Возвращение на Луну.

Tico>[b]“2001: A Space Odyssey” Revisited — The Feasibility of 24 Hour Commuter Flights to the Moon Using Lox-Augmented NTR

Ну если иметь в наличии кислород на Луне, то можно и на одном протоне слетать на Луну и обратно. Причем без всяких там ядерных реакторов или высокоимпульсных двигателей. На обычных кислород-водородных движках, по "быстрым" траекториям.

Вот только необходимость разработки/доставки на луну/поддержания в рабочем состоянии химзаводика, плюс еще всякие грузовички/экскаваторы... Это схема уже не для первых экспедиций, а для серьезной лунной базы, видимо не на 3-7 человек а поболее...

В целом, согласен...

> Вот активной системы охлаждения я хотел бы избежать.

Для этой задачи - может быть, но вообще, думаю, не удастся надёжно хранить криокомпоненты долго без активного охлаждения. Может, правда, между Землёй и Луной долго хранить и не понадобится... но это другой вопрос.

> Можно поподробнее, как выглядит раздвижной танкер?

По принципу телескопической антенны... не то чтобы это на каждом углу применялось но, наверное, возможно. Слоёв, наверное, можно вплоть до предела грузоподъёмности ставить.

> А потом, чтобы из L1 перейти на лунную орбиту, надо добавить скромные 2000 м/с

Ой, что ж так плохо-то всё...

> У меня всегда вызывали сомнение проекты надувных модулей, а также предложения использовать сбрасываемый бак шаттла в качестве модулей станции. А что собственно делать в этой пустой металлической бочке?

Спору нет, проблемы должны встретиться. Да только уж очень соблазн большой. Одна из главных проблем работы в космосе - вакуум, приходится в скафандрах всё делать, что очень неудобно. Если решить проблему создания атмосферы в крупном баке - и шаттловский подходит лучше всех - сложность работ заметно понизится. А объём таков, что один бак - это больше всей МКС внутри.

Да, придётся массу работ проводить по превращению бака в модуль - или законченную станцию. Но не кажется, что это сложнее, скажем, чем полёт на Луну - или даже сборка Хаббла, там же не такая уникальная комплектация нужна. А зато каков результат.

Но это отдельная немаленькая тема.

> А начинка будет весить в разы больше чем голый корпус. Ее все равно дополнительно везти надо.

Но корпус - сильно меньше, чем аналогичного объёма, но привезённый обычным способом. Оболочка-то даром на орбите достаётся

> Плюс бригаду слесарей-монтажников самого среднего размера вместе со всеми необходимыми для жизнедеятельности расходными материалами.

Как спланировать. Если это конструктор "вставь деталь А в отверстие Б", и детали в свою очередь модульные... скажем, сегментные балки для крепления аппаратуры, конечно, с просверленными заранее пятьюдесятью восемью тысячами шестистами девяносто двумя дырочками (нет, нет, не надо будет во все них вручную вворачивать винты ), складная труба из теплоизолятора с вакуумирующей лентой на торце... не, это не полёт на Луну

> Во 1х - выкипит все топливо
> 1х — а почему собственно? можно с аргументами?

Такой аргумент - практика использования - пойдёт? Недаром же летают на азотсодержащих, если далеко или надолго...

Технически - сам бы хотел аргументы услышать, с цифрами.

> Ну если иметь в наличии кислород на Луне, то можно и на одном протоне слетать на Луну и обратно.

Да, это было бы интересно. Ещё бы понять, какие основные сложности - кроме доставки - минимального кислородного завода на Луне...

Я надеюсь, никто не обидится ?
Настоятельно рекомендую прежде чем спорить - прочесть что нибуть серьезное по теме (например "Лунная база" Шевченко - лежит в библиотеке Авиабазы).
Имхо это сильно понизит изобретение велосипедов в еденицу времени...

>> А потом, чтобы из L1 перейти на лунную орбиту, надо добавить скромные 2000 м/с

avmich>Ой, что ж так плохо-то всё...

Пожалуй еще можно придать небольшую скорость в направлении Луны и просто падать без выхода на орбиту. У поверхности тормозится двигателями. Но надо считать, насколько оно лучше...

avmich>Да, придётся массу работ проводить по превращению бака в модуль - или законченную станцию. Но не кажется, что это сложнее, скажем, чем полёт на Луну - или даже сборка Хаббла, там же не такая уникальная комплектация нужна. А зато каков результат.

Это не сложнее, скорее более трудоемко. Объем монтажных работ большой. МКС вон из модулей собирают, и то сколько возни.

avmich>Но это отдельная немаленькая тема.

Так может заведем отдельную тему?

