По пути Сергея Павловича Королева. Современный российский пилотируемый проект. Часть 1. «Федерация» +43





Я решил немного отойти от исторических экскурсов и высказаться по другому животрепещущему вопросу. Тем более что наши лунные проекты потихоньку переходят в стадию реализации, так что вопрос действительно актуален.

Да, речь пойдет про наш проект пилотируемого полета к Луне. То есть про проект, в который многие не верят, который часто высмеивают; тем не менее, он все эти годы развивался и достаточно серьезно. Любые изменения видны только во времени. Я даже не стану утверждать, что проект точно будет реализован – это зависит от слишком многих факторов. Тем не менее, развитие есть, и мы должны будем многое увидеть в железе в ближайшие годы. И я даже не могу винить скептиков, поскольку каких-либо толковых описаний пока не было. Вся информация хоть и открыта, но распылена среди весьма большого количества презентаций и интервью.

Хотел бы отметить, что все перипетии заслуживают отдельной книги, которую я, возможно, напишу.

Итак, история началась приблизительно десять лет назад. Руководитель Центра пилотируемых программ ЦНИИ машиностроения, доктор технических наук Георгий Карабаджак, вспоминает про этот ключевой момент:

«У нас в ЦНИИмаш был большой НТС, мы совещались больше 8 часов с представителями 13 организаций на тему, куда нам лететь — на Луну или на Марс. В итоге коллегиально приняли решение остановиться на лунном направлении».

Первым видимым результатом этого решения было закрытие проекта «Клипер». Проект интересный, но он был оптимизирован для транспортных операций на орбите Земли. РКК «Энергия» пыталась на его базе сделать и межпланетный вариант, однако вскоре стало очевидно, что лучше начать разработку нового корабля с нуля. Тем более что капсульный вариант несколько ближе к опыту данной организации, чем крылатый с посадкой на аэродром.

Сейчас мы знаем этот корабль (видимо, ненадолго) под названием «Федерация». И по последним сообщениям, его чертежи уже зафиксированы и началось изготовление первого летного экземпляра. Но за десять лет мы не только разработали этот корабль. Разных НИРов было куда больше.

Был такой старый советский фильм «Иду искать». В нем новичок показывает опытному инженеру свой чертеж:
— Неплохо… Седьмой вариант?
— Как догадались?
— На двадцать седьмом поймёшь.

Вот и наша лунная программа – это, может, и не двадцать седьмой вариант, но где-то двадцатый. Многое уже отброшено, а ключевые элементы определены. И если не смотреть в суть проекта и не наблюдать его в развитии, этого можно не понять.

Как же выглядит сего дня наша лунная программа? Давайте разберёмся. Сначала попробуем понять, зачем нам нужна именно «Федерация», ведь у нас уже есть корабль «Союз».

Лунная орбита


Для начала нужно понимать, что все текущие проекты – как освоения, так и изучения – связаны с выходом станций на орбиту спутника Луны. Серьезные пролетные миссии остались в прошлом. Именно с лунной орбиты удобно изучать ее поверхность. Именно на лунной орбите удобно собирать орбитальную станцию. Именно на лунной орбите энергетически удобно ждать посадочный корабль после взлета с Луны. Именно через лунную орбиту летали к Луне «Аполлоны».

image

Пример схемы перелета. Виден старт к Земле, выход на лунную орбиту, расстыковка с посадочным модулем, стыковка с ним после взлета с Луны и старт к Земле.

Другими словами, чтобы успешно выполнять пилотируемые миссии, желательно уметь выходить на орбиту спутника Луны и стартовать с этой орбиты к Земле.

Баллистические особенности перелета с Земли на Луну таковы, что для торможения, необходимого для выхода на орбиту Луны с траектории перелета, требуется примерно 800 м/с. Задача не полностью симметричная, но для старта с орбиты при возвращению на Землю потребуется примерно такой же импульс.

Иначе говоря, суммарный импульс корабля должен быть где-то 1600 м/с. Можно вспомнить еще и про коррекции как на трассе Земля-Луна, так и на орбите Луны. Также сейчас рассматривается в первую очередь полярная орбита, на нее выйти ещё труднее.

К сожалению, цифры мало что говорят о схеме миссии. Набрать данную скорость можно разными способами. Пока для полета к Луне были разработаны две схемы, которые, хоть и решали одну задачу, идеологически очень сильно отличались друг от друга. Назовем эти варианты перелета схемой типа «Аполлона» и «Н1-Л3».

Схема «Аполлона»


В данной схеме за торможение при выходе на орбиту спутника Луны и при старте с ее данной орбите отвечал орбитальный корабль – так называемый командно-сервисный модуль (CSM). Более того, он должен был выводить на орбиту не только себя, но и тяжелый посадочный модуль массой порядка 14,5 тонн. Это хорошо видно на представленной схеме:

image

Из-за этого его характеристическая скорость (максимальная скорость, что он мог набрать) была очень велика, куда больше нужной в 1600 м/с. Сам корабль, по сути, состоял из топлива. При полной массе корабля в 28 тонн, 18 тонн ушло именно на топливо: запас настолько большой, что вряд ли в ближайшее время появится пилотируемый корабль, который сравнится с ним по энергетике.

Вот его разрез. Хорошо видны огромные цилиндрические баки с топливом.

image

Схема «Н1-Л3»


В отличие от «Аполлона», в нашей схеме за торможение и выход на орбиту Луны, отвечал уже отдельный блок «Д».

image

На этой схеме видна вся наша связка. Более того: блок «Д» также отвечал за возможный доразгон по пути к Луне, выход на лунную орбиту и отработку большей части импульса для посадки ЛК.

image

Орбитальный корабль (он шел под аббревиатурой ЛОК) должен был отработать только импульс для перехода на траекторию полета к Земле. Впрочем, и минимальная характеристическая скорость в 800 м/с – это не шутки, и по запасам топлива ЛОК был рекордсменом среди наших кораблей. Общая масса корабля 9,8 тонны, из них 3,1 тонн приходилось на топливо.

Современные корабли


Теперь сравним «Аполлон» и ЛОК с энергетикой современных кораблей, предназначенных для полетов к Луне. А именно — «Орион» и «Федерацию».

Хотел бы заострить ваше внимание за том, что выбор одной из вышеописанных схем очень важен. Такой выбор должен был быть сделан еще на самом начальном этапе проектирования миссии, и все системы должны были рассчитываться именно под такие схемы. Также нужно отметить: из-за того, что корабли пока не полетели, а во время их разработки многое менялось, найти точные данные достаточно сложно. Например, при разработке «Ориона» кардинально поменялся агрегатный отсек с топливом. Он даже сменил страну производителя: если изначально его должны были изготавливать в США, то сейчас его делает Европа.



В результате многие цифры «плавают», так как, видимо, относятся к разному времени. Например, везде указывается масса «Ориона» в 25 тонн. Когда же я все просуммировал, я получил 24 тонны. Или общая ХС корабля – 1800 м/с, тогда как у меня получилось 1500.

Вероятно, дело в том, что многие цифры указываются округленно. Например, вряд ли в баках «Ориона» ровно 9 тонн топлива, как указано в тех источниках, что я изучал.

Еще больше проблем с «Федерацией»: она еще дальше от запуска, и в ней тоже многое изменилось. К примеру, агрегатный отсек хоть и не поменял производителя, но его компоновка, судя по схемам разных лет, поменялась кардинально.



Но в целом данных хватает и оценить энергетику можно. В первом приближении.

У меня получилась такая схема



Опять же повторюсь: это только общая оценка, чтобы понять уровень цифр. В реальности все немного сложнее. Например, «Орион», как и «Аполлон», планируют использовать для доставки на орбиту Луны блоков станции с последующей сборкой. Просто рабочая орбита станции – не низкая круговая, а высокоэллиптическая. Энергетика для выхода на нее меньше.

Но даже по этой схеме хорошо видно, что если США выбрали для реализации схему «Аполлона», то мы для «Федерации» — схему «Н1-Л3». Доставлять наш корабль на орбиту Луны должен специализированный блок. Конечно, это не является особенным секретом. Но так как данные о корабле разбросаны среди большого числа презентаций, то понять этот момент довольно сложно. Хотя и в них порой прямо указывается, что масса корабля в 20 тонн – это также его масса на орбите искусственного спутника Луны. А в компоновке виден разгонный блок. Тем не менее, действительно многие не понимают этот простой, но ключевой момент. И что перейти на другую схему сейчас уже невозможно…

Достаточно интересен вопрос, какой разгонный блок планируется для выхода «Федерации» на лунную орбиту. Впрочем, вариантов не так уж и много, и догадаться не сложно. Это должен быть блок «Д». Да, тот самый, что был и у «Н1-Л3» для аналогичной цели. Причем, если это случится, он спустя более чем пятьдесят лет после разработки выполнит то, ради чего его создавали. Все эти годы он летал не по целевому назначению. Межпланетные аппараты к планетам выводил, спутники на ГСО…

Впрочем, иногда рисуют и другие блоки. Но блок «Д» очень хорошо подходит и компоновочно и по энергетике.

