcesz mogę Ci podać listę kilkudziesięciu wyższych stopni w tym przedziale masowym i tylko dla LR91 (2st Titana) czy 3st CZ-4 stos. masy początkowej do końcowej przekracza 11 (może jeszcze Centaur w najlepszej wersji). Pozostałe mieszczą się w przedziale 5-11. Jeśli masz lepsze przykłady - chętnie się douczę.
I tak jak wspominałem, napęd to nie wszystko - każdy niezbędny komponent lądownika tylko pogarsza ten stosunek.

[Borys]

Co to znaczy "niereprezentatywny przykład"? Jest to przykład działający. Nie bardzo widzę, nad czym tu dyskutować.

Gdybyśmy dyskutowali o kilkusettonowych lądownikach w rodzaju BFS, to byłby reprezentatywny. Ale mówimy o tych wynoszonych SLS w przedziale 20-35t.

Pierwszy stopień Falcona 1E (~40 ton masy startowej) miał dokładnie taki sam stosunek mas (16). Stopień nie miał co prawda niezbędnych do wylądowania nóg, ale te stanowią 5-10% masy pustego stopnia.

Biorąc pod uwagę, że wymagane dV do lotu z Ziemi na LEO (9.5-10 km/s) jest dwa razy wyższe niż dV potrzebne do dyskutowanego tutaj zadania, każda dwustopniowa rakieta orbitalna musi dysponować przynajmniej jednym stopniem o odpowiednim stosunku mas. Dotyczy to m.in dziesięciotonowej rakiety Electron (mniejszej od lądownika LM). Warto dodać, że rakieta ta co prawda nie używa paliw przechowywalnych, ale Isp jej silników nie odbiegają od osiągów takich mieszanek.

[ah]

O! Falcon 1 jest obiecującym punktem wyjścia dla lądownika z napędem węglowodorowym.
(Electron ze stosunkiem 10.7 już mniej, ale też niezły).
Można zapytać: Skoro jest tak dobrze, to dlaczego jest tak źle? Spośród kilkudziesięciu
lądowników rozpatrywanych w literaturze od lat 80-tych jednostopniowe stanowią margines
i to tylko kursujące między LLO, a powierzchnią. Może diabeł tkwi w szczegółach?
Warto byłoby się pokusić o metaanalizę.
Na razie można zastosować podejście z uproszczoną metodologią.
Niech maksymalna masa lądownika wynosi 35t na średniej orbicie NRO z całkowitym delta-v=5.5km/s
na trasie LOP-G->LLO->powierzchnia->LLO->LOP-G (choć cytowana GER podaje bardziej konserwatywną wartość 5.8km/s)
https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20150019648.pdf
Przyjmijmy dla wersji
- LH/LOX Isp=400-460s (min sensowną- max w zależności od silnika),
- Metan/LOX Isp=340-380s (na razie mały wybór silników)
- MMH(UDMH)/NTO Isp=310-335s (tu jest duży wybór rosyjskich i chińskich, ale mały zachodnich, ciśnieniowe odpadają)
Rozpatrzmy stosunek mas wg. Borysa mr=16 i bardziej popularny, też niezły mr=10, a masę bazową paliwa Mpb uzyskujemy z wzoru Ciołkowskiego.
Uwzględnijmy rezerwę FPR i część paliwa, które nie może być wykorzystane (przyjmijmy 4%, zwykle 3-8%), i dostajemy masę całkowitą paliwa Mpc.
Dodajmy stałą masę układu RCS wraz zasilaniem (0.4t) i podwozia wielokrotnego użytku (0.35t).
I dostajemy tabelkę gdzie masa układu napędowego w wersji Borysa Mun16 oraz Mun10, masa całkowita odpowiednio MC16 i MC10, a ładunek użyteczny Mu16 i Mu10. Wszystkie masy w tonach.

Isp   Mpb   Mpc   Mun16   Mun10   MC16   MC10   Mu16   Mu10 -LH/LOXmax        460   24,7   25,7   27,4   28,5     28,1    29,3      6,9       5,7 -LH/LOXmin         400   26,4   27,5   29,3   30,5     30,1    31,3      4,9       3,7 -Met/LOXmax       380   27,0   28,1   30,0   31,2    30,7     32,0      4,3       3,0 -Met/LOXmin       340   28,3   29,4   31,4    32,7    32,2     33,5      2,8       1,5 -MMH/NTOmax     335   28,4   29,6   31,6   32,9    32,3     33,7      2,7       1,3 -MMH/NTOmax     310   29,3   30,5   32,5   33,9    33,3     34,6      1,7       0,4 A gdzie zasilanie, baterie słoneczne, zbiorniki gazów, izolacja termiczna, PC&D itd? Pytanie do admina: może warto kilka ostatnich wiadomości wydzielić do osobnego wątku?

[Borys]

Można zapytać: Skoro jest tak dobrze, to dlaczego jest tak źle? Spośród kilkudziesięciu
lądowników rozpatrywanych w literaturze od lat 80-tych jednostopniowe stanowią margines
i to tylko kursujące między LLO, a powierzchnią.

Nie, były też takie projekty jak Early Lunar Access, gdzie jednostopniowy pojazd podchodzi do lądowania z TLI, a później wraca bezpośrednio na Ziemię (to wymaga jeszcze wyższego dV niż rozważany przez nas problem).

Generalnie jednak jest kilka powodów, dla których preferowano lądowniki dwustopniowe. Do lat 90-tych nic nie wylądowało na silniku z turbopompą, dlatego większość projektowanych wcześniej lądowników, podobnie jak w przypadku LM, miało mieć silniki zasilane ze zbiorników wysokociśnieniowych. Takie konstrukcje są proste i niezawodne - ale też ciężkie - dlatego układ dwustopniowy ma sens. Po drugie, w przypadku dwóch stopni można użyć różnych paliw - wydajnej mieszanki kriogenicznej do lądowania i przechowywalnej do powrotu. W ten sposób nie trzeba się martwić, że przy dłuższym pobycie na powierzchni paliwo nam ucieknie.

