Артемиде
нужен Lunarship,
а не Starship
Заканчивая серию статей с критикой Lunar Starship (LS), я отвечаю тем,
кто
говорит: "Критиковать легко, а вот предложить что-то безупречное
гораздо труднее". Но прежде, чем представить вам своё видение
лунного лендера для программы Артемида, хочу коротко напомнить основные
пункты моей критики современной концепции Lunar Starship.
Во-первых, нужно ясно понимать, что LS однозначно одноразовый аппарат. У него нет ни крыльев, ни чешуи термоплиток для возвращения на Землю и у него нет топлива, чтобы совершить даже старт с орбиты ИСЛ в сторону Земли (не говоря уже о маневре торможения возле Земли двигателями Раптор с целью перехода на орбиту ИСЗ). Отсутствие многоразовости влечёт за собой отсутствие необходимости сохранять целостность в ходе выполнения своей миссии. Иными словами LS может и должен быть многоступенчатым. Отбрасывание ненужного хлама по дороге к цели путешествия придумали отнюдь неглупые люди (Годдард, Цандер, Циолковский), плоды мудрости этих людей достойны нашего внимания и уважения.
Во-вторых, совмещение двух функций (второй ступени носителя и корабля) в одном аппарате обременяет LS в ходе маневров возле Луны огромными пустыми топливными баками и несуразно мощными двигателями Раптор в слабом гравитационном поле Луны. И топливные баки (для транслунной инжекции) и 6 двигателей Раптор должны быть отделены сразу после выхода LS на траекторию полёта к Луне, точно также как отделялась 3-я ступень ракеты Сатурн-5, отправлявшая к Луне Аполлоны. Этот комплекс: 3-я ступень Сатурна-5/Аполлон обладал массой на НОО 145 т. и отправлял к Луне корабль Аполлон массой 45 т. и пустую 3-ю ступень массой 15 т. LS обладает массой в 10 раз больше (1440 т.), а значит к Луне он может отправить ПН массой ~400 т. (с учётом меньшего удельного импульса топливной пары метанн/кислород). Этого с лихвой достаточно чтобы выполнить задачу строительства лунной базы на южном полюсе Луны, а не то, что доставить 2 астронавтов на поверхность Луны в ходе миссии Артемида-3.
В-третьих, расположенные на нижнем торце LS двигатели Раптор совершенно не годятся ни для посадки на Луну (они способны выкопать яму, куда LS в результате упадёт) ни для взлёта на орбиту (для стыковки с кораблём Орион) в отсутствие стартового стола с газоотводом, который на Луне некому построить. Посадочные двигатели, как и взлётные должны располагаться сверху, как у кораблей Dragon, тогда они не будут поднимать клубы пыли мешая визуальному контролю за посадкой. На более свежих рендерах LS художники теперь рисуют пояс двигателей, предназначенных специально для посадки и взлёта. Но два комплекта двигателей на одном корабле (LS) это уже нечто невиданное в истории космонавтики, на современном слэнге - кринж. Двигатели Раптор создавались для полётов в поле гравитации Земли. На Луне гравитация в 6 раз слабее, поэтому там нужны совершенно другие двигатели с тягой на порядок меньше, чем у Рапторов. Вот почему двигатели Раптор (вместе с гигатскими пустыми топливными баками) можно и нужно выбросить по дороге на Луну.
В-четвёртых, задранный на высоту многоэтажки отсек ПН мало того, что вызывает сомнения в устойчивости LS на неподготовленной для посадки лунной поверхности, но ещё и порождает нелепый лифт с открытыми направляющими на внешней поверхности LS. Лунная пыль, поднятая в момент посадки может оседать на направляющих лифта, отчего их исправная работа лишается каких-либо гарантий. А заклинивший лифт (с тоннами ПН на борту) делает невозможным старт с поверхности Луны и обрекает на неудачу всю миссию. Короче, проект LS обладает таким набором вопиющих недостатков, что вызывает неподдельное изумление его неожиданная победа в конкурсе HLS.
Всё выше перечисленное вдохновило меня предложить улучшенную версию HLS от SpaceX, которую я назвал Lunarship.