«Союз» на орбите Луны


Также из схемы видно, что современный «Союз» не способен выйти на орбиту Луны или уйти с орбиты, если на нее забросит блок «Д». У «Союза» слишком маленький запас скорости. И это понятно: для полетов к МКС большие запасы скорости не нужны.

Значит, необходима специальная модификация «Союза». Причем отдельный вопрос, сколько она будет весить. С одной стороны, ЛОК 1968 года весил около 10 тонн – не такая и большая цифра, в два раза легче «Федерации». Но эта цифра была достигнута путем жертв, на которые сейчас уже вряд ли пойдут. Например, там не было полноценного стыковочного узла с переходным отсеком. Или тот же вопрос системы жизнеобеспечения.

ЛОК был рассчитан на двух человек, с максимальным временем полета в 13 суток. Практически минимум для полетов к Луне. У «Федерации» — четыре человека и время автономного полета до месяца. «Союзы» сейчас летают на трое суток и два человека – это сейчас мало.

С большой степенью вероятности, даже при использовании современных материалов масса корабля на орбите Луны будет более 10 тонн. В качестве варианта можно посмотреть на эту компоновку, что нарисовал Анатолий Зак в 2006 году. Такой вариант «Союза» доставляется на орбиту Луны тоже при помощи блока «Д». Но для старта используется разгонный блок «Фрегат».

image

Зная массу «Союза» и «Фрегата», можно оценить общую массу системы в 14-15 тонн. На 5-6 тонн меньше «Федерации». Но подобная схема будет обладать куда меньшими возможностями и тоже потребует значительных доработок. Например, текущая автономность «Фрегата» оценивается в двое суток, а «Союз», при сохранении компоновки текущего «Союз-МС», не сможет успешно стыковаться. Часть двигателей причаливания и ориентации «Союза» находятся на хвостовой юбке, и в данной схеме закрыты «Фрегатом».

Оценивая время, что потребуется на разработку нового агрегатного отсека и модификацию «Союза», лично я не уверен, что сейчас быстрее создать этот вариант, чем отработать «Федерацию». Которая обладает куда большими возможностями.

«Союз-Л»


То есть лунный «Союз» не нужен? Сложный вопрос. Просто под данным названием подразумевается еще один вариант, не являющейся конкуренцией «Федерации». Ведь выше мы рассматривали именно вариант серьезного корабля, способного выйти на орбиту спутника Луны. Но в полете к Луне этот момент совершенно не обязателен. Можно совершить облет Луны и без выхода на орбиту. Более того, именно такую миссию мы реализовали в 60-е годы. До пилотируемых полетов дело не дошло, но советские черепашки стали первыми живыми существами, облетевшими Луну.



Впрочем, если тогда пошли на заметные жертвы, чтобы упаковать «Союз» с блоком «Д» в один «Протон», то сейчас на это вряд ли решатся. Летать без запасного парашюта, как это делали тогда, сейчас будет полной авантюрой. Текущий проект предусматривает сборку комплекса на орбите Земли при помощи стыковки. Благо, за последние 50 лет она у нас хорошо отработана. И может выглядеть примерно так:



Для этого требуется один запуск «Протон» и один — «Союза». И стыковка на орбите.

Подобный проект способен только облететь Луну, но при успешной реализации он позволит восстановить наш опыт по работе с кораблями возле Луны – как в плане связи, так и для определения траекторий и требуемых уровней коррекции. Мы опять вспомним, как возвращать объекты со второй космической скоростью, какие будут требоваться алгоритмы управления СА для возвращения на нашу территорию и многое другое.

Такая миссия выглядит куда дешевле одного пуска «Федерации» и позволит получить хороший опыт перед ее пусками, а возможно, и уменьшить время на ее отработку. Просто хоть начало летных испытаний «Федерации» стоит на 2022 год, именно ее полет к Луне назначен на конец 20х. Когда появятся подходящие носители.

Впрочем, пока подобных «Союзов-Л» нет в планах. Но «Роскосмос» серьезно нацелился на создание «Федерации», а значит, и на пуски к Луне.

Вот только корабль – это еще не всё. Возникает вопрос: как его выводить к Луне?
Про это будет вторая часть.

Вы можете помочь и перевести немного средств на развитие сайта



Комментарии (88):

  1. Valerij56
    /#20268418 / +1

    Спасибо за отличную статью. Она дает много пищи для ума и отличные поводы поспорить.

    Я против предложенного варианта облёта Луны. Так можно было сделать в девяностые, когда реально не было денег, так можно было сделать в начале нулевых, обозначив выход страны из девяностых. Сейчас облетать Луну на Союзе, гениальном для своего времени корабле из шестидесятых — это заниматься имитацией, мол, и мы могём.

    Не могём. Что было оть как-то оправдано во время идеологического противостояния и первой космической гонки, сейчас не катит. Конкуренты (не без известных метаний) ставят задачу изучения и экономического использования Луны. Мы, со своим «импортозамещением», без современной техники и без реформы всей нашей авиакосмической отрасли в этом участвовать не можем. Это надо просто понимать. Это флаговтык на ретрокорабле, который стыдно ставить государственной задачей.

    • Shubinpavel
      /#20268424

      Так его не ставят государственной задачей. Просто иногда эту версию озвучивают, но почему-то все решают, что это полный аналог «Федерации». И если «Союз» уже есть, то зачем создавать новый корабль? Единственное исключение, НАСА пару лет назад попросила проработать «Союз» для Гетвея. В качестве резерва. Но серьезной работы явно не пошло. Лунный «Союз» в планах не появился. В отличии от лунного «Прогресса»

      • Valerij56
        /#20268452 / +1

        Разумеется, я в курсе, что сейчас нет такой государственной задачи, но что многие энтузиасты лелеют такую мечту. Против мечты я не возражаю, но тогда надо регулярно запускать к Луне автоматы, отрабатывая элементы пилотируемой программы, и формируя научные коллективы, которые будут изучать Луну.

        НАСА пару лет назад попросила проработать «Союз» для Гетвея.
        Можно посмотреть на источник этого утверждения? Только, пожалуйста, не на Рогозина, который об этом заговорил, а именно на просьбу НАСА возродить Лунный Союз. Дело в том, что переговоры о взаимодействии в окололунном пространстве, действительно, были, НАСА выразило заинтересованность в существовании резервного варианта, российского корабля. Но вот о просьбе восстановить Лунный Союз я не слышал.

        • Shubinpavel
          /#20268460

          Где-то статья Зака была по этому поводу. На английском языке. Или и ему не доверяете?

          • Valerij56
            /#20268498

            Павел, давайте ссылку на статью, желательно с цитатой. Я боюсь, что НАСА никогда не упоминало именно Союз.

            • Shubinpavel
              /#20268508

              Хорошо. Так как напрямую ссылки я не храню, то сейчас привести не могу. Но если/когда найду сразу сброшу. Тем более, что статья немного о другом, и в ней я этот вопрос специально обошел стороной

        • voyager-1
          /#20268520

          Я согласен с вами. Я вообще считаю что чтобы у нашей пилотируемой лунной программы был хоть какой-то шанс на успех, надо хотя бы периодически запускать автоматические зонды, чтобы граждане и чиновники постоянно видели что от лунной программы есть какая-то польза. А то Луну-25 изначально ещё в 1999 году хотели запустить, а сейчас её запуск уже на 2021 год отложили.

          Если все окружающие и дальше будут видеть что деньги «выкидываются на ветер», то Роскосмосу ни за что не увеличат бюджет. А без этого мы можем только рисовать мультики про то, как российские космонавты ходят по Луне — и ничего более.

  2. Arxitektor
    /#20268602

    Планируется ли использовать Starship Spacex для полётов к луне с посадкой?
    И возможна ли такая схема?
    Если например после взлёта проводить заправку Starship из корабля танкера?
    Хватит ли топлива на полёт к луне посадку взлёт возврат и посадку на Землю?
    А энергетика и скорость которую мог набрать Аполлон удивляют даже сейчас.
    А с какой целью был заложен такой запас?

    • Shubinpavel
      /#20268610

      Дело в том, что именно посадка на Луну это очень сложная операция. Там все нужно проектировать под эту задачу. Банальный запас ХС мало что скажет.

      Теперь к Аполлону. Мне казалось, что я дал ответ на этот вопрос. Чтобы не вывести на орбиту спутника Луны не только сам корабль, а еще и тяжелый посадочный аппарат.

    • Valerij56
      /#20268774

      Планируется ли использовать Starship Spacex для полётов к луне с посадкой?
      И возможна ли такая схема?
      Конкретно сказать что-то сложно, потому, что конструкция аппарата и его ТТХ ещё не устоялись. Но это очень гибкая система, поэтому я говорю — да, такая схема возможна, но малоэффективна. Придётся сажать на Луну огромный пустой корабль, придётся заправлять его на эллиптической орбите или изгаляться, переделывая один из «танкеров» в «толкач». Более эффективно сделать специализированный, возможно многоразовый, лендер, который Starship доставит к Луне, а потом будет доставлять топливо и ПН.