[ah]

Dzięki za przypomnienie Early Lunar Access. Kilkanaście lat temu zetknąłem się przelotnie z tym projektem w Sieci, ale nie zdawałem sobie sprawy, że przewidywano tam silnik RS-44 o Isp=481s!!!

[ekoplaneta]

Nowe renderki i animacje od LM przedstawiające koncepcję lądownika księżycowego wielokrotnego użytku (do 10 lądowań):

https://www.space.com/42011-lockheed-martin-unveils-huge-moon-lander.html

W sam raz na 61 rocznicę startu  Sputnika 1   

A tu komentarz Marka Florydziaka:

https://florydziak.com/blogger/2018/10/62-tony.html

 

[station]

"...na szczęście to tylko marzenia firmy..." - to chyba wiele wyjaśnia, poza tym pozostaje kwestia tego paliwa. Generalnie - mrzonki i temat może, może...na lata 40-te 21 wieku. No i sprawa pierwszorzędna --> zacznijmy wogóle konstruować DSG :-)

[ekoplaneta]

"...na szczęście to tylko marzenia firmy..." - to chyba wiele wyjaśnia, poza tym pozostaje kwestia tego paliwa. Generalnie - mrzonki i temat może, może...na lata 40-te 21 wieku. No i sprawa pierwszorzędna --> zacznijmy wogóle konstruować DSG :-)

Sprawa pierwszorzędna to wystartujmy wreszcie z SLS 

[eRKa]

Nowe renderki i animacje od LM przedstawiające koncepcję lądownika księżycowego wielokrotnego użytku (do 10 lądowań)

Straszna kolubryna. Sam ten lądownik wielkościowo jest jak połowa stacji orbitalnej.

[ekoplaneta]

Straszna kolubryna. Sam ten lądownik wielkościowo jest jak połowa stacji orbitalnej.

BFR będzie jeszcze większy! 

[JSz]

Cytowaliśmy w odpowiednim wątku wypowiedź na IAC jednego z szefów Roskosmosu, w którym krytycznie mówił o udziale Rosji w projekcie LOP-G. Równocześnie szef Roskosmosu, czyli nasz ulubieniec Rogozin, tak wypowiedział się dla rosyjskiej TV:

China is a serious partner. I don’t rule out that as soon as we agree the outlines of our lunar program with the Americans, it is our manned lunar program, the formation of a research station on Moon’s surface is likely to be carried out with our Chinese partners. They can be equal partners already in the coming years.

http://tass.com/science/1023879

Ciekawa sprawa. W tym cokolwiek niemrawym, ale jednak księżycowym wyścigu kosmicznym, Rosja woli stanąć po stronie zwycięzcy, a tym według niej będą Chiny. A Chiny zwierają szeregi wokół siebie - oprócz Indii, które z drugiej strony nadal współpracują z Rosją, coraz mocniej romansują też z ESA.

[Adam.Przybyla]

Tak slabo nie romansuja;-) Nie widac aby jacys europejczycy trenowali na nowych statkach zalogowych, chyba ze sa to Shenzhou;-)
Z powazaniem
                             Adam Przybyla

[JSz]

W wątku "nasowskim" podałem link do prezentacji Gerstenmaiera z niedawnego posiedzenia NAC: https://www.nasa.gov/sites/default/files/atoms/files/gerst_nac-open_dec-2018_final.pdf.

Odnośnie Gateway, są tam przede wszystkim pozbierane informacje i slajdy, które w dużym stopniu już znaliśmy. Dla mnie nowością (bo może coś przegapiłem), są następujące rzeczy:

• Śluza powietrzna, która miała być robiona przez Roskosmos, obecnie jest w żółtym kolorze, który definiuje wykonawcę jako: "TBD: U.S. and/or international". Czyżby było jednak coś na rzeczy w wypowiedziach Rogozina?
• Podano orbitę: NRHO (near-rectilinear halo orbit): 1,5/70 tys. km.
• Już wczesniej było wiadomo, że pierwszy moduł stacji - PPE, zostanie dostarczony "komercyjną" rakietą. Teraz pojawiło się jeszcze wykorzystanie komercji także do dowiezienia do Gateway dwóch statków cargo. Z pierwszym z nich poleci na stację też ramię robotyczne.

[ah]

W wątku "nasowskim" podałem link do prezentacji Gerstenmaiera z niedawnego posiedzenia NAC: https://www.nasa.gov/sites/default/files/atoms/files/gerst_nac-open_dec-2018_final.pdf.

Odnośnie Gateway, są tam przede wszystkim pozbierane informacje i slajdy, które w dużym stopniu już znaliśmy. Dla mnie nowością (bo może coś przegapiłem), są następujące rzeczy:

• Śluza powietrzna, która miała być robiona przez Roskosmos, obecnie jest w żółtym kolorze, który definiuje wykonawcę jako: "TBD: U.S. and/or international". Czyżby było jednak coś na rzeczy w wypowiedziach Rogozina?
• Podano orbitę: NRHO (near-rectilinear halo orbit): 1,5/70 km.
• Już wczesniej było wiadomo, że pierwszy moduł stacji - PPE, zostanie dostarczony "komercyjną" rakietą. Teraz pojawiło się jeszcze wykorzystanie komercji także do dowiezienia do Gateway dwóch statków cargo. Z pierwszym z nich poleci na stację też ramię robotyczne.

[JSz]

Jasne, zgubiły mi się tysiące . Już poprawiam...