>> А начинка будет весить в разы больше чем голый корпус. Ее все равно дополнительно везти надо.

avmich>Но корпус - сильно меньше, чем аналогичного объёма, но привезённый обычным способом. Оболочка-то даром на орбите достаётся

>> Плюс бригаду слесарей-монтажников самого среднего размера вместе со всеми необходимыми для жизнедеятельности расходными материалами.

avmich>Как спланировать. Если это конструктор "вставь деталь А в отверстие Б", и детали в свою очередь модульные... скажем, сегментные балки для крепления аппаратуры, конечно, с просверленными заранее пятьюдесятью восемью тысячами шестистами девяносто двумя дырочками (нет, нет, не надо будет во все них вручную вворачивать винты ), складная труба из теплоизолятора с вакуумирующей лентой на торце... не, это не полёт на Луну

А может весь внутренний каркас еще до полета внутри бака смонтировать, для уменьшения обема работ? Водороду он наверное не помешает, конечно если там гасителей колебаний в баке нет...

>> Во 1х - выкипит все топливо
>> 1х — а почему собственно? можно с аргументами?

avmich>Такой аргумент - практика использования - пойдёт? Недаром же летают на азотсодержащих, если далеко или надолго...

Не, не пойдет. Вон в центре им. Келдыша предлагают межорбитальный буксир на СЭДУ. Время жизни оного — месяцы. Ясно что хратнить водород сложнее, вопрос насколько.

>> Ну если иметь в наличии кислород на Луне, то можно и на одном протоне слетать на Луну и обратно.

avmich>Да, это было бы интересно. Ещё бы понять, какие основные сложности - кроме доставки - минимального кислородного завода на Луне...

Мне кажется, основная сложность — это поддержание его в рабочем состоянии. Там же механика всякая будет. Насосы как минимум. Да еще подвоз лунного грунта. Особенно если возврат космонавтов домой завязан на этот кислород. А если грузовик c грунтом застрянет где-нибудь?

Да и собственно получение кислорода сложнее чем на Земле. Тут одним сжижением не обойтись, хотя и оно понадобится.

Проще всего получать кислород из ильменита.

FeTiO3 + H2 --> Fe + TiO2 + H2O

Потом вода разлагается электролизом и водород возвращается в цикл. Завод должен быть сконструирован так чтобы минимизировать потери водорода. А они неизбежно будут. Возможно их можно будет восполнять из неиспользованных резервов водорода в посадочном модуле.

Другая проблема — залежей чистого ильменита пока что не обнаружено. А в лунной пыли он перемешан с прочими малополезными минералами. В отдельных местах концентрация ильменита может достигать 10%, но их еще надо поискать. Вобщем придется перерабатывать много пустой породы либо пытаться обогощать ее (непонятно как).

Есть еще другой вариант, который работает с более распространенными силикатами:

MgSiO4 + CH4 --> MgO + Si + CO + 2 H20

Вода как всегда идет на электролиз, а из CO и водорода опять получается метан:

CO + 3 H2 --> CH4 + H2O

Недостаток — надо дополнительно возить метан на восполнение потерь, да и сложнее такой подход.

Вобщем, не так уж все это и просто.
Да, первые две реакции требуют нагревания до >1000C, третья ~400C

Marsianin>Я надеюсь, никто не обидится ?
Marsianin>Настоятельно рекомендую прежде чем спорить - прочесть что нибуть серьезное по теме (например "Лунная база" Шевченко - лежит в библиотеке Авиабазы).
Marsianin>Имхо это сильно понизит изобретение велосипедов в еденицу времени...

На что обижаться? Хорошей ссылке мы всегда рады. Вот только упомянутая брошюрка выглядить весьма поверхностно, мягко говоря. На этом форуме вопросы часто разбираются глубже, этим он мне и нравится

Для начала вот этот линк...

Marsianin>>Имхо это сильно понизит изобретение велосипедов в еденицу времени...

oberon>На что обижаться? Хорошей ссылке мы всегда рады. Вот только упомянутая брошюрка выглядить весьма поверхностно, мягко говоря. На этом форуме вопросы часто разбираются глубже, этим он мне и нравится

Ну прочитай ее хотя бы. Тогда не будешь изобретать поверхностный велосипед для добычи топлива из лунного грунта...

З.Ы. Не имеет смысла просчитывать сложные вещи в меру своих весьма скромных способностей - если уже это сделали профессионально. Это касается например тех же лунных топливных заводов, ЭРД-буксиров и т.д.
ИМХО нам надо придумать что из всего этого можно сделать...

З.З.Ы. Еще раз прошу никого не обижатся.

avmich>Для начала вот этот линк...

Ага. Где-то здесь эта ссылка уже упоминалась.

Marsianin>>>Имхо это сильно понизит изобретение велосипедов в еденицу времени...

oberon>>На что обижаться? Хорошей ссылке мы всегда рады. Вот только упомянутая брошюрка выглядить весьма поверхностно, мягко говоря. На этом форуме вопросы часто разбираются глубже, этим он мне и нравится

Marsianin>Ну прочитай ее хотя бы. Тогда не будешь изобретать поверхностный велосипед для добычи топлива из лунного грунта...

Еще раз прочитать? Может сразу наизусть заучить?

Думаешь, я сам способы получения кислорода на луне придумал? Спасибо, конечно, за комплимент , но...

