ЛЭК летит на Луну

[ВВВ]

Итак - после снятия Мишина ( а сняли его после гибели экипажа Союза -11) , на должность главы ОКБ-1 назначили Глушко и асе заветрелось

Н-1 и Л-3 похоронили, но не похоронили мечту о пилотируемом полета на Луну. Глушко хотел его провести, для чего создать новую сверхтяжелую ракету носитель и новый лунный корабль.

Руководство страны отнеслось к этому с полным непониманием и денюшек давать не хотело.

Чтобы его убедить - в ОКБ-1 разрабатывали разные прожекты, рисовали красивые картинки и делали модельки.

НЕ СРАБОТАЛО.

Но картинки все же остались и можно восстановить некоторые планы.

Начнем с носителя имевшего гордое название "Вулкан".

Губанов в своей книге описывает его так:

По космической ракете "Вулкан" было разработано техническое предложение в соответствии с пятилетним планом научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ, утвержденным постановлением правительства в июле 1981 г. и техническим заданием главного управления, выданным в июле 1982 г.

акета-носитель "Вулкан" сверхтяжелого класса входит в ряд унифицированных ракет типа "Зенит", РЛА-125, "Энергия" - "Буран-Т", использующих единые маршевые двигатели и унифицированные ракетные блоки с их основными системами. В состав ракеты космического назначения входят: восемь ракетных блоков первой ступени - блоков А, выполненных на базе блоков А ракеты-носителя "Энергия", ракетный блок второй ступени - блок Ц - соответствует центральному блоку ракеты "Энергия", стартово-стыковочный блок - блок Я новой разработки и космическая головная часть в различных комплектациях и вариантах.

Стартовая масса ракеты-носителя "Вулкан" 4747 т. Грузоподъемность при выведении на опорную орбиту высотой 200 км с наклонением 50,7 град. составляет 200 т, наклонением 97 град. - 172 т, на геостационарную орбиту, с использованием разгонного космического блока "Везувий" -36 т, на орбиту искусственного спутника Луны - до 43 т, на траекторию полета к Марсу - до 52 т.

Блоки А объединяются попарно в четыре параблока. Блоки А ракеты-носителя "Вулкан" не оснащаются средствами возвращения и связанными с ними элементами. Увеличен, по сравнению с блоками А ракеты "Энергия", объем топливных баков за счет цилиндрических вставок длиной 7 м. При стоянке ракеты на стартовом комплексе блоки А опираются на блок Я по двум опорным площадкам каждый, в отличие от блоков А ракеты "Энергия", который опираются на блок Я на четыре точки, что приводит к необходимости изменения конструкции хвостового отсека блока А. Все блоки А делятся на две группы; полностью идентичных блоков - левые и правые в каждом параблоке. Отличия этих групп состоят в размещении средств отделения параблоков в конце полета и элементов силовых связей с блоком Ц. Стартовая масса блока А 449,2 т, масса конструкции 573 т, рабочий запас топлива 386 т, из них 278,8 т окислителя и 107,2 т горючего. Длина блока 46,5 м.

Двигатель РД-179 (14Д20, примечание web-мастера) с форсированием тяги у Земли до 860 т, в пустоте - 937 т. Удельный импульс 308,5 с и 336,2 с на Земле и в пустоте соответственно.

Центральный блок ракеты-носителя "Вулкан" отличается от блока Ц ракеты "Энергия" увеличением цилиндрической части баков в сумме на 15 м с изменением формы верхнего днища кислородного бака, новым переходным отсеком, цилиндрической юбкой вместо обтекателей двигателя РД-0120, симметричным расположением внутрибаковых устройств, в том числе и тоннельного трубопровода.

Стартовая масса блока Ц 934 т, масса конструкции 89,7 т, рабочий запас топлива 832 т, в том числе кислорода 713 т, водорода 119 т. Двигатель форсированный РД-0120 с тягой у земли 175 т, в пустоте - 200 т; удельная тяга у земли, с сопловой вставкой, 396 с, в пустоте - 454,9 с. Длина бакового отсека блока Ц 63 м.

Производственный комплекс, в том числе и на Байконуре, сохранялся полностью, с размещением в сборочно-испытательных пролетах соответствующего стапельного оборудования по тому же принципу, что и для "Энергии". Строившийся в Куйбышеве на заводе "Прогресс" сборочный корпус предусматривал изготовление на этой базе всех боковых и других габаритных элементов центрального блока. Изготовление блока А удлиненной конструкции планировалось вести в Омске в объединении "Полет".

Для старта подходил только универсальный комплексный стенд-старт. При его строительстве учитывались основные параметры "Вулкана" по габаритам, и в том числе по термо-газонапряженности газового потока при работе маршевых двигателей.

http://www.buran.ru/...38-3.htm#vulkan

Но это - уже 80-е годы и этот Вулкан значительно унифицирован с Энергией. По диаметру блоков и двигателям.

Но на сайте Бурана есть и такая картинка с подписями

http://www.buran.ru/htm/vulkan.htm

Это более ранний проект, так как его ПН - лунный корабль ( о нем позже) . Так что вероятно это проект второй половины 70-х годов.

Внимательный взгляд поймет что размеры пририсованы шаловливыми рученками к картинке позже, а так как этими рученками управлял тормознутый мозг - высота ракеты обозначена и как 88 и как 52 метра. Наверно 52 - это высота до места разделения второй и третьей ступеней. Но размерчики все одно не совпадают. Если вогнать длину ракеты в 88 метров - диаметр будет больше 16.5 метра. При диаметре в 16.5 - высота будет меньше.

Если взять за основу что диаметр боковушек равен диаметру боковушек Энергии - то 16.5 метра - правильный размер. От него и будем плясать.

Сравним Вулкан и Энергию в одном масштабе

Боковушки у Этого Вулкана не только одного диаметра с Энергией - они той же длинны ( у Вулкана Губанова длиннее). А вот вторая ступень имеет больший диаметр чем Энергия - около 9 метров, замес 7.7. Диаметр 7.7 имеет разгонный блок Везувий этой ракеты.

Центральные баки 9 метрового диаметра - как же их возить то хотели? Но как то видимо расчитывали...

Высота этого Вулкана 82 метра , а до места разделения второй и третьей ступени от земли - 50 метров. Хотя возможен вариант и 52 - если разделение происходит немного повыше.

То что реконструкция высоты и пропорций ракеты правильная - подтверждает то что размеры ее ПН - лунного корабля - совпадают с имеющимися данными - но об этом позже.

По хорошему надо бы просчитать примерную массу этой ракеты, что возможно прикинуть по объему баков. Будет время - посчитаю.

Но если данные по массе лунного корабля верные - а он должен весить около 30 тонн, то по идее на НОО эта ракета должна поднимать не 170, а 130 тонн...