      А энергетика и скорость которую мог набрать Аполлон удивляют даже сейчас.
      А с какой целью был заложен такой запас?
      Это тафтология, энергетика корабля в этом смысле определяется дельтой V, которую он мог обеспечить. Об этом автор статьи прямо и написал — Аполло совмещал в себе функции разгонного блока и космического корабля, его энергетика рассчитывалась на достижение лунной орбиты с заправленным двухступенчатым лунным кораблём и возвращении после этого на Землю.

    • dydyman
      /#20271642

      Такая схема возможна, так как для полета и посадки на Луну и Марс нужно примерно одинаковое количество характеристической скорости (на Марсе экономия за счет торможения об атмосферу). Возможно, топливо для возврата придется доставлять отдельно.
      Планы использовать Старшип для посадки на Луну, вероятно, тоже есть. Так же NASA изучает возможности использования Старшипа в своих целях, а еще профинансирует изучение возможности доставки лунного лендера на Falcon Heavy.

      • Valerij56
        /#20272030

        Так же NASA изучает возможности использования Старшипа в своих целях
        Пока — нет, пока только «задумывается». Starship пока не выглядит как система, которая будет доступна в ближайшее время. Хотя на диаграмме перспективных планов НАСА Starship уже появился среди других ракет, использование которых планируется.

        а еще профинансирует изучение возможности доставки лунного лендера на Falcon Heavy.
        НАСА заказало SpaceX предварительную разработку их посадочной ступени лендера в рамках программы Артемида. ИМХО, Маск очень неудачно воспользовался возможностями, которые предоставляет участие в этой программе. Однако в рамках этой программы Фалькону Хэви в одноразовой модификации сейчас просто нет конкурентов в доставке модулей Lunar Gateway, посадочных, транспортных и взлётных ступеней лендеров и топлива на окололунную орбиту. Поэтому практически неизбежно его включение в проекты других фирм.

        На месте Маска я бы предложил новую, метановую на малых Рапторах, верхнюю ступень для Фалькона Хэви, с возможностью её заправки на орбите, и, на её базе, транспортную и посадочную, а на базе пилотируемого Дракона с увеличенными баками — взлётную ступени для лунного лендера.

        Однако надо иметь в виду, что лучшим топливом для лунного лендера является жидкий водород с жидким кислородом. Во первых, потому, что возможна добыча воды на полюсах, а во вторых, потому, что кислород можно повсеместно добывать на Луне, и это не сложно при наличии оборотного водорода, а соотношение масс добываемого (кислорода) к доставляемому (водороду) лучшее (наибольшее) у этой топливной пары. А это, увы, не тема SpaceX.

        • Shubinpavel
          /#20272374

          Проблема в том, что модули Гетвея пока планировали доставлять и собирать при помощи Ориона. Как раз схема Аполло. Фалкон Хэви конечно может все вывести к Луне, но как все это будет выходить на орбиту ИСЛ? Нужна или своя ДУ либо разгонно/тормозной блока как у нас. Теоретически его можно попробовать сделать на базе последней ступени Фалкона. Но хотел бы я знать характеристики.

          • Valerij56
            /#20272406

            Нужен разгонный блок, третья ступень на долгохранимых компонентах топлива. Теоретически его можно сделать на СуперДраго и авионике Дракона.

        • dydyman
          /#20272896

          Пока — нет, пока только «задумывается».
          Вот тут НАСА попросили SpaceX проверить возможность запуска телескопа LUVOIR на Старшипе — это не «задумываются», а именно изучение возможностей.
          Однако надо иметь в виду, что лучшим топливом для лунного лендера является жидкий водород с жидким кислородом.
          Пока там нет лунной базы с криогенной инфраструктурой, лучшим будет оставаться старый добрый гидразин. Ну или его менее токсичный и более эффективный аналог, над которым сейчас работает НАСА — нитрат гидроксиламина, или по-другому AF-M315E. Спутник на этом топливе отправится в космос уже в этом месяце на ракете Falcon Heavy.

          • striver
            /#20273192

            Вот тут НАСА попросили SpaceX проверить возможность запуска телескопа LUVOIR на Старшипе — это не «задумываются», а именно изучение возможностей.
            Launch date — 2039 (proposed). А на Луне нужно быть в следующем десятилетии.

          • Valerij56
            /#20273222

            Вот тут НАСА попросили SpaceX проверить возможность запуска телескопа LUVOIR на Старшипе — это не «задумываются», а именно изучение возможностей.
            С этим соглашусь, но надо иметь в виду следующее:
            В случае одобрения проектирования и финансирования, LUVOIR может быть запущен в 2039 году
            Так что да, изучают возможности, но не рассматривают на ближайшее будущее.

            Пока там нет лунной базы с криогенной инфраструктурой, лучшим будет оставаться старый добрый гидразин.
            Повторю — производство жидкого кислорода (при наличии оборотного водорода) легко осуществимо в течении лунного дня на любой точке лунной поверхности, где доступен солнечный свет. И для этого не требуется мощная инфраструктура. Всё необходимое может быть доставлено тем же лендером, что и астронавты.

            • dydyman
              /#20273374

              производство жидкого кислорода (при наличии оборотного водорода) легко осуществимо в течении лунного дня на любой точке лунной поверхности
              Пока подобное не начнут практиковать, заявления о легкости добычи будут выглядеть голословными. У вас хотя бы есть прикидки по массе необходимого минимума оборудования для производства кислорода и для хранения жидкого водорода?

              • Valerij56
                /#20273472

                У меня есть оценки, обоснованные тем, что Локхид, например, предлагает одноступенчатый многоразовый лендер вместо трёхступенчатого, который предлагает НАСА, а ULA прорабатывает одноступенчатый многоразовый аппарат, который должен стартовать с НОО.

                Аппарат для производства и ожижения кислорода может иметь габариты письменного стола.

                Есть проблема в размерах и сборке радиаторов и солнечной фермы, в потребном для этого времени, и в стоимости (в принципе многоразового) оборудования, которое останется на Луне. Поэтому экспедиции посещения всё же проще осуществлять с классическим лендером на высококипящих компонентах топлива.

  3. casperonius
    /#20268760

    При хищениях в 50 лярдов в год, каковы шансы на успех программы? Ведь это большой, дорогой, а главное очень сложный проект… Если упадет при старте, то особо никто не удивится, а деньги успешно распилятся. =(

    • Valerij56
      /#20268858

      Практически никаких, и это не только из-за хищений. Когда в нулевые годы в космонавтику пошли деньги, туда же устремились «нужные люди» и «родственники». Поэтому можно увеличить финансирование в десятки раз и довести хищения до нуля — результата не будет. Анекдот «если бы Маск был у нас, то он бы ещё за ПейПал сидел» пока не теряет своей актуальности. Единственный луч света в тёмном царстве — S7, но, зная историю Даурии, Сканекс, попытки создать производство лазерных гироскопов в России, я настроен пессимистично.

      Проблемы у нас не ограничены какой-либо одной отраслью, скорее проблемы страны отражаются в ситуации с каждой из отраслей нашей экономики.

      • Shubinpavel
        /#20268866

        S7 это луч света? :) У меня даже нет слов, чтобы это комментировать :)

        • Valerij56
          /#20268884

          У них есть хоть какие-то шансы, у остальных нет и этого.

          • Shubinpavel
            /#20268898

            Про шансы странная фраза. С учетом того, что сейчас их планы на «Союз-5» ориентированы. Здесь главное, чтобы они сохранили «Морской старт». Просто отношения у С7 и Роскомоса сейчас весьма напряженные.

          • Shubinpavel
            /#20268920

            Собственно еще лет шесть назад я думал иначе. Но сейчас у Роскосмоса куда больше шансов, чем у частников. Первый сейчас делает куда больше полезного. Насчет финансирования, как раз последние годы идет очень большая чистка. Из-за чего постоянные скандалы.

            • Valerij56
              /#20268962

              Поживём — увидим. Своё мнение я высказал, и постарался его обосновать.

              • Shubinpavel
                /#20268970

                Конечно. Других вариантов у нас и нет :) А до первых пусков «Союза-5» не так и много времени.

              • radonit
                /#20270996

                А что с лазерными гироскопами? Их вообще нет? Вроде ж есть НИИ Полюс, НПК «Электрооптика», ОАО «ТЕМПАВИА», ОАО «Раменский приборостроительный завод» (https://www.hse.ru/data/2015/03/22/1327866584/D%3A%5CСтатьи%20конф%5C50%20years%20LG%5C50%20лет%20ЛГ.pdf)
                www.polyus.info/products-and-services/laser-gyros

                • Valerij56
                  /#20271198 / +1

                  А что с лазерными гироскопами? Их вообще нет?
                  Я не говорил, что их «вообще нет». Но учредитель одного из крупнейших в мире производителей лазерных гироскопов, выходец из России, года четыре назад в эфире Эха Москвы рассказал, как он пытался здесь развернуть их производство, чудом избежал тюрьмы, выехал из России, и сейчас на его гороскопах летают, в частности, ракеты SpaceX.

