Дмитрий Селин – Лунный рубеж (страница 4)
Итак, вводные:
· Первая космическая скорость для Луны (она же орбитальная скорость на НОО) 1680 м/с
· Сухой вес возвращаемой с Луны капсулы (с космонавтами, верхняя часть на рисунке) 7 400 кг
· Сухой вес посадочного модуля (вес нижней части на рисунке, кроме топливной пары) 7 400 кг
· Топливная пара возвращаемой капсулы и посадочного модуля монометилгидразин и тетраоксид диазота
К Dragon 2 надо добавить раздвижные посадочные опоры и лестницу для спуска на реголит. Понятно, что посадочный модуль (нижняя часть) будет несколько больше в ширину и в высоту.
Корабль SpaceX Dragon 2 на стартовом стенде, фото из Википедии. https://www.flickr.com/photos/spacexphotos/16816836903
Лунный корабль программы "Аполлон"был гораздо компактнее и легче. Такова плата за комфорт Dragon 2 - большой герметичный объём и туалет. Параметры лунного корабля программы Аполлон:
Далее приблизительный расчёт необходимого объёма топлива для посадки и взлёта лунного Dragon 2 (скорее всего 3, ведь изменения будут весьма серьёзные) при посадке отдельно от лунного Старшипа.
Лунный Dragon 2 (двигатели на ММГ/N2O4) - ед. изм - взлётная ступень - корабль в посадочной конфигурации с взлётной ступенью
масса начальная - кг - 16 185,06 - 43 873,18
масса конечная - кг - 7 400,00 - 23 585,06
удельный импульс - м/с - 2 300,00 - 2 900,00
1 косм скорость Луна - м/с - 1 680,00 - 1 680,00
скорость формула Циолковского - м/с - 1 800,00 - 1 800,00
расчёт топлива (отдельно взлётная и посадочная ступень) п1-п2 - кг - 8 785,06 - 20 288,12
Дополнительные 120 м/с скорости, свыше первой космической для Луны - запас на всякие неожиданности. Пояснение:
Конечная масса указана после выработки всего топлива. Для посадочного модуля (нижняя часть, "бочка" на картинке выше) конечная масса принята равной 7 400 кг, как и для возвращаемой капсулы (верхняя часть)
Штатный запас топлива системы САС на двигателях SuperDraco (в предлагаемом варианте, используемой для взлёта с Луны) в возвращаемой капсуле сейчас всего 2 500 кг, так что топливные баки придётся увеличить по объёму более чем в три раза. За счёт сокращения экипажа, конечно. До трёх человек, максимум.
Для посадки на Луну надо полностью погасить первую космическую скорость, при сходе с орбиты, а при взлёте - её набрать. При этом посадить, без учёта массы топлива посадочной ступени. надо почти в ТРИ раза более тяжёлую конструкцию, чем вернётся на окололунную орбиту - 23,6 тонн против 7,4 тонн.
Надо искать резервы веса и улучшать параметры двигательной установки. Если с двигательной установкой САС/взлёта сделать ничего нельзя - там должны использоваться строго НЕ криогенные компоненты, то с посадочным модулем возможны варианты. Например, использование для посадки одного двигателя Raptor 3 в модифицированном для данного случая варианте. Топливная пара - сжиженный метан и жидкий кислород.
Лунный Dragon 2 (двигатели взлётной ступени на ММГ/N2O4, посадочной на CH4/O2) - ед. изм - взлётная ступень - корабль в посадочной конфигурации с взлётной ступенью
масса начальная - кг - 16 185,06 - 38 115,22
масса конечная - кг - 7 400,00 - 23 585,06
удельный импульс - м/с - 2 300,00 - 3 750,00
1 косм скорость Луна - м/с - 1 680,00 - 1 680,00
скорость формула Циолковского - м/с - 1 800,00 - 1 800,00
расчёт топлива (отдельно взлётная и посадочная ступень) п1-п2 - кг - 8 785,06 - 14 530,15
Уже лучше, экономия почти пять тонн. Так работает гораздо более высокая скорость (удельный импульс в таблице) истечения газов метанового Raptor 3 3450 м/с против 2900 м/с двигательной установки на высококипящих компонентах.
Использование однотипного криогенного топлива (метан + кислород) на маршруте Земля - Луна - Земля позволяет не заправлять посадочный модуль на Земле, а произвести эту операцию на окололунной орбите переливом топливной пары из баков межорбитального буксира, доставившего лунный Dragon 2 к Луне с низкой опорной орбиты (НОО) вокруг Земли. Этот же буксир довезет космонавтов обратно и уже с НОО они спокойно вернутся на Землю.