[Бука]

Хм. Идея похвальная. Но надо таки знать предпосылки:

================

Как известно, 22 мая 1974 года В.П. Мишин был освобожден от должности Главного конструктора ЦКБЭМ. Вместо него 21 мая 1974 года Генеральным конструктором НПО «Энергия» был назначен В.П. Глушко. Он сразу же закрыл программу Н-1 и начал формировать новую комплексную ракетно-космическую программу. При этом он, отказавшись от Н 1, предложил целое семейство ракет-носителей пакетной схемы с грузоподъемностью от 30 до 250 тонн, которые стали и называться по другому: РЛА – ракетные летательные аппараты. Всех их объединяла компоновка: вокруг центрального кислородно-водородного блока второй ступени диаметром 9 метров крепились боковые блоки первой ступени диаметром 6 метров, работающие на кислороде и керосине. Грузоподъемность ракеты зависела от количества “боковушек”. Самая тяжелая из семейства РЛА 150 должна была вывести на орбиту полезный груз массой 250 тонн. Эта ракета получила название «Вулкан». Задачей этого семейства являлись освоение Луны, создание постоянной орбитальной станции и многоразового транспортного корабля, полет на Марс. Причем именно в такой последовательности, то есть создание космических средств многоразового использования не было самым приоритетным.

13 августа 1974 года в кабинете В.П. Глушко состоялось совещание, на котором были впервые озвучены основные положения комплексной ракетно-космической программы. На этом совещании присутствовали главные конструкторы В.П. Бармин, Н.А. Пилюгин, М.С. Рязанский, В.И. Кузнецов, министр общего машиностроения С.А. Афанасьев, представители ВПК. Приехал даже секретарь ЦК КПСС Д.Ф. Устинов.

С докладом по комплексной ракетно-космической программе выступил Генеральный конструктор НПО «Энергия» В.П. Глушко. Основным предложением В.П. Глушко было создание последовательного ряда тяжелых и сверхтяжелых ракет-носителей из унифицированных блоков. Всем ракетам присваивался индекс РЛА – ракетный летательный аппарат.

Самая легкая из них РН среднего класса РЛА 120 имела классическую схему, стартовую массу 980 тонн и грузоподъемность 30 тонн. Первую ступень диаметром 6 метров предполагалось оснастить четырьмя кислородно-керосиновыми двигателями тягой по 250 тонн каждый.

Эта же ступень использовалась как “боковушка” для более тяжелых носителей, которые имели пакетную схему. Вокруг центрального блока 2-й ступени тяжелого носителя диаметром 9 метров устанавливалось различное число боковушек 1-й ступени. Так РЛА 140 имела 2 боковушки и была способна вывести на орбиту полезный груз массой 155-165 тонн, РЛА 130 – 4 боковушки и 175-183 тонны полезного груза, а самая мощная РЛА 150 – 6 боковушек и 250 тонн полезного груза. На РЛА 130 и РЛА 140 полезный груз устанавливался сбоку от центрального блока в грузовом контейнере, а на РЛА 150 – сверху. Сама вторая ступень оснащалась шестью двигателями тягой по 600 тонн каждый, причем поначалу в качестве топлива для второй ступени рассматривались керосин, как и на 1-й ступени, или циклин. Сказалась нелюбовь В.П. Глушко к водороду.

РЛА-140 рассматривалась также как носитель для выведения на орбиту многоразового транспортного корабля РЛА-135 массой 155 тонн, причем сам он, в свою очередь, доставлял на орбиту полезный груз массой до 40 тонн.

Что касается сроков, то по замыслу В.П. Глушко первый запуск самого легкого носителя РЛА-120 должен состояться в 1979 году. Тогда же должна начаться сборка на орбите постоянной орбитальной станции из специализированных модулей, а завершение сборки ожидалось в 1980-1981 годах. На 1980 год планировался первый запуск РЛА 140, а на 1981 год полет к Луне с ее помощью. На 1982 год планировался запуск самой тяжелой ракеты РЛА 150, а на 1983 год – полет к Марсу. Сроки явно из области фантастики, ведь не было не только самих ракет, но даже двигателей для них. Достаточно сказать, что станция «Мир», аналог ПОС, была запущена в 1986 году, а ракета-носитель «Энергия», аналог РЛА 140, – в 1987 году. На реализацию всей программы требовалось 12 миллиардов рублей.

В 1975 году в НПО «Энергия» был завершен выпуск технических предложений в рамках Комплексной ракетно-космической программы. Программа предусматривала создание унифицированного ряда ракетных летательных аппаратов для высадки пилотируемой экспедиции на Луну и создания лунной базы. Технические предложения включали в себя также основные конструктивные решения многоразовых систем. В технических предложениях основное внимание было уделено использованию созданного ранее задела ракеты Н-1 и – главное – стартовых полигонных сооружений.

В целом же комплексная ракетно-космическая программа оказалась несостоятельной по очень простой причине – она не заинтересовала советское руководство.

Об истории создания программы «Буран» очень подробно рассказывает Лукашевич. Я же рассказываю только о семействе РН под общим названием РЛА.

17 февраля 1976 года вышло Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР №132-51 «О создании многоразовой космической системы в составе разгонной ступени, орбитального самолета, межорбитального буксира, комплекса управления системой, стартово-посадочного и ремонтно-восстановительного комплексов и других наземных средств, обеспечивающих выведение на северо-восточные орбиты высотой 200 км полезных грузов массой до 30 тонн и возвращение с орбиты грузов массой до 20 тонн». Основным заказчиком многоразовой космической системы (индекс заказчика 1К11К25) выступало Министерство обороны СССР, а головным разработчиком – НПО «Энергия». Такое длинное название Постановления довольно точно отражало суть проекта. Создавалась именно многоразовая космическая система, получившая закрытое название «Буран» (имя системы, а не корабля). В ее состав входили многоразовый ракетно-космический комплекс (индекс 11Ф36), состоящий из ракеты-носителя (индекс 11К25), орбитального корабля (индекс 11Ф35) и межорбитального буксира (индекс 11Ф45), а также стартовый комплекс, универсальный комплекс стенд-старт, технический комплекс, посадочные комплексы орбитального корабля ПК ОК и блоков первой ступени ПК А. Что касается названий и обозначений, то на первом этапе использовались разные. Так кроме индекса заказчика ракета-носитель имела традиционное для В.П. Глушко обозначение РЛА 130, а также имя собственное – «Гром». В свою очередь орбитальный корабль получил имя «Молния», однако эти имена не прижились, и вплоть до старта использовались индексы заказчика. Выражение «работы по «Бурану»» подразумевало работы по всей МКС в целом, а не только по орбитальному самолету.

Сразу после выхода постановления правительства представители Министерства обороны СССР и НПО «Энергия» приступили к разработке тактико-технических требований к многоразовой системе. В мае 1976 года проект ТТТ был рассмотрен научно-техническим советом ГУКОС и одобрен. В течение почти года утрясались основные характеристики и требуемые качества комплекса, которые еле уложились в несколько увесистых книг.

ТТТ были утверждены 8 ноября 1976 года у Д.Ф. Устинова. Все промышленные министерства, заказывающие управления Министерства обороны, Академия наук СССР подписали этот исходный документ. Именно с этого момента элементы многоразовой космической системы «Буран» получили индекс заказчика, приведенный выше.