                  • hippohood
                    /#20271380 / +1

                    сейчас на его гороскопах летают, в частности, ракеты SpaceX.

                    Зря вы так. С гороскопами у нас все хорошо, я не исключаю что и Союзы вот-вот по гороскопам будут летать

                    • Valerij56
                      /#20272038

                      А я разве сказал, что у нас плохо с гироскопами? Я сказал, что один из трёх крупнейших мировых поставщиков лазерных гироскопов мог бы быть российским. Что мы могли таким образом существенно расширить свою нишу на мировом рынке космической индустрии.

                      А вот с рыночной нишей у нас ну очень плохо.

                      • VolCh
                        /#20272434 / +1

                        Вы опечатались в предыдущем комменте: на его гОроскопах

  4. Enmar
    /#20268892

    Иначе говоря, суммарный импульс должен корабля быть где-то 1600 м/с.
    Импульс 1600 м/с

    Скажите пожалуйста, а про какой импульс идет речь?
    Имульс вроде как масса на скорость, кг*м/с
    Импульс силы i=F*?t

    • Shubinpavel
      /#20268904

      В данном случае это аналог ХС. Можно считать сленг. Вроде того, что удельный импульс (но это другой термин) считают в секундах, хотя ко времени эти цифры имеют очень далекое отношение.

    • Valerij56
      /#20268936

      Здесь неправильно названа величина. Должно было быть написано примерно так: «Запас топлива должен быть достаточен для того, чтобы орбитальный корабль с пристыкованным заправленным лендером мог обеспечить характеристическую скорость где-то 1600 м/с». Ниже по тексту статьи эта величина везде названа правильно — характеристическая скорость.

      И, да, на профессиональном сленге иногда изменение скорости (в том числе и ХС) называют «импульсом» или «импульсом скорости». Например: «При этом маневре разгонный блок даёт импульс 600 м/с»…

      • Shubinpavel
        /#20268958

        В этом смысле этот термин используется, хоть и редко. Например, быстро нашел такой пример в книжке Сыромятникова

        «При создании КК «Восток» была разработана и применена схема начала спуска, названного сходом с орбиты. В результате сравнительно небольшого тормозного импульса, сообщенного тормозной двигательной установкой и уменьшавшего скорость КК всего на 150 – 200 м/с»

      • Zenitchik
        /#20269106 / +1

        «Запас топлива должен быть достаточен для того, чтобы орбитальный корабль с пристыкованным заправленным лендером мог обеспечить характеристическую скорость где-то 1600 м/с»

        Эта величина называется «идеальная скорость» или «запас характеристической скорости».

  5. andy_p
    /#20269220 / -1

    > «У нас в ЦНИИмаш был большой НТС, мы совещались больше 8 часов с представителями 13 организаций на тему, куда нам лететь — на Луну или на Марс. В итоге коллегиально приняли решение остановиться на лунном направлении».

    Вспомнился анекдот советских времён:

    Собрание колхоза. Встает председатель:
    Товарищи, в повестке дня 2 вопроса:
    1.Ремонт сарая
    2.Построение коммунизма.
    Поскольку досок нет — переходим сразу ко второму вопросу.

  6. jrthwk
    /#20269302

    >Текущий проект предусматривает сборку комплекса на орбите Земли при помощи стыковки. Благо, за последние 50 лет она у нас хорошо отработана.

    Казалось бы идея «соберем за несколько пусков станцию на земной орбите, запустим экономичной скоростью к цели на автомате, а быстро и за один пуск будем только людей возить» — она очевидна и на поверхности…

  7. SomaTayron
    /#20269384

    Вторая часть будет про двойной парный пуск? Просто кажется схема 1,5/2 вроде как все еще не подлежит огласке )))

    • Shubinpavel
      /#20269670

      Нет, про СТК и как к нему пришли. Сборка в четыре пуска сейчас отброшена так как упорно не влазила в Ангару.

      • SomaTayron
        /#20269948

        А, это тема хорошая, хотя Зак скорее всего будет оппонировать, и логика его возражений в общем понятная. До открытия всех деталей (как схемы, так и конструктивно-идеологических) поле для дискуссий будет весьма широким

        • Shubinpavel
          /#20270000

          Так проблема в том, что все ключевые элементы нашей схемы либо опубликованы, либо легко получаются анализом данных. А с чем Зак будет спорить? Он же тоже сейчас модели СТК рисует в своем блоге?

          • SomaTayron
            /#20270122

            рисует конечно, но критикует ))) Основная претензия по сути там одна, объем целевых пусков очень мал, универсальности не хватает. Если не будет хотя бы по 3-4 пуска в год на ней, то ее ждет судьбы Энергии.
            Хотя как раз элементы универсальности там частично заложены, тут она выгодно отличается от «предшественницы». Другое дело, будут ли в статье разбираться эти отличия, чтоб они потом все не пошли исключительно в комментариях

  8. Komanch
    /#20269996

    Не могли бы вы рассказать для людей, далёких от космонавтики, возможную практическую пользу от подобных полётов и вообще освоения Луны? Добыча пресловутого гелия-3?

    • Shubinpavel
      /#20270004

      Надо будет. Но для этого отдельная статья нужна…

    • legolegs
      /#20270142 / +1

      Гелий-3 где-то в конце списка полезности, забудьте о нём. Термояда в экономике планеты пока нет вообще, стало быть нет и спроса на топливо для него.

      Вкратце польза от освоения Луны:

      1. Чисто научные знания, о Земле, о солнечной системе
      2. Побочные продукты НИОКР, типа изобретения WD-40
      3. Добыча рабочего тела для дозаправки кораблей
      4. Строительство очень больших телескопов на невидимой стороне Луны, где нет шума от Земли
      5. (совсем уж отдалённо) Производство деталей космических аппаратов (не всех, но тех, что потяжелее)

    • Zelenyikot
      /#20270288

      Единственный реальный мотив для выделения бюджета на Луну, на ближайший десяток лет тот же, что и полвека назад — миссия престижа. Нет никаких других задач для человека на Луне, кроме демонстрации своей крутости. И своего государства, конечно же. Наука будет по остаточному принципу. Правда у России возникает свой мотив, кроме политического — загрузка работой своей космической промышленности. Хотя, отчасти, это и для США актуально, но во вторую очередь.

      • killik
        /#20271100

        Чего это? Вода, кремний, алюминий с титаном на Луне есть, катапульта там выглядит реалистичней космического лифта здесь. Снабжать земную НОО топливом для дозаправки должно получиться дешевле с Луны.

        • Valerij56
          /#20271238

          Что, кроме водорода из воды на полюсах Луны, вы собираетесь использовать в качестве горючего? С другой стороны в водород-кислородной топливной паре масса горючего (водорода) примерно в шесть-восемь раз меньше, чем окислителя (кислорода), а получать кислород, при наличии оборотного водорода днём на Луне можно в любой точке поверхности.

          В общем, не скажу, как обоими компонентами топлива, но кислородом можно снабжать Луну и окололунное пространство с Луны. На сколько далеко очень зависит от стоимости доставки ПН на НОО.

          • vanxant
            /#20271480

            Внезапно, метан. Его там есть, в тех же полярных льдах, что-то порядка 10%.

            • Valerij56
              /#20272048

              10% от массы грунта на лунных полюсах? Никогда не слышал.

              • vanxant
                /#20272328

                От массы льда, разумеется.

                • Valerij56
                  /#20272368

                  В таком случае, ИМХО, содержащийся в метане углерод ценен сам по себе, как сырьё для химического и сельскохозяйственного (через СО2) производства. Водяной лёд интересен как топливо, а метан как источник углерода. Правда, пока не было возможности контактного исследования образцов грунта с полюсов…

                  Ивсё же, можно ссылку на большое содержание метана в полярном лунном грунте?

                  • vanxant
                    /#20273136

                    Ну если у вас есть доступ за пейвол, смотрите результаты миссий LCROSS и Чандраян-1. Если нет, то вот мета-обзор, см. стр. 27.
                    Если кратко, то там нашли примерно 5.7% CO, а также примерно по 3% углекислоты, метана, этана и метанола, но это уже на грани чувствительности. Так что углерода на Луне много.
                    (Замечу, что уже после обзора по ссылке результаты LCROSS пересматривались, они там что-то накосячили в канале лайман-альфа. Некоторые говорят, ошибки могут достигать 5 раз).

      • BurLik
        /#20271974

        Но может, кроме «демонстрации крутости» еще и немного бюджета перепадет технологиям. Это же не в соседний дом сходить, придется создавать команды, решать научные задачи, а это все задел и опыт. Идея и воплощение — будут создавать новые кадры, новые возможности. Ну, как бы, мне так видится.

      • VolCh
        /#20272442

        А отработка элементов миссии на Марс? На мой дилктантский взгляд довольно много общего.

        • Shubinpavel
          /#20272458

          Общие элементы конечно есть. Ту же «Федерацию»/«Орион» можно использовать в составе перелетного модуля, для возвращения на Землю. Но сейчас у Российской Федерации нет каких либо планов/проектов связанных с пилотируемым полетом на Марс. Деньги уходят на Лунный проект.