Во-первых, нужно ясно понимать, что LS однозначно одноразовый аппарат. У него нет ни крыльев, ни чешуи термоплиток для возвращения на Землю и у него нет топлива, чтобы совершить даже старт с орбиты ИСЛ в сторону Земли (не говоря уже о маневре торможения возле Земли двигателями Раптор с целью перехода на орбиту ИСЗ). Отсутствие многоразовости влечёт за собой отсутствие необходимости сохранять целостность в ходе выполнения своей миссии. Иными словами LS может и должен быть многоступенчатым. Отбрасывание ненужного хлама по дороге к цели путешествия придумали отнюдь неглупые люди (Годдард, Цандер, Циолковский), плоды мудрости этих людей достойны нашего внимания и уважения.
Во-вторых, совмещение двух функций (второй ступени носителя и корабля) в одном аппарате обременяет LS в ходе маневров возле Луны огромными пустыми топливными баками и несуразно мощными двигателями Раптор в слабом гравитационном поле Луны. И топливные баки (для транслунной инжекции) и 6 двигателей Раптор должны быть отделены сразу после выхода LS на траекторию полёта к Луне, точно также как отделялась 3-я ступень ракеты Сатурн-5, отправлявшая к Луне Аполлоны. Этот комплекс: 3-я ступень Сатурна-5/Аполлон обладал массой на НОО 145 т. и отправлял к Луне корабль Аполлон массой 45 т. и пустую 3-ю ступень массой 15 т. LS обладает массой в 10 раз больше (1440 т.), а значит к Луне он может отправить ПН массой ~400 т. (с учётом меньшего удельного импульса топливной пары метанн/кислород). Этого с лихвой достаточно чтобы выполнить задачу строительства лунной базы на южном полюсе Луны, а не то, что доставить 2 астронавтов на поверхность Луны в ходе миссии Артемида-3.
В-третьих, расположенные на нижнем торце LS двигатели Раптор совершенно не годятся ни для посадки на Луну (они способны выкопать яму, куда LS в результате упадёт) ни для взлёта на орбиту (для стыковки с кораблём Орион) в отсутствие стартового стола с газоотводом, который на Луне некому построить. Посадочные двигатели, как и взлётные должны располагаться сверху, как у кораблей Dragon, тогда они не будут поднимать клубы пыли мешая визуальному контролю за посадкой. На более свежих рендерах LS художники теперь рисуют пояс двигателей, предназначенных специально для посадки и взлёта. Но два комплекта двигателей на одном корабле (LS) это уже нечто невиданное в истории космонавтики, на современном слэнге - кринж. Двигатели Раптор создавались для полётов в поле гравитации Земли. На Луне гравитация в 6 раз слабее, поэтому там нужны совершенно другие двигатели с тягой на порядок меньше, чем у Рапторов. Вот почему двигатели Раптор (вместе с гигатскими пустыми топливными баками) можно и нужно выбросить по дороге на Луну.
В-четвёртых, задранный на высоту многоэтажки отсек ПН мало того, что вызывает сомнения в устойчивости LS на неподготовленной для посадки лунной поверхности, но ещё и порождает нелепый лифт с открытыми направляющими на внешней поверхности LS. Лунная пыль, поднятая в момент посадки может оседать на направляющих лифта, отчего их исправная работа лишается каких-либо гарантий. А заклинивший лифт (с тоннами ПН на борту) делает невозможным старт с поверхности Луны и обрекает на неудачу всю миссию. Короче, проект LS обладает таким набором вопиющих недостатков, что вызывает неподдельное изумление его неожиданная победа в конкурсе HLS.
Всё выше перечисленное вдохновило меня предложить улучшенную версию HLS от SpaceX, которую я назвал Lunarship.
Lunarship состоит
из собственно
лунного лендера (вверху) и разгонной ступени для транслунной
инжекции (внизу). Сухая
масса лендера (60 т.) и сухая масса разгонной ступени (80 т.) получены
делением сухой массы LS 120 т. с добавлением 20 т. на
перегородки в соотношении 3:4. Наверху Lunarship имеет 4 блока по 2
метановых двигателя,
аналогичных двигателям SuperDraco корабля Dragon. Тяга каждого блока,
составляет 15 т. В сумме тяга всех 8 двигателей (60 т.) чуть
меньше
полного веса лендера в поле лунной гравитации (~ 67 т.).