На первом этапе проектных работ еще при создании комплексной ракетно-космической программы многоразовый корабль почти полностью повторял «Спейс Шаттл». Тот же подвесной топливный бак с перекачкой топлива к маршевым двигателям, расположенным на орбитальной ступени, те же два боковых ускорителя первой ступени. Только ускорители жидкостные, да в центральном баке в качестве топлива – керосин. Но чтобы обеспечить столь колоссальную грузоподъемность (около 100 тонн) удельный импульс кислородно-керосиновый топливной пары был низковат. Использование керосина на 2-й ступени вело к неоправданно большим габаритам всего носителя. Это и вынудило выбрать в качестве топлива для второй ступени водород. В.П. Глушко наступил на горло собственной песне, ведь он долгие годы был противником водорода. Разработку кислородно-водородного двигателя поручили воронежскому КБ Химавтоматики.

Следующий шаг был также вынужденным. Поскольку опыт создания кислородно-водородных двигателей в нашей стране был невелик, и повторить американский SSME было бы очень сложно, решили упростить задачу и сделать его одноразовым. Но тогда пропадал смысл его возвращения на Землю. В результате кислородно-водородные двигатели переместились с орбитального корабля на 2-ю ступень. Это имело и положительный момент. Ракета-носитель становилась автономной, что позволяло не только отрабатывать ее отдельно от орбитального корабля, но и использовать ее для выведения других полезных нагрузок.

Также претерпела изменения и первая ступень. Проектные проработки в КБ «Энергомаш» в 1973-74 годах по сверхмощному килородно-керосиновому двигателю РД 123 показали реальность создания четырехкамерного двигателя с тягой 800 тонн на жидком кислороде и керосине типа РГ-1, что и было взято за основу. Но такое уменьшение тяги двигательной установки первой ступени по сравнению с заложенной в комплексной ракетно-космической программе привело к увеличению числа боковушек с двух до четырех. В свою очередь и индекс ракеты изменился с РЛА 140 на РЛА 130. С другой стороны, требование беспрепятственной транспортировки ракетных блоков 1-й ступени по железной дороге заставило выбрать диаметр первой ступени 3,9 метра – третья степень негабаритности. В конце 1973 – начале 1974 года были разработаны технические предложения по созданию двигателей РД-124 тягой 125 тонн каждый и РД-125 с тягой по 130 тонн, по сути, модификацией РД-124 для ракеты-носителя «Зенит». В июне 1974 года были также разработаны технические предложения по двигателю РД-150 с тягой до 1500 тонн. Расчетные и конструкторские проработки, начиная с 1974 года, сопровождались экспериментальными исследованиями. На базе серийного двигателя 15Д168, работающего на азотном тетроксиде и несимметричном диметилгидразине, были созданы экспериментальные двигатели-аналоги, работающие на жидком кислороде и керосине, тягой 90 тонн и давлением в камере сгорания 200 атмосфер. Было проведено более 300 испытаний на 200 экземплярах с суммарной наработкой по времени в 20 тысяч секунд. После принятия Постановлений о разработке ракетных систем «Энергия» – «Буран» и «Зенит» в ноябре 1976 года был выпущен эскизный проект двигателя РД-170 со следующими характеристиками: тяга на земле 740 тонн, в пустоте – 806,4 тонны (эти значения были приняты на основе оптимизации двух проектов ракет-носителей «Энергии» и «Зенита»).

12 декабря 1976 года Генеральным конструктором В.П. Глушко был утвержден эскизный проект, который был одобрен в целом, но получил ряд замечаний, для реализации которых было разработано Дополнение к нему. Основу многоразовой космической системы «Буран» составляли РН пакетной схемы с четырьмя спасаемыми кислородно-керосиновыми блоками 1-й ступени диаметром 3,9 метра и центральным кислородно-водородным блоком 2-й ступени диаметром 8,8 метра. К блоку Ц сбоку крепился многоразовый орбитальный корабль, оснащенный двумя турбореактивными двигателями для маневрирования при заходе на посадку. На блоке Ц устанавливались 4 кислородно-водородных ЖРД. В случае аварии ракеты на старте предусматривалось спасение орбитальный корабль с помощью твердотопливных двигателей, установленных в хвостовой части ОК.

Пакетная схема ракеты-носителя позволяла создать целое семейство ракет-носителей разной грузоподъемности за счет изменения количества ракетных блоков 1 й ступени – боковушек, что и было зафиксировано в эскизном проекте:

1) РЛА 125 («Гром») с двумя боковушками, стартовой массой 1650 тонн и выводимым полезным грузом массой 50 тонн;

2) вариант с четырьмя боковушками, стартовой массой 2392 тонны и выводимым полезным грузом массой 92-95 тонны;

3) вариант с шестью боковушками, стартовой массой 3112 тонн и выводимым полезным грузом массой 135-142 тонны;

4) РЛА 132 («Вулкан») с восемью боковушками, стартовой массой 3810 тонн и выводимым полезным грузом массой 160-170 тонн на опорной ОИСЗ и 41 тонна на окололунной;

5) РЛА 133 с девятью боковушками с увеличенной заправкой, стартовой массой 5800 тонн и выводимым полезным грузом массой 190-210 тонн на опорной ОИСЗ и 51 тонна на окололунной.

Во всех вариантах все двигатели начинали работать со старта.

Эскизный проект многоразовой космической системы был рассмотрен Межведомственной экспертной комиссией, в которую входили представители головных институтов промышленности, Министерства обороны, академий наук Союза и республик. В марте 1977 года проект и заключение комиссии были рассмотрены на объединенном научно-техническом совете Минобщемаша, Минавиапрома и военно-технического совета Министерства обороны. Проект был одобрен с некоторыми замечаниями. Совет рекомендовал разработать дополнение к эскизному проекту.

В июле 1977 года было выпущено дополнение к эскизному проекту. Облик ракеты существенно поменялся. Между прочим, начиная с 1976 года, в течение пяти лет (до 1981 года) всего было проработано пять вариантов конструкторских схем на базе исходной. По результатам исследований устойчивости полета ракеты была проведена аэродинамическая перекомпоновка ракеты. В основном это коснулось центрального блока. Блок А после введения в конструкцию парашютных средств посадки приобрел в носовой и хвостовой частях небольшие аэродинамические плоскости для стабилизации блока в полете в верхних слоях атмосферы.

В соответствии с распределением работ изготовление центрального блока второй ступени закреплялось за куйбышевским заводом «Прогресс». Однако еще в самом начале главный конструктор ЦСКБ Д.И. Козлов отказался участвовать в программе «Буран». Для сопровождения производства на заводе «Прогресс», а также сборки ракеты-носителя на космодроме в Куйбышеве был образован Волжский филиал НПО «Энергия». В ходе подготовки производства блока Ц на заводе «Прогресс» выявились ограниченные возможности производственно-технологической базы. Так невозможно было обработать баки диаметром более 7,7 метра из-за отсутствия соответствующего оборудования и технологической оснастки. Пришлось взять эту величину за основу. Но тогда при том же запасе топлива и постоянном объеме баков увеличивалась его длина. Тогда было решено сделать блок Ц составным. В верхней части блока Ц находился топливный бак 1Ц, из которого со старта перекачивалось топливо к двигателям. По выработке топлива блок 1Ц отделялся и уводился с помощью пороховой ДУ, аналогичной САС. Дальше топливо поступало из блока 2Ц. Количество двигателей на блоке Ц уменьшилось до трех. Данная схема и была затверждена в дополнении к эскизному проекту в марте 1977 года. В нем же были приведены пересмотренные варианты семейства ракет-носителей, которое дополнилось ракетами с боковым расположением полезного груза в грузовом контейнере (ГТК):

РН ГТК 4 с четырьмя блоками А, стартовой массой 2250 тонн и массой выводимого полезного груза 90 тонн;

РН ГТК 6 с шестью блоками А, стартовой массой 2981 тонна и массой выводимого полезного груза 120 тонн.