          Ну и если нет смысла в Луне, то какой смысл в Марсе? :)

    • GingerAle
      /#20273150 / +1

      Если мы хотим двигаться в дальний космос, то лучше бы нам отработать на Луне огромную кучу технологий. На ум сразу приходят следующие вещи:
      — Посадка и взлёт с поверхности больших объёмов (модулей/аппаратов).
      — Нужно научиться добывать и перерабатывать грунт в полезные материалы (топливо/стройматериалы).
      — Нужно научиться строить/печатать/разворачивать жилые/рабочие/научные модули.
      — Нужно отработать производство энергии/СЖО.
      — Изучить влияние длительного пребывания экипажа на поверхности других тел.
      — Создание орбитальных станций, как обитаемых так и автономных.
      Всё это нужно сделать на Луне, и там это сделать намного проще чем где-либо то ни было.
      А всё это делать придётся в любом случае.

    • vassabi
      /#20276174

      практическая польза еще будет от постройки замкнутых (или хотя бы очень долгострочных) экосистем, пригодных для людей.

  9. JabbaTheHutt
    /#20270106

    Мне кажется, что сразу планировать пилотируемый полет к Луне в стране, которая не летала дальше геостационарной орбиты — несколько преждевременно. Бежать впереди паровоза чревато катастрофой. Нужно поумерить аппетит, отойти на несколько шагов назад и посмотреть на опыт СССР, с чего они начинали? С пролетных миссий автоматических станций. Вот и России надо с этого начинать. Сначала пролетная миссия. Потом выход на орбиту Луны. Потом посадка зонда на поверхность. Забор и возврат грунта. Луноходы. И только после отработки этих новых для России технологий следует планировать пилотируемые экспедиции. Сначала несколько раз с манекенами для отработки системы жизнеобеспечения. Старт. Выход на траекторию к Луне. Орбита Луны. Посадка. Взлет. Потом так же отрабатываем с живыми людьми. И только после 3-4 успешных экспедиций можно начать мечтать о сборке постоянной орбитальной станции над Луной или посещаемой на поверхности Луны.

    • SomaTayron
      /#20270150

      В каком это смысле не летали дальше ГСО, а ЭкзоМарс?
      Протон-М в 2016 доставил TGO на орбиту Марса. Европейцы конечно в итоге разбили о поверхность Скиапарелли, но мы на орбиту Марса долетели без замечаний, TGO прекрасно работает на НОО
      Хотя конечно то, что сначала надо пустить автомат — тут на 100% согласен. Впрочем, вроде так и планируется

      • Zelenyikot
        /#20270244

        TGO европейский аппарат, российский вклад в доставку ограничился запуском на орбиту перелета к Марсу. Дальше российские приборы летят попутчиками.

        • SomaTayron
          /#20270600

          Строго говоря, TGO это совместный аппарат, хотя я его условно принял европейским. Половина научной начинки там создано ИКИ РАН (FREND и ACS).
          Так что тут надо все же подходить объективно — если вы весь аппарат считаете европейским, то всю доставку по логике должны считать российской. Ну, или (так все же точнее) Протон-М доставил на орбиту перелета не европейский, а совместный российско-европейский аппарат, в программе 4 равноправных участника — ESA, Роскосмос, НПОЛ, ИКИ РАН.

          Ну, а насчет европейских двигателей… (это не совсем к вам, но все же близко к теме), их действительно планировали для ориентации и коррекции — только коррекции не понадобилось. 21 марта был замер и выяснили, что коррекция не нужна. А само торможение было все же аэробрейкингом. S400-15 это 424 Н тяги в маршевом режиме и 20х10 Н движков для ориентации.
          Так что выведение было столь точным, что что называть его запуском на орбиту перелета не совсем корректно, вернее говорить, что европейская маршевая установка оказалась хоть и полезным как резерв, но все же попутчиком до самой встречи с Марсом. Как был попутчиком и разбитый в итоге Скиапарелли.

          Как обычно и бывает, используя детали конечный результат можно отображать диаметрально противоположно ))) Я же просто упростил до обеспечения перелета на Марс

          • Lexxnech
            /#20270686 / +1

            Ну, а насчет европейских двигателей… (это не совсем к вам, но все же близко к теме), их действительно планировали для ориентации и коррекции — только коррекции не понадобилось. 21 марта был замер и выяснили, что коррекция не нужна.

            То есть здесь здесь написано вранье? Пишут, что двигатель 52 минуты работал, а Вы утверждаете, что было не нужно. И это еще не orbit insertion, до него еще больше 2-ух месяцев.
            А само торможение было все же аэробрейкингом.

            А ESA и не в курсе, пишут что двигатель больше двух часов работал, изменив скорость более чем на 1.5км/c. И только потом TGO тормозил аэробрейкингом, с орбиты 98000?200 до 400x400, причем тормозил почти год.

            • SomaTayron
              /#20275798

              Не совсем понял ваше возмущение.
              Перечитайте внимательнее вашу цитату — 52 минуты он работал только 19 октября (потом еще было включение на 2+ часа). Так же перечитайте свой же источник — 18 июля они проводили тестовый прожиг, по результатам которого «The performance that day was not as expected because of a misconfiguration». И именно этот тест исказил траекторию, так что тут не стоит вешать это на Прогресс. Хотя, если бы неверная конфигурация была бы выявлена позже, то возможно бы TGO был потерян.

              далее еще одна цитата из вашего же источника:
              In addition to the firing slots available in September and October, which will provide final fine adjustments to the trajectory before the separation of Schiaparelli on 16 October, ExoMars must also raise its orbit on 17 October and manoeuvre into Mars orbit on 19 October.
              Эти 52 минуты — это «manoeuvre into Mars orbit on 19 October», то есть маневрирование НА орбите Марса.

              Во втором вашем источнике есть еще одна незамеченная вами тонкость, которую вы интерпретировали, а не прочитали дословно:
              reducing the spacecraft’s speed and direction by more than 1.5 km/s.
              снижение «скорости И НАПРАВЛЕНИЯ» это вообще то не гашение скорости в прямом смысле, а снижение проекции на новое направление — то есть вектор наклонили, что привело к уменьшению его проекции на старое направление.

              Кстати, в вашей же новости от 19 октября указано, что «The TGO is now on its planned orbit around Mars», как и указано, что через 107 минут после начала маневра началось вхождение в атмосферу Марса.

              Внимательнее читайте свой же источник, в нем все верно указано, просто читайте его дословно

              • Lexxnech
                /#20276280

                Перечитайте внимательнее вашу цитату — 52 минуты он работал только 19 октября

                Нет. Не 19 октября. Новость опубликована 28 июля.
                28 July 2016 Following a lengthy firing of its powerful engine this morning, ESA’s ExoMars Trace Gas Orbiter is on track to arrive at the Red Planet in October.
                ExoMars made its first critical manoeuvre since its 14 March launch this morning, firing its engine for 52 minutes

                Если не верите тексту, то вот она же в архиве от 29 июля 2016:
                http://web.archive.org/web/20160729140828/https://www.esa.int/Our_Activities/Operations/Engine_burn_gives_Mars_mission_a_kick
                А по второй новости
                The Trace Gas Orbiter (TGO) of ESA’s ExoMars 2016 has successfully performed the long 139-minute burn required to be captured by Mars and entered an elliptical orbit around the Red Planet,

                TGO’s Mars orbit insertion burn lasted from 13:05 to 15:24 GMT on 19 October, reducing the spacecraft’s speed and direction by more than 1.5 km/s.

                Кстати, в вашей же новости от 19 октября указано, что «The TGO is now on its planned orbit around Mars», как и указано, что через 107 минут после начала маневра началось вхождение в атмосферу Марса.

                Через 107 минут в атмосферу вошел Скипарелли. А TGO тормозил с марта 2017 по февраль 2018
                http://exploration.esa.int/mars/59991-aerobraking-progress/
                the ExoMars Trace Gas Orbiter as it used aerobraking to lower its orbit between March 2017 and February 2018, during the year-long aerobraking campaign at Mars.

                The aerobraking concluded on 20 February, when the spacecraft fired its thrusters to raise the pericentre altitude to about 200 km, well out of the atmosphere, leaving the Trace gas Orbiter in an orbit of 1050 ? 200 km.

                • SomaTayron
                  /#20276536

                  Если вы говорите про маневр 28 июля, по там вообще то указана причина этого маневра — не штатная, а для устранение ошибок тестового прожига и второго прожига, уже после устранения ошибок (внутренних установки, а не ошибок траектории). Первый тест 18 июля дал нерасчетную тягу, поэтому 21 июля тыл повторный тест. В следствии этих незапланированных маневров пришлось вносить поправки, произведенные 28 июля.
                  Там же конкретно указано: «In addition to the firing slots available in September and October, which will provide final fine adjustments to the trajectory before the separation of Schiaparelli on 16 October, ExoMars must also raise its orbit on 17 October and manoeuvre into Mars orbit on 19 October.» — штатно маневры коррекции были на сентябрь и октябрь.
                  В вашем источнике все достаточно точно указано, вы просто невнимательно его читаете — предпоследний абзац.