Рассмотрим задачи, которые лунный лендер должен выполнить в ходе своей миссии:
1) Торможение возле Луны для выхода на орбиту ИСЛ (ΔV= 0,82 км/с);
2) Стыковка с Орионом для перехода астронавтов на борт лендера;
3) Посадка на поверхность Луны (ΔV= 1,73 км/с);
4) Пребывание на Луне в течение срока экспедиции;
5) Взлёт с поверхности Луны на орбиту ИСЛ (ΔV= 1,73 км/с);
6) Стыковка с кораблём Орион для обратного перехода астронавтов;
7) Утилизация, либо ожидание дозаправки и новой ПН на орбите ИСЛ.
Три задачи из семи требуют существенных затрат топлива, рассмотрим их в обратном порядке:
5) Взлёт с поверхности Луны и достижение орбитальной скорости V = 1,73 км/с
Формула Циолковского:
V = I * ln(M/m) , где:
I - удельный импульс для пары метан/кислород двигателей лендера (3,68 км/сек);
M - стартовая масса лендера на поверхности Луны;
m - конечная масса лендера на орбите ИСЛ, равная его сухой массе (60 т.)
Решив уравнение:
1,73 = 3,68* ln(M/60) , находим M = 96 т.
Таким образом для взлёта с поверхности Луны лендеру потребуется 36 т. топлива.
3) Поскольку 3-й задачей лендера является не только его посадка на поверхность Луны, но и доставка туда полезной нагрузки (ПН), учтём это добавив к 96 т. ещё 100 т. ПН.
Тогда m - конечная масса лендера после посадки должна быть 196 т. Найдём начальную массу лендера на орбите ИСЛ перед посадкой, используя ту же формулу Циолковского.
1,73 = 3,68* ln(M/196) Начальная масса М в начале маневра составит 314 т.
В том числе 60 т. сухая масса лендера + 100 т. масса ПН + 36 т. топлива для взлёта + 118 т. топлива для посадки.
1) Торможение возле Луны для выхода на орбиту ИСЛ (ΔV= 0,82 км/с);
Первая задача - торможение возле Луны для изменения скорости на величину 0,82 км/сек. Посмотрим сколько топлива понадобится лендеру для этого маневра.
0,82 = 3,68* ln(M/314) Начальная масса М в начале маневра составит 392 т.
В том числе 60 т. сухая масса лендера + 100 т. масса ПН + 36 т. топлива для взлёта + 118 т. топлива для посадки + 78 т. топлива для торможения возле Луны. Эта величина лишь на 8 тонн меньше, чем предполагаемая масса лендера (400 т.), полученная выше из сравнения с программой Аполлон. Таким образом приведённый расчёт подтверждает реальность создания лунного лендера полной массой 400 тонн, способного доставить на Луну ПН массой 100 тонн.
Теперь осталось убедиться в способности нижней ступени корабля Lunarship сообщить его верхней ступени вторую космическую скорость в ходе маневра именуемого транслунной инжекцией (ΔV= 3,22 км/с). Конечная масса в ходе этого маневра составит: 400 тонн полная масса лунного лендера + 80 тонн масса пустой разгонной ступени = 480 тонн. По формуле Циолковского:
3,22 = 3,68*ln(M/480) Начальная масса М в начале маневра составит 1152 т.
В том числе 400 т. полная масса лунного лендера + 80 т. сухая масса разгонной ступени + 672 т. топлива для транслунной инжекции. Таким образом, по сравнению с LS (баки которого вмещали 1200 т. топлива) Lunarship может обойтись гораздо меньшим количеством топлива (904 т.), а значит меньшим числом танкеров для его орбитальной дозаправки. Это результат разделения корабля на две ступени, в чём не трудно убедиться сравнив два расчёта (Lunarship и LS).
Окончательные параметры Lunarship:
Стартовая масса комплекса - 1160 т.
Полная масса лендера - 400 т.
Сухая масса лендера - 60 т.
Суммарная тяга 8 двигателей лендера - 60 т.
Масса ПН - 100 т.
Масса топлива лендера - 240 т.
Полная масса разгонной ступени - 760 т.
Сухая масса разгонной ступени - 80 т.
Масса топлива разгонной ступени - 680 т.
Суммарная тяга 6 двигателей разгонной ступени - 1440 т.