Ракета-носитель «Вулкан» (РЛА 132) теперь имела 8 боковушек и при стартовой массе 3437 тонн могла вывести на орбиту полезный груз массой 158 тонн, а РЛА 133 при том же числе боковушек (диаметр блока Ц 7,7 метра не позволял установить на нем больше 8 блоков А), но с увеличенной заправкой и стартовой массой 4155 тонн выводила 170 тонн полезного груза. При этом 2-я ступень состояла только из одного блока 2Ц, а двигатели 2 й ступени со старта не работали и включались на определенной высоте. Стартовый вес РЛА-125 составил 1270 тонн при массе полезной нагрузки 50 тонн (55 тонн с довыведением).

Дополнение к эскизному проекту, как и предыдущие проекты, прошло экспертизу, было одобрено Советом главных конструкторов и научно-техническим советом Министерства общего машиностроения и легло в основу Постановления ЦК КПСС и Совета Министров СССР от 21 ноября 1977 года, которым были утверждены основные этапы и мероприятия по обеспечению создания многоразовой космической системы «Буран». Этим Постановлением был установлен срок начала летных испытаний ракеты-носителя 11К77 на 3-ий квартал 1980 года, а начало летных испытаний «Бурана» в 1983 году.

Такая сложная схема блока Ц, требующая перелива компонентов топлива и увода верхнего полубака в целом понижала надежность всей системы. Кроме того, специалисты пришли к выводу, что использование пороховой САС для спасения 100-тонного орбитального корабля слишком рискованно, да и проверка ее в реальных условиях грозила гибелью аппарата. Поэтому уже в 1978 году блок Ц был возвращен к двухбаковой конструкции, но диаметр остался 7,7 метра, длина уменьшилась и стала даже несколько меньше варианта 1976 года. Ракета приближалась по конструкции к конечному варианту. В марте 1978 года начался выпуск технического проекта, который был завершен к концу этого же года.

В дополнении к техническому проекту, выпущенном в июне 1979 года, уже отсутствовали система аварийного спасения ОК, блок Ц окончательно превратился в неразъемный моноблок: за счет применения переохлажденных (“шугообразных”) кислорода и водорода удалось получить приемлемые размеры 2 й ступени. Одновременно количество двигателей на второй ступени возросло до четырех. Это было необходимо для повышения тяговооруженности на случай отказа одного из двигателей первой или второй ступени. В нем уже исчезло упоминание о РЛА 133, а под именем «Вулкан» фигурировала РЛА 132 со стартовым весом 3750 тонн и выводимой полезной нагрузкой 160 тонн на орбите Земли и 36 тонн на орбите Луны. Такая грузоподъемность не обеспечивала при одном пуске РН «Вулкан» полет на Луну по прямой схеме. Переход же к схеме со стыковкой на орбите Луны повторял программу «Аполлон» и не давал ничего нового. Поэтому в проектных материалах 1979 года была предложена двухпусковая схема со стыковкой на орбите Луны лунного орбитального и лунного посадочного кораблей. Каждый из кораблей доставлялся к Луне с помощью РН «Вулкан» и кислородно-водородного блока «Везувий».

Лунный экспедиционный комплекс на базе ракет «Вулкан» - это отдельный рассказ. Могу только сказать, что спускаемый аппарат, входивший в состав ЛОК по размерам совпадает с СА многоразового корабля «Заря». В нем могли совершать полет 5 человек. На базе ЛОК также предполагалось создать корабль-спасатель или транспортный корабль с экипажем 5-7 или 7-10 человек (в 2 яруса), выводимые ракетой-носителем РЛА 125 «Гроза» с двумя блоками А.

Насколько мне известно, в 80-х годах обозначение РЛА уже не применялось. А от всего семейства РЛА остались только сама «Энергия» и периодически упоминавшийся «Вулкан». Ракета «Энергия-М» из-за урезанного блока Ц в это семейство не вписывалась.

Изменено 22 Jan 2015 пользователем Бука

[Бука]

Крайне интересный текст.

Теперь ясно, откуда схема ЛЭК+ЛК под "Вулкан"

Еще текст:

МИНИСТРУ ОБЩЕГО МАШИНОСТРОЕНИЯ СССР

тов. АФАНАСЬЕВУ С.А.

НАЧАЛЬНИКУ ГЕНЕРАЛЬНОГО ШТАБА

ВООРУЖЕННЫХ СИЛ СССР

генералу армии КУЛИКОВУ В.Г.

ПРЕЗИДЕНТУ АКАДЕМИИ НАУК СССР

академику М.В.КЕЛДЫШУ

По техническому предложению НПО «Энергия» письмом от 2 января 1975 г. Министерство Обороны сообщило о заинтересованности в создании двухступенчатой модульной ракеты-носителя (РЛА-120) для запуска на синхронно-солнечные орбиты полезной нагрузки весом около 25 тонн, а при использовании разгонных блоков — нескольких тонн на стационарную орбиту.

По многоразовой космической системе, признавая ее важность, Министерство Обороны предлагает провести эскизное проектирование с уточнением тактических, технических и экономических характеристик системы с определением оптимальной этапности ее создания.

При этом указывается также на целесообразность разработки силами НПО «Энергия» комплекса с многоцелевым спутником на геостационарной орбите, в том числе в интересах Министерства Обороны.

Считаю целесообразным изложенные предложения Министерства Оборины положить в основу проекта Постановления ЦК КПСС и СМ СССР, сохранив разработку тяжелой ракеты-носителя РЛА-150 на базе модульного носителя РЛА-120 и осуществление с помощью РЛА-150 лунной экспедиции в соответствии с указанием ЦК КПСС, что будет иметь огромное политическое, престижное и научное значение и окажется наиболее эффективным в восстановлении ведущей роли Советского Союза в освоении Космоса.

Весьма важно, что ракета-носитель РЛА-130 многоразовой космической системы комплектуется из ступеней РЛА-150.

Наличие РЛА-150 позволит также решать перспективные задачи по выведению тяжелых спутников с повышенной энергетикой и усиленной защищенностью вплоть до стационарных орбит для решения в первую очередь задач, поставленных Министерством Обороны в упомянутом выше письме.

Таким образом, проектом Постановления предусматривается:

1. Создание двухступенчатой ракеты-носителя РЛА-120 на нетоксичном топливе с указанными выше характеристиками и разгонным блоком (1975-1979 гг.).

2. Разработка эскизного проекта многоразовой транспортной космической системы с уточнением её характеристик и определением оптимальной этапности создания (1975-1976 гг.).

3. Разработка эскизного проекта многоцелевой комплексированной станции повышенной защищенности на геостационарной орбите для решения военных, народнохозяйственных и научных задач (1975-1976 гг.).

4. Создание ракеты-носителя РЛА-150 для выполнения лунной экспедиции в однопусковой схеме и для выведения на геостационарную орбиту тяжелых спутников с повышенной энергетикой с целью решения военных, народнохозяйственных и научных задач (1975-1981 гг.).