                  PS То, что они устранили последствие собственной ошибки — это хорошо, но ставить в заслугу то, чего и не должно было быть, несколько странно. Мартовская коррекция отменилась, так как выведение было намного точнее прогнозируемого, следующая коррекция планировалась осенью. Ошибка настройки движка (который тестили конечно заранее) внесла потребность дополнительной коррекции.

                  • Lexxnech
                    /#20276976

                    Если вы говорите про маневр 28 июля, по там вообще то указана причина этого маневра — не штатная, а для устранение ошибок тестового прожига

                    http://web.archive.org/web/20160331135112/http://exploration.esa.int/mars/57607-timeline/
                    Вот таймлайн миссии на 14 марта 2016 (заархивирован 31 марта). Как видим, Largest engine burn был запланирован на 28 июля уже тогда.
                    И второе, я тут упоминал, что маневр изменил скорость более чем на 300 м/c, я правильно понимаю, что Вы считаете реальной возможность сбоя при:
                    A brief burn was made on 18 July to test the engine for the first time. The performance that day was not as expected because of a misconfiguration, so a repeat test was done on 21 July, which ran perfectly.

                    Возможно нерасчетное изменение скорости на 300 м/c?
                    PS То, что они устранили последствие собственной ошибки — это хорошо, но ставить в заслугу то, чего и не должно было быть, несколько странно.

                    Я привел ссылку, что этот маневр должен был быть.
                    Хотелось бы увидеть цитату, что причиной маневра было исправление ошибки. Просто упоминание, что была ошибка при коротком тестовом прожиге недостаточно, что бы объявить почти часовой маневр исправлением этой ошибки.

                    • SomaTayron
                      /#20278406

                      Вы верно указали, что был запланирован тест, причем кратковременный. Так же вы верно указали, что пришлось проводить второй тест. Что не совсем верно, так это использование для оценки движения такого абстрактного параметра как «ХС». Что именно под этим вы подразумевали — модуль скорости? Энергетические затраты, которые вели к изменению скорости, приведенную к точке апогея? Или проекцию скорости на касательную к орбите (в точке ошибки или точке коррекции?).
                      Поэтому и не люблю эти систему параметров, она слишком не информативна. Если бы дали параметры измененной орбиты, плюс изменение вектора Лапласа за маневры, то было бы хоть что то понятно. Ведь в ходе маневров то менялась масса, так что можно было бы судить и о том, сколько ушло не на тест маршевого, а на тесты ориентации (они ведь его вращали очень много, пока проводили изменение конфигурации, и при каждой фиксированной ориентации пробовали тягу маршевого) — в итоге топливо потрачено, но сколько его интегрально ушло на динамику, а сколько в «качание» не совсем ясно, как и не ясно, на каждом ли элементе теста они гасили паразитные искажения орбиты (ту же ист.аномалию или прецессию). Но там упрощенный движок с фиксированной осью тяги. Известно только сколько было потеряно топлива применительно к идеальной ХС, а это мало что дает. Разве что это могло явиться (из-за снижения массы) причиной неточного вхождения в атмосферу, из-за чего и была аварийная трасса для Скиапарелли.

                      PS указанная вами циклограмма вообще то несколько урезана. В 21:28:26 уже начался тест передатчика (ловили на станцию Малинди, Кения), а перед этим был первый запуск двигателей ориентации. Далее шли на гироскопах. 21 марта должна была быть первая коррекция, но она оказалось не нужной. Это весьма детально описывал Д. Бецис

                      Кстати, на самом деле есть причина, посему полет пошел туго. На TGO были выявлены дефектные датчики давления, и из-за их замены запуск сдвинули на март. Теоретически, это утяжеляло работу Бризу — вместо 9 часов работал 11 — первое включение в 12:45, потом 14:10, 16:25 (это уже на переходную) и четвертое на отлетную уже в 22:50, отделение в 23,15, в 00,29 первый прием в Кении, в 01.01 первая обратная команда. Но как раз Бриз отработал на пятерочку, а вот в TGO после смены датчиков полную проверку так и не провели.

                      В итоге вместо короткого теста добавилась еще серия маневров (ориентацию+прожиг), которые суммарно и набрали 52 минуты.
                      Кстати, из интереса — при тяге 424 Н и стартовой массе 4322 мы имеем ускорение 98,1 мм/с. За 52 минуты (3120 сек) получим как раз эти самые 300 м/с… только если будем поддерживать ориентацию постоянно по касательной к орбите. Вот отсюда и взято это число. Это не изменение скорости, это эквивалент изменения скорости при прямолинейном движении (например, если ты двигатель как на условном Союзе имел свободный угол по осям Y и Z)

                      • Lexxnech
                        /#20278932

                        Что не совсем верно, так это использование для оценки движения такого абстрактного параметра как «ХС». Что именно под этим вы подразумевали — модуль скорости?

                        Суммарное изменение скорости. Ваши рассуждения о непонятности абсолютно нерелевантны, поскольку вы изначально писали, что коррекции были вообще не нужны. Потом писали что это был маневр при подлете к Марсу. Потом писали, что этим маневром исправляли ошибку, которую сами же вызвали сбоем двигателя при тестовом прожиге. Теперь, похоже, Вы клоните, что такой огромный запас топлива (достаточный, что бы изменить скорость на 326,5 м/c суммарно) сожгли в разные стороны просто от неумения управлять аппаратом.
                        Известно только сколько было потеряно топлива применительно к идеальной ХС, а это мало что дает. Разве что это могло явиться (из-за снижения массы) причиной неточного вхождения в атмосферу, из-за чего и была аварийная трасса для Скиапарелли.

                        Нет, известно, насколько суммарно изменилась скорость аппарата. Маневр контролировался аксеолерометрами, а на случай отклонений (которые почти наверняка были, и измерялись бы уже по отклонению траектории аппарата) было запланировано еще две коррекции (тоже заранее, если что).
                        PS указанная вами циклограмма вообще то несколько урезана.

                        Это не циклограмма, а
                        This timeline outlines some of the main events for the ExoMars 2016 mission.

                        Там не разобраны в подробностях все операции. Но того, что там указано более чем достаточно, чтобы опровергнуть ваше утверждение, что коррекции были вызваны исправлением собственных ошибок, поскольку объявлены они были заранее, за ~4 месяца до проведения самого маневра.
                        В итоге вместо короткого теста добавилась еще серия маневров (ориентацию+прожиг), которые суммарно и набрали 52 минуты.

                        http://blogs.esa.int/rocketscience/2016/07/27/the-big-burn/, опубликовано за день до маневра, если что. Никаких тестов и пустого верчения аппарата, никакой серии маневров. Жгли пока акселерометры не сказали, что цель маневра достигнута.
                        Tomorrow, 28 July, ExoMars/TGO will conduct one of the most critical activities during the voyage to Mars: a very large engine burn in deep space (DSM-1) that starts at 09:30 UTC (11:30 CEST), runs for about 50 mins and that is planned to change the craft’s direction and speed (‘delta-v’) by 326.497 m/second.

                        The amount of delta-v is programmed; the length of the burn will be automatically controlled by on-board software, which will shut off the engine once the target delta-v is achieved, as sensed by accelerometers – this should be about 50 mins.

                        This burn will provide about 95% of the delta-v needed to line up TGO to intercept Mars on 19 October. A second deep space manoeuvre (DSA-2) is set for 11 August and a set of small ‘trim’ manoeuvres are set for 19 September and 14 October.

                        • SomaTayron
                          /#20280860

                          Я не говорил, что коррекция вообще не была нужна, я как раз указывал, что первоначально первая коррекция была запланирована, но по результатам измерений выяснилось 21 марта, что эта эта коррекция будет не нужна, так как выведение оказалось точнее планируемого.
                          Следующая коррекция планировалась уже на подлете к орбите Марса. Но из-за ошибки при создании аппарата (что привело к накоплению ошибок при неверном прожиге, а потом и при запусках движка для перенастройки) пришлось менять траекторные расчеты. Поэтому планируемая изначально незначительная июльская коррекция оказалась намного больше планируемой при запуске. Кстати, в том числе и по причине переноса старта.
                          Это называется меневр DSM, и базово его длительность была 14 суток, периодическими включениями. В реальности там речь не о торможении или разгоне, а о небольшом довороте и растяжении орбиты. Поэтому изменение ХС тут создает ложное представление о сути маневра (словно был разгон вдоль касательной к орбите), оно удобно только для оценки состояния корабля (из-за расхода топлива масса падает, ц.м., моменты инерции по осям надо пересчитывать).
                          Кстати, сходная ситуация была и у поверхности Марса. Там не было торможения движками, а был как раз «разгон» в перицентре, чтобы не упасть как Скиапарелли. А основные траты топлива были на маневрах 19, 23 и 27 января — но там не «тормозили», а меняли наклонение — с 7 аж до 74 градусов. Вот на это и ушло почти все топливо, а торможение было именно аэробрейкингом, как я в начале и писал.