История моей критики LS:
http://cropman.ru/hls/ - Вместо Lunar Starship - Lunar Dragon!
http://cropman.ru/ls/ - Lunar Starship концептуально ошибочен!
http://cropman.ru/ll/ - Семь вопросов к Lunar Starship
Рассмотрим задачи, которые лунный лендер должен выполнить в ходе своей миссии:
1) Торможение возле Луны для выхода на орбиту ИСЛ (ΔV= 0,82 км/с);
2) Стыковка с Орионом для перехода астронавтов на борт лендера;
3) Посадка на поверхность Луны (ΔV= 1,73 км/с);
4) Пребывание на Луне в течение срока экспедиции;
5) Взлёт с поверхности Луны на орбиту ИСЛ (ΔV= 1,73 км/с);
6) Стыковка с кораблём Орион для обратного перехода астронавтов;
7) Утилизация, либо ожидание дозаправки и новой ПН на орбите ИСЛ.
Три задачи из семи требуют существенных затрат топлива, рассмотрим их в обратном порядке:
5) Взлёт с поверхности Луны и достижение орбитальной скорости V = 1,73 км/с
Формула Циолковского:
V = I * ln(M/m) , где:
I - удельный импульс для пары метан/кислород двигателей лендера (3,68 км/сек);
M - стартовая масса лендера на поверхности Луны;
m - конечная масса лендера на орбите ИСЛ, равная его сухой массе (60 т.)
Решив уравнение:
1,73 = 3,68* ln(M/60) , находим M = 96 т.
Таким образом для взлёта с поверхности Луны лендеру потребуется 36 т. топлива.
3) Поскольку 3-й задачей лендера является не только его посадка на поверхность Луны, но и доставка туда полезной нагрузки (ПН), учтём это добавив к 96 т. ещё 100 т. ПН.
Тогда m - конечная масса лендера после посадки должна быть 196 т. Найдём начальную массу лендера на орбите ИСЛ перед посадкой, используя ту же формулу Циолковского.
1,73 = 3,68* ln(M/196) Начальная масса М в начале маневра составит 314 т.
В том числе 60 т. сухая масса лендера + 100 т. масса ПН + 36 т. топлива для взлёта + 118 т. топлива для посадки.
1) Торможение возле Луны для выхода на орбиту ИСЛ (ΔV= 0,82 км/с);
Первая задача - торможение возле Луны для изменения скорости на величину 0,82 км/сек. Посмотрим сколько топлива понадобится лендеру для этого маневра.
0,82 = 3,68* ln(M/314) Начальная масса М в начале маневра составит 392 т.
В том числе 60 т. сухая масса лендера + 100 т. масса ПН + 36 т. топлива для взлёта + 118 т. топлива для посадки + 78 т. топлива для торможения возле Луны. Эта величина лишь на 8 тонн меньше, чем предполагаемая масса лендера (400 т.), полученная выше из сравнения с программой Аполлон. Таким образом приведённый расчёт подтверждает реальность создания лунного лендера полной массой 400 тонн, способного доставить на Луну ПН массой 100 тонн.
Теперь осталось убедиться в способности нижней ступени корабля Lunarship сообщить его верхней ступени вторую космическую скорость в ходе маневра именуемого транслунной инжекцией (ΔV= 3,22 км/с). Конечная масса в ходе этого маневра составит: 400 тонн полная масса лунного лендера + 80 тонн масса пустой разгонной ступени = 480 тонн. По формуле Циолковского:
3,22 = 3,68*ln(M/480) Начальная масса М в начале маневра составит 1152 т.
В том числе 400 т. полная масса лунного лендера + 80 т. сухая масса разгонной ступени + 672 т. топлива для транслунной инжекции. Таким образом, по сравнению с LS (баки которого вмещали 1200 т. топлива) Lunarship может обойтись гораздо меньшим количеством топлива (904 т.), а значит меньшим числом танкеров для его орбитальной дозаправки. Это результат разделения корабля на две ступени, в чём не трудно убедиться сравнив два расчёта (Lunarship и LS).
Окончательные параметры Lunarship:
Стартовая масса комплекса - 1160 т.
Полная масса лендера - 400 т.
Сухая масса лендера - 60 т.
Суммарная тяга 8 двигателей лендера - 60 т.
Масса ПН - 100 т.
Масса топлива лендера - 240 т.
Полная масса разгонной ступени - 760 т.
Сухая масса разгонной ступени - 80 т.
Масса топлива разгонной ступени - 680 т.
Суммарная тяга 6 двигателей разгонной ступени - 1440 т.
История моей критики LS:
http://cropman.ru/hls/ - Вместо Lunar Starship - Lunar Dragon!
http://cropman.ru/ls/ - Lunar Starship концептуально ошибочен!
http://cropman.ru/ll/ - Семь вопросов к Lunar Starship
5 мая 2023