Предусматривается унификация блоков первых и вторых ступеней РЛА-150 и ракеты-носителя РЛА-130 многоразовой космической системы

5. Осуществление лунной экспедиции в составе трех космонавтов с созданием долговременной лунной станции (1981-1982 гг.).

Выполнение этой программы в течение 1976-1982 гг., с учетом затрат на текущую программу (космические корабли и орбитальные станции) потребует 6,72 млрд. руб., в том числе на опытно-конструкторские работы 5,3 млрд. руб., на капитальное строительство — 1,42 млрд. руб. (строительно-монтажные работы — 0,82 млрд. руб.). Потребное финансирование на X пятилетку — 6,04 млрд. руб., на 1981-1982 гг. — 0,68 млрд. руб. — с учетом резерва на непредвиденные расходы 1 млрд. руб. полное финансирование предложенной программы на 1976-82 гг. составит 7,72 млрд. рублей.

После завершения работ по эскизным проектам многоразовой космической системы и многоцелевой комплектованной станции-спутника будут внесены предложения по дальнейшему развертыванию работ.

Программа предусматривает на НИИП-5: усиление и расширение МИК пл. 112 и МИККО пл.2Б, строительств-автономного стенда (первая очередь) для испытания всех ступеней ракет-носителей, а также реконструкцию обеих стартов Н-1 для пусков РЛА-120, РЛА-130 и РЛА-150 (см. приложение).

Прошу Вашего согласия.

ПРИЛОЖЕНИЕ: на 1 листе (не приведено — прим.составителя).

ГЛУШКО

23.01.1975г

Арх №13723, л.9-12[/size:ab5bbbbb12]

[Бука]

Вообщем итог - ПН вариантов "Вулкана" плясало от 160 до 250т на ОИСЗ.

Предлагаю считать истинным вариант который был последним:

По космической ракете "Вулкан" было разработано техническое предложение в соответствии с пятилетним планом научно-исследовательских и опытно-конструкторских работ, утвержденным постановлением правительства в июле 1981 г. и техническим заданием главного управления, выданным в июле 1982 г.

Ракета-носитель "Вулкан" сверхтяжелого класса входит в ряд унифицированных ракет типа "Зенит", РЛА-125, "Энергия" - "Буран-Т", использующих единые маршевые двигатели и унифицированные ракетные блоки с их основными системами. В состав ракеты космического назначения входят: восемь ракетных блоков первой ступени - блоков А, выполненных на базе блоков А ракеты-носителя "Энергия", ракетный блок второй ступени - блок Ц - соответствует центральному блоку ракеты "Энергия", стартово-стыковочный блок - блок Я новой разработки и космическая головная часть в различных комплектациях и вариантах.

Стартовая масса ракеты-носителя "Вулкан" 4747 т. Грузоподъемность при выведении на опорную орбиту высотой 200 км с наклонением 50,7 град. составляет 200 т, наклонением 97 град. - 172 т, на геостационарную орбиту, с использованием разгонного космического блока "Везувий" -36 т, на орбиту искусственного спутника Луны - до 43 т, на траекторию полета к Марсу - до 52 т.

Блоки А объединяются попарно в четыре параблока. Блоки А ракеты-носителя "Вулкан" не оснащаются средствами возвращения и связанными с ними элементами. Увеличен, по сравнению с блоками А ракеты "Энергия", объем топливных баков за счет цилиндрических вставок длиной 7 м. При стоянке ракеты на стартовом комплексе блоки А опираются на блок Я по двум опорным площадкам каждый, в отличие от блоков А ракеты "Энергия", который опираются на блок Я на четыре точки, что приводит к необходимости изменения конструкции хвостового отсека блока А. Все блоки А делятся на две группы; полностью идентичных блоков - левые и правые в каждом параблоке. Отличия этих групп состоят в размещении средств отделения параблоков в конце полета и элементов силовых связей с блоком Ц. Стартовая масса блока А 449,2 т, масса конструкции 573 т, рабочий запас топлива 386 т, из них 278,8 т окислителя и 107,2 т горючего. Длина блока 46,5 м.

Двигатель РД-179 (14Д20, примечание web-мастера) с форсированием тяги у Земли до 860 т, в пустоте - 937 т. Удельный импульс 308,5 с и 336,2 с на Земле и в пустоте соответственно.

Центральный блок ракеты-носителя "Вулкан" отличается от блока Ц ракеты "Энергия" увеличением цилиндрической части баков в сумме на 15 м с изменением формы верхнего днища кислородного бака, новым переходным отсеком, цилиндрической юбкой вместо обтекателей двигателя РД-0120, симметричным расположением внутрибаковых устройств, в том числе и тоннельного трубопровода.

Стартовая масса блока Ц 934 т, масса конструкции 89,7 т, рабочий запас топлива 832 т, в том числе кислорода 713 т, водорода 119 т. Двигатель форсированный РД-0120 с тягой у земли 175 т, в пустоте - 200 т; удельная тяга у земли, с сопловой вставкой, 396 с, в пустоте - 454,9 с. Длина бакового отсека блока Ц 63 м.

Изменено 22 Jan 2015 пользователем Бука

[ВВВ]

Теперь кратенько о корабликах которые были нарисованы ( следует помнить что их не проектировали, а так прикидывали в первом приближении).

1 Вариант

Есть на картинке лунной базы - и моделька имеется. Большая и подробная. В деталях они не совпадают, но это допустимо для прикидок.

Судя по компоновке - двупуск. Одной ракетой запускается тормозной блок, второй сам корабль. До орбиты луны они добираются порознь, там стыкуются и блок стягивает корабль с орбиты.

На первый взгляд масса этой штуки должна быть 30 тонн ( и тормозной блок тоже 30) - потом попробуем прикинуть.

Моделька в музее называется Лунный посадочный корабль - пусть и будет ЛПК

2 Вариант

Собственно сам ЛЭК - лунный экспедиционный корабль. Картинка и моделька. Опять же отличаются в деталях , но схема одна.

Однопуск и классический прямой полет.

Массу надо считать. В книжке по истории НПО Энергия сообщают что эта штука весит якобы 60 тонн. Что многовато для Вулкана...

3 вариант.

Двупуск по схеме Янгеля. орбитальный и посадочный корабль выводяться каждый своим носителем и стыкуются на орбите Луны. ЛК садиться на луну , а потом опять стыкуется с ЛОК.

Данные этой штуки опять таки есть в книге о НПО - масса кораблей около 29 тонн, что вполне реально. Выводятся Вулканом который в моем первом посте на картинке.

Для нас интересно в плане проверки размеров.

По ЛК данные длинна - 9800мм, а база посадочного устройства - 8400 мм. Картинка ложиться в эти размеры идеально, что позволяет нам определить диаметр БО- 4100.

ЛоОК при длинне 9600 мм имеет диаметр 5400. У корабля на картинке меньше , но возможно есть не показанные на чертеже выступающие элементы. Или эти данные на немного другой корабль

Проверяем нашу реконструкцию Вулкана, сравнивая его с ЛОКом - размеры совпадают. У Вулканного ЛОКа диаметр нижнего ряда баков больше и он как раз попадает в 5400. Учитывая что эти баки стоят снаружи несущего корпуса - диаметром их могли играть.