                          Впрочем, как то незаметно разговор ушел в другую тему ))) суть моих слов была в том, что если считать аппарат европейским, то и перелет надо «округлить» до российского, или же называть и то и то совместным. В обоих случаях российская часть отработала безупречно, претензии как раз к европейцам. Возможно поэтому в новой миссии Экзомарс-2020 десантный модуль тоже будет нашим. И как по мне, так это хорошо, лишняя тренировка перед работой с Луной и особенно по Венере-Д

                          • Lexxnech
                            /#20281222

                            Во первых

                            Я не говорил, что коррекция вообще не была нужна, я как раз указывал, что первоначально первая коррекция была запланирована

                            Вы, вообще то, писали, что
                            Протон-М в 2016 доставил TGO на орбиту Марса.

                            а насчет европейских двигателей… (это не совсем к вам, но все же близко к теме), их действительно планировали для ориентации и коррекции — только коррекции не понадобилось.

                            То есть TGO вышел на орбиту вообще без коррекций.
                            Так что не надо уточнять про одну конкретную коррекцию 21 марта, вы писали что не понадобились коррекции а не коррекция.

                            Во вторых, я уже в недоумении. Я привел ссылки на публикации ESA, о том, что маневры были запланированы, были проведены как и запланировано, и были именно маневрами.
                            Вы же опровергаете (вернее отмахиваетесь) просто голословными фантазиями. Потому что только голословными фантазиями можно превратить текст
                            The Trace Gas Orbiter (TGO) of ESA's ExoMars 2016 has successfully performed the long 139-minute burn required to be captured by Mars and entered an elliptical orbit around the Red Planet, while contact has not yet been confirmed with the mission's test lander from the surface.
                            TGO's Mars orbit Insertion burn lasted from 13:05 to 15:24 UTC on 19 October, reducing the spacecraft's speed and direction by more than 1.5 km/s. The TGO is now on its planned orbit around Mars

                            В
                            А основные траты топлива были на маневрах 19, 23 и 27 января — но там не «тормозили», а меняли наклонение — с 7 аж до 74 градусов. Вот на это и ушло почти все топливо, а торможение было именно аэробрейкингом, как я в начале и писал.

                            Еще раз, ESA прямым текстом пишут — 139 минут тормозили и сбросили скорость на 1,5 км/c для перехода на орбиту. 139 минут работы двигателя это не аэробрейкинг, 19 октября это не январь а orbit Insertion burn это не изменение наклонения. А что касается аеробрейкинга, то им не выходили на орбиту, а переводили высокоэллиптическую орбиту 98000x200 км, с использованием корректирующих маневров, в круговую 400x400 км. И проводили это торможение не однократно при прилете, а в течение 11 месяцев подряд.
                            Или вот, эту фразу
                            a very large engine burn in deep space (DSM-1) that starts at 09:30 UTC (11:30 CEST), runs for about 50 mins and that is planned to change the craft’s direction and speed (‘delta-v’) by 326.497 m/second.
                            The amount of delta-v is programmed; the length of the burn will be automatically controlled by on-board software, which will shut off the engine once the target delta-v is achieved, as sensed by accelerometers – this should be about 50 mins.

                            Не превратить в это
                            Это называется меневр DSM, и базово его длительность была 14 суток, периодическими включениями. В реальности там речь не о торможении или разгоне, а о небольшом довороте и растяжении орбиты.

                            И сразу еще добавлю, вот, что бы Вы не могли утверждать, что изначально планировали пачку маневров в течение 14 дней, а потом поменяли из-за сбоев: http://web.archive.org/web/20160316235853/http://blogs.esa.int/rocketscience/2016/03/09/the-big-blog-post-how-exomarstgo-schiaparelli-get-to-where-theyre-going/
                            Это опубликовано еще до запуска, 9 марта 2016.
                            28 July – TGO carries out one of the most critical activities during the voyage to Mars: a very large engine burn in deep space that changes its direction and velocity by some 326 m/second. This mid-course trajectory correction manoeuvre will line the spacecraft up to intersect the Red Planet on 19 October.

                            И маневр выхода на орбиту тоже указан.
                            it will conduct a critical engine burn, using its 424-N main engine to conduct the Mars Orbit Insertion (MOI) manoeuvre. This manoeuvre will slow TGO by 1550 m/sec, sufficient to be captured into an initial Mars orbit (a double what was needed for Mars Express capture in 2003), and will last about 134 minutes, beginning at 13:09 UTC on 19 October.

                            То есть эти маневры еще до запуска были запланированы, и проведены они именно в те дни что и запланировано, и именно так, как запланировано.
                            И повторюсь, вы сейчас не меня опровергаете, а материалы ESA, поэтому если это не Ваши пустые фантазии, то предоставьте пожалуйста ссылки, а то мне надоедает объяснять, что когда ESA пишут что «мы провели запланированную коррекцию» это значит что они провели запланированную коррекцию а не «они сделали что-угодно кроме коррекции».

                            • SomaTayron
                              /#20281840

                              Ну, если вы настаиваете и все же хотите обсудить, что я писал и кто неправильно использует формулировки, давайте обсудим )))

                              1. До пояснения я писал ПОЛНОСТЬЮ корректно — «Протон-М в 2016 доставил TGO на орбиту Марса». Я не писал НОО Марса, я писал про орбиту Марса, а она вообще то гелеоцентрична. Таким образом, на орбиту Марса доставлял именно Протон. Коррекция движения связки требовалась не для доставки на орбиту Марса, я для подхода к ней в нужный момент, чтоб обеспечить переход в точке пересечения с орбиты перелета на марсоцентричную орбиту.
                              Так что вы или невнимательно читали мой текст или не совсем понимаете терминологию, но почему то придираетесь к моей полностью корректной формулировке.

                              2. Потом привел пояснение этой фразы, предполагая, что меня не совсем поняли:
                              «Так что тут надо все же подходить объективно — если вы весь аппарат считаете европейским, то всю доставку по логике должны считать российской. Ну, или (так все же точнее) Протон-М доставил на орбиту перелета не европейский, а совместный российско-европейский аппарат»

                              Так что давайте определимся — вы хотите говорить у упрощенных формулировках, или точных?
                              Если упрощенных — я дал наиболее простое пояснение по маневрам. Если в точных, то не нужно давать свои трактовки сообщениям ЕКА. Вас совсем не смутило «reducing the spacecraft's speed and direction by more than 1.5 km/s.»? Вы упорно трактуете это как торможение. Тогда расскажите, как вы трактуете «снижение направления»?

                              Кстати, для оценки энергетических трат приведу небольшие пояснения по скоростям. Вход Скиапарелли в атмосферу (это была «скользящая схема») проходил на скорости 21 тыс км/ч, суть более 5,8 км/с на высоте около 112,5 км от поверхности.
                              Вторая космическая на этой высоте 4.946 км/с.
                              Если бы TGO погасил бы 1,5 км/с, он бы вообще не удержался бы даже на этой НОО в 112,5 км. Можно даже прикинуть, где бы он остался — с учетом того, что часть гашения перешло бы в снижение потенциальной энергии.
                              Кстати, наши источники тоже грешили описанием, упростив до уровня «через 12 часов после разделения TGO дал импульс на ускорения 10 м/с для перехода в пролетную гиперболическую, а в последствии после получения тормозного импульса в 1550 м/с перешел на близкую к полярной высокоэллиптическую». Как видите, наши тоже мягко говоря наклонение орбиты записали в потери на торможение, а само наклонение решили считать «бесплатным». Хотя, потом все же отдельно добавили пояснение по маневру.

                              Кстати, если уж совсем детализировать, то кроме маневра 28 июля планировался еще один, 11 августа (совмещение номиналки+коррекция). Величина импульса 1,7 м/с. Им устранили перекомпенсацию от 28 июля

                              Более детально можете это у Эйсмонта глянуть, пусть немного рвано дается, но все же объем данных достаточный для описания перелета
                              epizodyspace.ru/bibl/n_i_j/2017/4/4-16.pdf

                              • Lexxnech
                                /#20282422

                                До пояснения я писал ПОЛНОСТЬЮ корректно — «Протон-М в 2016 доставил TGO на орбиту Марса». Я не писал НОО Марса, я писал про орбиту Марса, а она вообще то гелеоцентрична. Таким образом, на орбиту Марса доставлял именно Протон. Коррекция движения связки требовалась не для доставки на орбиту Марса, я для подхода к ней в нужный момент, чтоб обеспечить переход в точке пересечения с орбиты перелета на марсоцентричную орбиту.

                                Вообще то нет, вы писали не то, что коррекции понадобились для пересечения марсианской орбиты в нужный момент. Вы писали, что коррекции вообще не понадобились, что встреча с Марсом (не пересечение его орбиты) обеспечилось точностью выведения, а торможение для перехода на Марсианскую орбиту было проведено аэробрейком, и двигатель вплоть до подлета к Марсу был «резервом» и «попутчиком».
                                Ну, а насчет европейских двигателей… (это не совсем к вам, но все же близко к теме), их действительно планировали для ориентации и коррекции — только коррекции не понадобилось. 21 марта был замер и выяснили, что коррекция не нужна. А само торможение было все же аэробрейкингом. S400-15 это 424 Н тяги в маршевом режиме и 20х10 Н движков для ориентации.
                                Так что выведение было столь точным, что что называть его запуском на орбиту перелета не совсем корректно, вернее говорить, что европейская маршевая установка оказалась хоть и полезным как резерв, но все же попутчиком до самой встречи с Марсом.