Формула Циолковского позволяет оценить необходимый запас топлива для перемещения по маршруту НОО Земля - НОО Луна и обратно. Но здесь один весьма важный нюанс.
ВСЕ космические аппараты, летавшие на Луну (советские, американские и вот недавно китайский зонд) возвращались на Землю, входя в атмосферу нашей планеты на второй космической скорости. Что требовало и требует усиленной теплозащиты и повышенной конструктивной прочности самого возвращаемого аппарата, что добавляет воистину драгоценные килограммы. Почему это делается? Для «бесплатного» торможения за счёт атмосферы.
Американские "Аполлоны" приземлялись по такому же принципу - гашение второй космической скорости прохождением верхних слоёв атмосферы и окончательное снижение.
Делалось и делается это исключительно ради экономии топлива. Формула Циолковского беспощадна и торможение со второй космической скорости до первой космической скорости с выходом на низкую околоземную орбиту (НОО) Земли требует погасить почти 3 километра в секунду. Для самых эффективных химических ракетных двигателей потребуется топлива в разы больше, чем весит сам возвращаемый аппарат. Пока это невозможно.
Следовательно, лунный Dragon из предыдущих публикаций будет возвращается на Землю точно так же как "Зонд" и "Аполлон". Для начала посчитаем полёт к Луне исключительно Dragon с кратковременной высадкой на поверхности.
Буксир (двигатели на CH4/O2) + лунный Dragon (двигатели взлётной ступени на ММГ/N2O4, посадочной на CH4/O2) посадка на Землю с 2 косм скорости - ед. изм - Земля - > Луна - Луна - > Земля
масса начальная - кг - 156 150,61 - 23 456,25
масса конечная, в т.ч.* - кг - 54 171,47 - 17 400,00
*масса возвращаемой капсулы Dragon с топливом ММГ/N2O4 - кг - 16 185,06
*сухая масса возвращаемой капсулы Dragon - кг - 7 400,00
*сухая масса посадочной ступени Dragon - кг - 7 400,00
*масса топлива посадочной ступени CH4/O2 - кг - 14 530,15
* сухая масса буксира - кг - 10 000,00 - 10 000,00
*масса топлива буксира маршрут Луна - Земля - кг - 6 056,25
удельный импульс - м/с - 3 750,00 - 3 750,00
сумма дельта V на маршруте - м/с - 3 850,00 - 1 000,00
скорость формула Циолковского - м/с - 3 970,00 - 1 120,00
расчёт топлива (отдельно по маршрутам) п1-п2 - кг - 101 979,14 - 6 056,25
масса возвращаемой капсулы Dragon с топливом ММГ/N2O4 + сухая масса буксира - кг - 33 585,06
Суммарная масса криогенного топлива CH4/O2 - кг - 122 565,54
Для такой экспедиции потребуется поднять на НОО чуть более 156 тонн, из которых 122 тонны будет занимать жидкий метан и жидкий кислород для двигателей Raptor 3 буксира и посадочного модуля.
Технически это возможно УЖЕ сейчас - ОДНИМ пуском, при отказе от возврата первой ступени Старшип.
При этом, заметьте, топливо для возврата с НОО Луны (6 тонн) надо брать с Земли. Именно здесь и определится цель постоянных баз на Луне - они должны вести геологоразведку и добычу воды/углеводородов для заправки космических кораблей. Воду разделять на водород и кислород, а метан, после очистки и сжижения, напрямую заливать в баки.
Откуда на Луне вода и углеводороды, тот же метан? Оттуда же, откуда и на Земле.
Обе планеты сформированы из одних и тех же материалов, с одинаковой геологической историей, только Луна из-за сильно меньших размеров давно "засохла", потеряв магнитное поле и атмосферу, но в её коре остались те же полезные ископаемые, что и на Земле. Вода на Луне ушла в кору и есть везде, даже на экваторе, в виде аналогов земных артезианских месторождений глубокого залегания, а то и ледниковых пластов под слоем реголита. Всё как на Марсе.
Вариант с лунной базой.
Сухой вес (без топлива для посадки на Луну) базы с интегрированной посадочной ступенью определим в 20 тонн. Это немало - базовый блок станции "Мир" весил примерно столько же. Расчёт потребности топлива для посадки "лунного Старшипа", о котором говорилось ранее. Лунный Dragon, напомню, прилуняется отдельно.
лунная база + посадочная ступень на CH4/O2 - ед. изм - лунная база с посадочной ступенью
масса начальная - кг - 32 321,49
масса конечная - кг - 20 000,00
удельный импульс - м/с - 3 750,00
1 косм скорость Луна - м/с - 1 680,00
скорость формула Циолковского - м/с - 1 800,00
расчёт топлива для прилунения п1-п2 - кг - 12 321,49