Ну и напоследок корабли под Энергию. По книжке - вроде были. По времени - должны быть отнесены от описанных выше ранних вуканных. Как выглядят - не ясно.

В книге - ЛОК и ЛК для энергии весят по 30 тонн.

Стартовая масса Энергии указана в 2340 тонн

На НОО она выводит 74 тонны.

И как то ухитряется при помощи блоков В1 и В2 закинуть на окололунную 30 тонн.

Как сие возможно - не знаю . Пожалуй если только каждый корабль выводиться 2 энергиями. На одной корабль и блок В1, на второй только В2.

Тогда нужно 2 стыковки на НОО и 2 около Луны - и 4 Энергии!

На мой взгляд это за гранью добра и зла :)

[Муха Дмитро]

Правильно ли я понял, что спускаемый аппарат внутри герметического отсека?

[ВВВ]

Правильно ли я понял, что спускаемый аппарат внутри герметического отсека?

Да

[Муха Дмитро]

Правильно ли я понял, что спускаемый аппарат внутри герметического отсека?

Да

Может ли мне кто нибудь пояснить какие преимущества даёт данная компоновка?

[ВВВ]

Посмотрел я кое какие данные - и выходит что Вулкан на картинке в первом посте - это РЛА-132, и диаметр его первой ступени 8.8 метра. И тогда получается что это где то район 77-78 годов. потом перешли на диаметр 7.7 - и собственно тогда и родилась знакомая нам Энергия.

Вариант 3 - прикинул я объем баков посадочной ступени - и получается она весит в районе 15 тонн. Значит и взлетная столько же. Значит вес приводимый в книге : 28.5 тонн - верен. Но для 170 тонн на НОО у РЛА-132 как то маловато. Хотя с другой стороны - просчитал я и обьем баков у ЛЭКа - получается нижняя ступень весит 30, а весь - 60 тонн. И выводить эту радость на орбиту должно что то чудовищное. Проект под самые ранние прикидки Вулкана , когда боковушки имели диаметр 6 метров ?

ЛПК тогда должен весить в районе 30 тонн и его вулканчик имеет приемлемые размеры, как у РЛА-132. Может он под него и затачивался ? Но два варианта кораблей под одну ракету ... Тут пока не ясно.

[Pretiera]

Сон разума какой то, рисовальщики торкнутые Апполоном, рисовать такое в 80х полная глупость

[Муха Дмитро]

Интересно, а какая наиболее оптимальная компоновка ракеты и кораблей, если стоит задача наличия на Луне небольшой станции?

[Pretiera]

Интересно, а какая наиболее оптимальная компоновка ракеты и кораблей, если стоит задача наличия на Луне небольшой станции?

нельзя в этом вопросе мыслить конечной категорией, что Вы предполагаете в дальнейшем? после "небольшой станции"?

во всех вариантах флаговтыка включая "небольшую станцию" нужно использовать штатные средства если они то позваляют (А7, 5тиЗенит, Протон, Шаттл) если Вы думаете что ваша ПК не набор разовых шоу, то всегда надо оставлять в системе место для развития и модернизации, двигаясь поступательно, не вкладываясь в дорогие ограниченные естественным образом средства (Вулкан, одноразовые тяжелые ЛК) тут планы НАСА по системе СШ-СТ-ЛБ самые оптимальные, но но СШ оказался не самым удачным (по разным причинам) и это поставло крест на любых попытках в любое время

в современных условиях нужна система штатного 35-40 тонника(моноблок лучьше всего) с недорогим развитием до 70-80 тонника (предусмотрино в СК зарание) МОБ на малой тяге, МЛОК, МПВЛК, ОПСЭК и ЛОС, ЛБ.

при этом РН, ОПСЭК и МОБ самые затратные компоненты имеют дублирование по задачам, как впрочем и МЛОК (для высокоорбитальных миссий)

[Муха Дмитро]

планы НАСА по системе СШ-СТ-ЛБ самые оптимальные

Не пойму я их оптимальности.

Попробую сравнить эту систему с Аполо:

Аполо: однопуском выводится пилотируемый корабль, способный затормозится у Луны и стартовать к Земле + лунный корабль + разгонная ступень к Луне.

СШ-СТ-ЛБ: все элементы выводятся по отдельности. некоторые элементы можно использовать многократно, если решить проблемму заправки

Однако...

Аполо: позволяет с минимальными вложениями совершать несколько полётов в год (что и надо на начальном этапе)

СШ-СТ-ЛБ: для максимальной эффективности требует развитую "орбитальную" инфраструктуру и частые полёты.

Самым непонятным мне видится как осуществлять перезаправку и не окажется ли это дороже, чем одноразовый аппарат?

[Pretiera]

Аполо: позволяет с минимальными вложениями совершать несколько полётов в год (что и надо на начальном этапе)

а следующего и не будет, так как Вы сможете на базе С5 и Апполона 2 раза высаживать по два человека на неделю, можно попробовать малюсенькую ЛБ на двоих, но уже нужны новый ЛОК, новый ЛК с большей нагрузкой, т.е. по сути всю космическую часть заново разработать и построить, при этом Вам придется наростить пуски С5 до 4-6 в год для ЛБ размером с бочку с экипажем в 2 человека, все железо будет одноразовым и малосерийным, для каждого нововедения систему нужно перекраивать и разрабатывать новое железо.

СШ-СТ-ЛБ: для максимальной эффективности требует развитую "орбитальную" инфраструктуру и частые полёты.

что хорошо для СШ и его цены, для прикладных задач (выведение на ГСО и средние орбиты, решение задач на ОС) и главное инфраструктура все равно будет нужна рано или поздно, СШ-СТ-ЛБ позволяет масштабирование и развитие, добавление новых элиментов без перекройки основных процессов (новые ЛБ, высокоимпульсные МОБ, ГСО ОС, ЛОС)

СШ расчитан на 24 пуска при 4х орбитерах, нарастить выпуск ВТБ и добавить во флот 1-2-3 СШ гораздо дешевле чем удвоить кол-во пусков С5

для рейса на луну потребуется 2-3 пуска СШ (включая вывод многоразового СТ и доставку топлива) на первом этапе, при освоении лунного топлива 1,5 пуска, т.е.выполняя 12 пусков в год по другим задачам СШ мог бы обеспечить 4-5 рейса на Луну на первом этапе, 6-7 при освоении добычи лунного кислорода или введении высокоимпульсных МОБ, при расширении программы СШ до 36 полетов в год и освоении МОБ и лунных ресурсов возможно 10-15 рейсов в год - ежемесячно)))

для С5 для того же потребуется ежегодно производить 10-15 супертяжей

требует развитую "орбитальную" инфраструктуру

для ПК это крайне замечательно)) Вы же не спортсмен флажки втыкать за счет налогоплательщиков?

Самым непонятным мне видится как осуществлять перезаправку и не окажется ли это дороже, чем одноразовый аппарат?