                                Так что давайте определимся — вы хотите говорить у упрощенных формулировках, или точных?
                                Если упрощенных — я дал наиболее простое пояснение по маневрам.

                                Ну вот по июльскому маневру Вы дали аж несколько взаимоисключающих версий. Сначала Вы объявили 52-минутный маневр октябрьским маневром при подлете к Марсу. Потом объявили его исправлением ошибок, допущенных 18 и 21 июля (хотя дата и длительность маневра была опубликована еще до старта TGO). Потом Вы назвали его серией маневров, которая была сделана вместо короткого теста, а потом еще и уточнили, что эта серия была запланирована на 14 суток (при том, что в реальности он длился 52 минуты без перерыва, и с самого начала был запланирован как одно длительное включение двигателя).
                                Причем Вы писали, что общее изменение скорости было получено суммированием вынужденных действий и маневров ориентации постфактум, хотя величина маневра была известна еще до старта аппарата.
                                Вход Скиапарелли в атмосферу (это была «скользящая схема») проходил на скорости 21 тыс км/ч, суть более 5,8 км/с на высоте около 112,5 км от поверхности.
                                Вторая космическая на этой высоте 4.946 км/с.
                                Если бы TGO погасил бы 1,5 км/с, он бы вообще не удержался бы даже на этой НОО в 112,5 км.

                                Вы сейчас сами внимательно перечитаете свой текст и признаете свою ошибку, или мне придется Вам объяснять, в чем разница между первой и второй космической скоростью, и что значит фраза «аппарат двигался со скоростью 5,8 км/c при второй космической меньше 5» в контексте необходимости торможения? Первая космическая для Марса на этой высоте примерно 3,5 км/c если что.
                                Более детально можете это у Эйсмонта глянуть, пусть немного рвано дается, но все же объем данных достаточный для описания перелета

                                Рвано не рвано, но почему то все упомянутые мной коррекции тоже упомянуты, причем в то же время и с тем же изменением скорости, и, что удивительно, ни слова о том, что маневр вызвали упомянутые Вами сбои. И тормозной импульс назван тормозным импульсом, а не «изменением направления». И про аэроторможение написано именно то, что писал я — торможение использовалось не для захвата, а для изменения орбиты с высокоэллиптической на круговую, и длилось около года.
                                Правда кое-что пропущено, например снижение перицентра в начале аэробрейка.
                                И с вот этим
                                а в последствии после получения тормозного импульса в 1550 м/с перешел на близкую к полярной высокоэллиптическую

                                явно ошибка или скорее отсутствие подробностей, которые были даны ниже, а именно:
                                Манёвры, которые двигатели аппарата TGO выполнили 19, 23 и 27 января 2017 года, изменили наклонение орбиты аппарата с 7 до 74 градусов. В результате плоскость орбиты, изначально почти совпадавшая с экваториальной, наклонилась таким образом, чтобы аппарат проходил над полярными областями. Именно такое наклонение будет у финальной рабочей орбиты с высотой около 400 км над поверхностью.

                                Ну или на esa.int
                                http://exploration.esa.int/mars/58782-angling-up-for-mars-science/
                                The three firings shifted its angle of travel with respect to the equator to almost 74° from the 7° of its October arrival. This essentially raised the orbit from equatorial to being much more north–south.

                • SomaTayron
                  /#20276612

                  кстати, если интересно, гляньте в ресурс, которому вы доверяете:
                  www.esa.int/Our_Activities/Human_and_Robotic_Exploration/Exploration/ExoMars/How_ExoMars_2016_got_to_Mars

                  приведу цитату:
                  «About 12 hours after Schiaparelli separated, TGO will fired its engine to raise its trajectory to several hundred kilometres above the planet. Otherwise, like Schiaparelli, it would also enter the atmosphere.»

                  Так что движки вообще то изначально включались не на торможение, а на разгон, чтобы не войти в атмосферу самим TGO. Ну, а только потом уже корректировали, чтобы цеплять ее под меньшим углом и проводить аэробрейкинг. Если бы же начал именно тормозить, то он так же был бы захвачен и погиб бы (ну, или стал бы навечно спутником Земли).

                  • Valerij56
                    /#20276952

                    кстати, если интересно, гляньте в ресурс, которому вы доверяете:
                    Доверять или не доверять ресурсу — дело личное. Но в любом случае эти включения двигателя являются коррекцией траектории. Возможно, ошибочной, или не нужной (а вот этого мы уже не узнаем), но коррекцией. А вы вот здесь утверждали, что их не было.

                    • SomaTayron
                      /#20278424

                      перечитайте мой текст внимательнее
                      «их действительно планировали для ориентации и коррекции — только коррекции не понадобилось. 21 марта был замер и выяснили, что коррекция не нужна»

                      То, что потом все равно пришлось корректировать из-за собственной ошибки, это уже к ним претензия, а не к нам. Так что «нужна» она стала по причине неверной настройки, а не была нужна изначально. А вообще проблемы у ЕКА с ним начались еще на стадии производства. Помните, из-за чего пришлось сдвинуть?

                  • Lexxnech
                    /#20276988

                    «About 12 hours after Schiaparelli separated, TGO will fired its engine to raise its trajectory to several hundred kilometres above the planet. Otherwise, like Schiaparelli, it would also enter the atmosphere.»
                    Так что движки вообще то изначально включались не на торможение, а на разгон, чтобы не войти в атмосферу самим TGO.

                    Вы в курсе, что TGO делал достаточно много маневров?
                    Вот из таймлайна http://exploration.esa.int/mars/57607-timeline/ (это уже не архивная ссылка)

                    Schiaparelli – TGO separation 16 October 2016 at 14:42 UTC
                    TGO performed Mars avoidance manoeuvre 17 October 2016 at 02:42 UTC
                    TGO insertion into Mars orbit 19 October 2016, scheduled for 13:04 UTC
                    Вы сейчас упомянули второй. А прожиг на 139 минут и 1.5 км/c дельты был проведен через пару дней. И потом были еще маневры.

      • Lexxnech
        /#20270254

        Протон доставил TGO не на орбиту Марса, а на отлетную траекторию к Марсу. На орбиту он выходил уже при помощи вполне европейского двигателя S400-15.

        • JabbaTheHutt
          /#20270342

          Ok
          Признаю свою ошибку.
          Пролетная миссия успешно отработана 1 раз.
          Можно начинать сразу с вывода простейшего автомата на орбиту Луны и отсылки фоточек. Но не более. Добавление новых фич к аппарату только раздует стоимость и увеличит разочарование в случае аварии.
          Нужно двигаться постепенно, маленькими шажками.

          • Lexxnech
            /#20270494

            Ну, если уж так считать, то для полноценной пролетной миссии одной успешной работы Протона было бы недостаточно, нужны еще и коррекции траектории, причем для TGO коррекция была весьма существенная, 326,5 м/c за ~2,5 месяца до прилета к Марсу. Плюс если уж и делать «полностью свою пролетную миссию», то желательно что бы еще и аппарат долетел в рабочем состоянии.
            С другой стороны, совершенно необязательно начинать с пролетных миссий. Например Япония, Китай и Индия сразу начинали с отправки орбитальных аппаратов.

          • Shubinpavel
            /#20270508

            Совсем маленькими не получится. Космонавтика накладывает определенные ступеньки на которые нужно забраться. Ведь не предлагаете же вы запускать спутника на орбиту сначала со скоростью 1 км/с, потом 2 км/с и т д до 8 км/с :)

            • oracle_and_delphi
              /#20272852

              Циолковский именно так и предлагал — строить реактивные самолёты сначала достигающие 1 км/с (=~3M), и так далее…
              Но, оказалось — проще сразу построить ракету достигающую 8 км/с. :)

              • Lexxnech
                /#20273820

                Ну, ракету достигующую 8 км/c построили далеко не сразу, начинали с ракет куда более скромных, та же V-2 имела запас дельты порядка 2,5 км/c.

          • Shubinpavel
            /#20270588

            Ну и по теме этой дискуссии. Куда дальше ГСО у нас еще недавно летал «Спектр-Р». А до этого «Интербол». А буквально в этом месяце должен полететь «Спектр-РГ». На который лучше дружно скрестить пальцы…

          • solariserj
            /#20283590

            Да шаг за шагом/ один за другим надо было запускать. Пока не достигнут успеха. А не растягивать попытки.
            Марс-96 1996
            Фобос-грунт 2012
            Луна-25 ~ 2021
            Разница между ними по 10лет. Это очень существенно.

    • Shubinpavel
      /#20270500

      Где-то так наша программа и выглядит. Сейчас высадка где-то на 30 год назначена. И точно сдвинется для при идеальном развитии программы. До этого АМС и разные облетные миссии