предпологалось следующие варианты

1)доставка шаттлом всего готового топлива

2) доставка шаттлом воды попутным грузом (так как часто шаттл летит недогруженным) и разложение ее электролизом на ОС - минимум пусков с топливом текущие расходы минимальны

3) производство кислорода, а затем и водорода на Луне - самый дешевый вариант

4)комбайн собирающий кислород на высоте 120 км, имеет ядерный реактор и движки малой тяги - дорог, опасен и сложен, но снижает на две трети массу выводимых компонентов

[Муха Дмитро]

Аполо: позволяет с минимальными вложениями совершать несколько полётов в год (что и надо на начальном этапе)

а следующего и не будет, так как Вы сможете на базе С5 и Апполона 2 раза высаживать по два человека на неделю, можно попробовать малюсенькую ЛБ на двоих, но уже нужны новый ЛОК, новый ЛК с большей нагрузкой, т.е. по сути всю космическую часть заново разработать и построить, при этом Вам придется наростить пуски С5 до 4-6 в год для ЛБ размером с бочку с экипажем в 2 человека, все железо будет одноразовым и малосерийным, для каждого нововедения систему нужно перекраивать и разрабатывать новое железо.

Насколько я помню, изначально предполагалась частота Сатурн-5 в четыре пучка в год с возможностью дальнейшего увеличения. При этом виделись и промежуточные носители, с унифицированными узлами Сатурн-5.

Так что дальнейшее развитие тоже было - лунная база должна была быть доведена до шести человек и 90 дней. При этом не надо думать, что Сатурн-5 али Аполоны небыли серийными. А следовательно некардинальные изменения не влияют на цену.

...Однако, когда поняли, что СССР самоустранился от "Лунной гонки", то вдвое урезали частоту пуска и прикрыли дальнейшее производство Сатурн-5. Причём еще до первой высадки.

СШ-СТ-ЛБ: для максимальной эффективности требует развитую "орбитальную" инфраструктуру и частые полёты.

что хорошо для СШ и его цены, для прикладных задач (выведение на ГСО и средние орбиты, решение задач на ОС) и главное инфраструктура все равно будет нужна рано или поздно, СШ-СТ-ЛБ позволяет масштабирование и развитие, добавление новых элиментов без перекройки основных процессов (новые ЛБ, высокоимпульсные МОБ, ГСО ОС, ЛОС)

СШ расчитан на 24 пуска при 4х орбитерах, нарастить выпуск ВТБ и добавить во флот 1-2-3 СШ гораздо дешевле чем удвоить кол-во пусков С5

для рейса на луну потребуется 2-3 пуска СШ (включая вывод многоразового СТ и доставку топлива) на первом этапе, при освоении лунного топлива 1,5 пуска, т.е.выполняя 12 пусков в год по другим задачам СШ мог бы обеспечить 4-5 рейса на Луну на первом этапе, 6-7 при освоении добычи лунного кислорода или введении высокоимпульсных МОБ, при расширении программы СШ до 36 полетов в год и освоении МОБ и лунных ресурсов возможно 10-15 рейсов в год - ежемесячно)))

для С5 для того же потребуется ежегодно производить 10-15 супертяжей

требует развитую "орбитальную" инфраструктуру

для ПК это крайне замечательно)) Вы же не спортсмен флажки втыкать за счет налогоплательщиков?

Здесь я считаю, что главная ошибка - американцы "проскочили ступеньку" в развитии космонавтики.

Пи чем, самое обидное, почти встав на неё:

В начале надо было использовать супертяди. А когда частота дойдёт до десяти в год - переходить на следующую, предполагающую не увеличение грузопотока, а снижению его стоимости.

Самым непонятным мне видится как осуществлять перезаправку и не окажется ли это дороже, чем одноразовый аппарат?

предпологалось следующие варианты

1)доставка шаттлом всего готового топлива

Именно про этот вариант я говорил, что дешевле разгонный блок выводить отдельно. Кроме того, как я понял, грузоподїёмность Сатурн-5 планировали увеличить до 200т на орбите Земли. Так в три-четыре раза дешевле, чем заправлять Шатлом

2) доставка шаттлом воды попутным грузом (так как часто шаттл летит недогруженным) и разложение ее электролизом на ОС - минимум пусков с топливом текущие расходы минимальны

Вот тут, как-раз это и замедлит развитие, так как для разгонных ступеней лучше атомный реактивный двигатель на чистом водороде.

...А для космических кораблей - долгохранимое топливо.

Изменено 27 Jan 2015 пользователем Муха Дмитро

[Муха Дмитро]

3) производство кислорода, а затем и водорода на Луне - самый дешевый вариант

Отдельно хотелось бы поговорить про этот вариант, так как он оправдан лишь в том случае, если от Луны наши корабли стартуют к другим планетам.

Однако это будет предполагать не просто научную базу на несколько (десятков) человек, а полноценные производства разгонных блоков.

(атомные реактивные двигатели доставляем с земли)

Следующим шагом будит производство долгохранимого топлива для космических кораблей.

...но это отдалённая перспектива.

4)комбайн собирающий кислород на высоте 120 км, имеет ядерный реактор и движки малой тяги - дорог, опасен и сложен, но снижает на две трети массу выводимых компонентов

На мой взгляд данный вариант вообще бесперспективен, так как к моменту, когда можно будет сделать данный комбайн, кислород в качестве окислителя для разгонных блоков уже не будет использоваться. Изменено 27 Jan 2015 пользователем Муха Дмитро

[Муха Дмитро]

ЛЭК летит на Луну

Насколько я понимаю, главная суть данной АИ - СССР начинает новый виток "Лунной гонки"?

[Pretiera]

...Однако, когда поняли, что СССР самоустранился от "Лунной гонки", то вдвое урезали частоту пуска и прикрыли дальнейшее производство Сатурн-5. Причём еще до первой высадки.

давайте Вы свои фантазии как факт постить не будете?

Насколько я помню, изначально предполагалась частота Сатурн-5 в четыре пучка в год с возможностью дальнейшего увеличения. При этом виделись и промежуточные носители, с унифицированными узлами Сатурн-5.

вероятно 4 это почти предел, нарщивание выпуска будет стоить очень дорого, при этом РН все равно будет мелкосерийная. 4 пуска в год позволяют только формально иметь ЛБ и не позволяют ее постоянной обитаемости для технологий 60-70х

Так что дальнейшее развитие тоже было - лунная база должна была быть доведена до шести человек и 90 дней.

не реально для 4-5 С5 в год, разве что эта ЛБ формальность, для высадки 6 человек нужно 3 С5 еще нужно доставить грузы и модуль ЛБ - одноразовый (на одну миссию)

чем тратить на это деньги лучьше заняться следующим этапом

При этом не надо думать, что Сатурн-5 али Аполоны были серийными. А следовательно некардинальные изменения не влияют на цену.

следовательно цена растет пропорционально кол-ву стартов и железа до кратности 4-5, а дальше сильно больше

когда частота дойдёт до десяти в год

в одноразовом варианте это разорительно, надо еще и заводы строить и СК

Именно про этот вариант я говорил, что дешевле разгонный блок выводить отдельно.

2 пуска СШ дешевле чем С5 в ценах 00х это (при 24х) 170х2=340 миллионов всего, но даже такая цена следствие неоптимальности СШ, в варианте РБ нужно учитывать и его стоимость (РБ стоят где-то 20-30% от цены запуска на отлетную, т.е. 120-150 лямов за РБбез учета стоимости выведения)

грузоподїёмность Сатурн-5 планировали увеличить до 200т на орбите Земли. Так в три-четыре раза дешевле, чем заправлять Шатлом

на чем основано экономическое сравнение? оно же голословно!!!))) я вот увеличу картность полетов СШ до 40ка в год и скину цену за полет до 130 лямов (в ценах 00х)

и будет у меня по лунной программе 20 пусков за 2,6 миллиарда в год и 600 тонн груза на НОО для лунной программы или 100-150 т груза (а не пустых бочек и отработанных движков) на орбите Луны в год, при этом выполняются прикладные задачи СШ в 20ти пусках (600 т прикладной нагрузки или других программ включая ОС)

Вот тут, как-раз это и замедлит развитие, так как для разгонных ступеней лучше атомный реактивный двигатель на чистом водороде.

еще не известно что лучше но СТ не отменяет ЯШ и малой тяги, а даже наоборот, при этом созданный МОБ имеет коммерческое и прикладное применение

..А для космических кораблей - долгохранимое топливо.

надо учится хранить криогенку долго, это важнее чем флаговтык в Луну

Отдельно хотелось бы поговорить про этот вариант, так как он оправдан лишь в том случае, если от Луны наши корабли стартуют к другим планетам.

какая глупость, он оправдан для обеспечения транспорта на саму Луну, Вы ссылки Буки вообще открывали?

Однако это будет предполагать не просто научную базу на несколько (десятков) человек, а полноценные производства разгонных блоков.

Вы точно бот, РБ многоразовые нужны как и ЛК

(атомные реактивные двигатели доставляем с земли)

меня устроят и СТРД

Следующим шагом будит производство долгохранимого топлива для космических кораблей. ...но это отдалённая перспектива.

не суйте свой вожделенный гептил в эту тему, учитесь хранить водород

Муха Дмитро,это дешевле чем одноразовые реакторы:D

[Муха Дмитро]

вероятно 4 это почти предел, нарщивание выпуска будет стоить очень дорого, при этом РН все равно будет мелкосерийная. 4 пуска в год позволяют только формально иметь ЛБ и не позволяют ее постоянной обитаемости для технологий 60-70х

То, что читал я (бумажная монография про программу Апполон), цифра 4 пуска в год названа как минимально необходимая. Как пример приводилось то, что при снижении данной цифры до двух, новая себестоимость одного пуска выросла на 50%. Исходя из этого, можно предположить, что в себестоимости половина - постоянные затраты, и половина - переменные.

По максимальной мощности завода данных нет, но у меня сложилось впечатление, что проблема нехватки мощностей никогда не стояла. Из этого можно сделать вывод, что при увеличении частоты пусков до 6-и в год - стоимость одного уменьшится на 25%.

Впрочем, если вы предложите более детальное описание истории программы Аполон, в т.ч. с описанием себестоимости при разных вариантах - буду признателен.

[Муха Дмитро]

Именно про этот вариант я говорил, что дешевле разгонный блок выводить отдельно.

2 пуска СШ дешевле чем С5 в ценах 00х это (при 24х) 170х2=340 миллионов всего, но даже такая цена следствие неоптимальности СШ, в варианте РБ нужно учитывать и его стоимость (РБ стоят где-то 20-30% от цены запуска на отлетную, т.е. 120-150 лямов за РБбез учета стоимости выведения)

А хватит двух пусков?

Прежде всего надо вывести межпланетный буксир. Здесь либо дорогая орбитальная сборка, либо единичные пуски нестандартно-большого груза. Но предположим он у нас многоразовый. Для начала полётов не десять. Так что пока выведем его стоимость за скобки.

Далее надо доставить топливо. В нашем варианте Шаллт может вывести 29т. Однако из них тон пять придётся на баки (а то и все десять, так как баки намного сложнее и тяжелее, так как должны обеспечить перезаправку) так что остаётся всего 25 тон топлива.

Теперь сравним с Сатурн-5 имел где-то 70т для полёта на Луну сам вес ступени - 16 т однако ещё осталось 65т на лунный корабль. (Кстати, в стоимость Сатурн-5 ві включили стоимость "Орла" и "Аполлона"?).

Если же задача вывести просто разгонный блок, то это значительно дешевле.

Изменено 27 Jan 2015 пользователем Муха Дмитро

[ВВВ]

Насколько я понимаю, главная суть данной АИ - СССР начинает новый виток "Лунной гонки"?

Просто взгляд на то как лунные корабли представлялись после программы Л-3. Разрабатывали их те же люди - и интересно что они оставили, а что изменили. Следующим я как раз планирую о сходстве ЛК Л-3 и ЛЭКа дать информацию.

[Че Бурашка]

давайте Вы свои фантазии как факт постить не будете?

На сколько я помню Вейда, сворачивание производство блоков Сатурна сильно до конца лунной программы при том что производитель обещал больше и дешевле - факт.

[Curioz]

Факт-то он факт, но оснастка сохранялась до первых Шаттлов, насколько я в курсе.

[Pretiera]

давайте Вы свои фантазии как факт постить не будете?

На сколько я помню Вейда, сворачивание производство блоков Сатурна сильно до конца лунной программы при том что производитель обещал больше и дешевле - факт.

это тоя подтверждаю, я про точ то это случилось из-за якобы того что СССР в Луну не впрягся, а это чушь, тем более Союз напрягался до 74го...

[Pretiera]

А хватит двух пусков?

для ЯРД хватит, для КВБ нужно 3

Здесь либо дорогая орбитальная сборка

она дармовая)))

либо единичные пуски нестандартно-большого груза.

Шаттл-С или аналог, о грузовом тяже на базе компонентов СШ думалось с самого начала но на потом, а надо было как раз наоборот...

Далее надо доставить топливо. В нашем варианте Шаллт может вывести 29т. Однако из них тон пять придётся на баки (а то и все десять, так как баки намного сложнее и тяжелее, так как должны обеспечить перезаправку) так что остаётся всего 25 тон топлива.

баки легче так как это только баки в подвесе, разгруженные конструкцией СШ, так что из 29 тонн на баки прийдется(с системой заправки) 3 тонны 26 на топливо

сам разгонный блок типа третьей ступени С5 в ценах 00х будет стоить не менее 150 миллионов долларов без стоимости вывода

еще надо понимать что мы сравниваем отличный супертяж с хреновой МТКС, если бы ее делали оптимально то даже при той же схеме(не самой лучшей) можно было бы иметь ПГ в отсеке в 40-45 тонн в беспилотном режиме, или тонн 35-40 с малой кабиной (на двух пилотов) в версии с внешним размещением груза (что то похожее на Шаттл-С) 60-70 т

цена пуска та же (орбитер массой 60-70 тонн отдельный аппарат -ПН)

при лучьшей схеме (ст м около 700-1000 т тандем или пакет с переливом, м ПГ с внешним размещением 35-45 т, с ВТБ/одноразовой второй ступенью) можно уменьшить стоимость вдвое и позволить большее кол-во полетов в год на тех же ресурсах, орбитер массой 40 т

тогда супертяжу вообще делать нечего

P.S. кстати массу доставленного топлива можно увеличить если модуль ДУ будет вытягивать ВТБ на орбиту (орбитера нет, аналог Шаттл-С, но без ГТК) это позволит в один пуск доставлять 100-130 т топлива