А книжка все-таки поверхностная. Кроме "классического" описания получения кислорода из ильменита ничего нет эту тему. А где рассмотрение вопросов надежности? От них жизнь экипажа зависит. И где про концентрацию ильменита в лунной пыли написано? Это тоже неважно, сколько его там? Нет ли альтернативных путей получения кислорода, благо кислорода в связаном состоянии луне навалом? Вопросов море, а там невразумительная схемка нарисована и все.

Marsianin>З.Ы. Не имеет смысла просчитывать сложные вещи в меру своих весьма скромных способностей

Как раз нужно просчитывать в меру своих способностей. Конечно, ежли у кого-то они настолько скромные, что...

Marsianin>- если уже это сделали профессионально. Это касается например тех же лунных топливных заводов, ЭРД-буксиров и т.д.

Если уже сделали, тем более профессионально — расчеты в студию.

Marsianin>ИМХО нам надо придумать что из всего этого можно сделать...

Нет уж, маниловщина — это не для меня. Если ты хочешь опираться на заявления "профессионалов которые все посчитали" тебе как минимум нужно понимать, на чем они основаны. Иначе можно таких прожектов нагородить, сам Манилов обзавидуется

Кстати, если бы автор той книжки умел считать, он бы не предлагал заправку марсианского корабля на лунной орбите, ибо это невыгодно.

Marsianin>З.З.Ы. Еще раз прошу никого не обижатся.

Конечно. И вам того же желаем...

Marsianin>Настоятельно рекомендую прежде чем спорить - прочесть что нибуть серьезное по теме (например "Лунная база" Шевченко - лежит в библиотеке Авиабазы).
Методы предлагаемые в этой брошюре хороши только в случае, если считать доказанным необходимость колонизации Луны. А это imho, совсем не так. А если сомнительна конечная цель декларируемая автором - лунная колония, то значит и методы эти малопригодны.

Насчет того, КАК строить -технология может быть самая разная - вот например:
О ВОЗМОЖНОСТИ ПОЛИМЕРИЗАЦИИ ЭПОКСИДНОГО ПЛАСТИКА В УСЛОВИЯХ ОТКРЫТОГО КОСМИЧЕСКОГО ПРОСТРАНСТВА
1http://www.icmm.ru/pubs/book3/w1r.html
Кондюрин А.В.1 , Брискман В.А.2 , Ковров В.Н.2, Селиванов Е.И.2

1Институт технической химии УрО РАН, Пермь, Россия
2Институт механики сплошных сред УрО РАН, Пермь, Россия

Введение
В настоящее время создание искусственных спутников Земли и других искусственных космических объектов (ИКО) происходит по пути транспортировки в космос готовых к эксплуатации модулей. Размеры и вес таких модулей ограничен возможностями ракеты - носителя по доставке искусственного объекта в открытое космическое пространство (ОКП). Развиваемые в настоящее время технологии создания больших орбитальных станций путем стыковки отдельных блоков [1] требуют многократных запусков ракет - носителей, наличия системы управления на каждом стыкуемом модуле или сопровождения управляемым космическим кораблем, а так же дорогостоящей и рискованной операции стыковки. Увеличение числа станций и их размеров в будущем поставят эту проблему более остро.
Один из возможных выходов может быть найден при использовании технологии создания ИКО непосредственно в ОКП. Частично, по такому пути идут при развертывании антенн телескопов и солнечных батарей на долговременных космических станциях. Предложен ряд технологий развертывания крупногабаритных блоков станций в ОКП [2, 3]. В настоящее время известны положительные результаты использования сварки металла и образования клеевых полимерных соединений, полученных в ОКП при ремонтных работах на орбитальных станциях [4]. Однако, эти технологии не используются при создании крупногабаритных конструкций. Основная проблема таких технологий связана с необходимостью присутствия человека при проведении каждой единичной операции, что в условиях ОКП достаточно сложно [1].
Данные трудности могут быть преодолены, если бы удалось перенести в открытый космос хорошо известную технологию полимеризации композиционных полимерных материалов на основе волокнистого наполнителя и реакционноспособного связующего [5]. Для реализации такой технологии на Земле готовится ткань пропитанная связующим с большим временем живучести. В сложенном состоянии такая ткань (препрег) может быть вывезена в контейнере на орбиту и в течение времени живучести связующего сохраняться в сложенном состоянии на борту станции. В нужное время препрег выносится за борт станции в ОКП, разворачивается и создаются условия для быстрого проведения реакции полимеризации связующего (например, повышенная температура). После окончания реакции полученный корпус ИКО приобретает жесткость и может быть использован либо для наполнения его аппаратурой и системами жизнеобеспечения космонавтов, либо для иных целей.
Такая технология изготовления корпусов ИКО имеет ряд существенных преимуществ. Не используются сложные механические конструкции с герметизацией стыков и т.п. Ограничения объема корпуса практически отсутствуют. Изготовление такого корпуса не требует постоянного присутствия человека. Развертывание препрега может быть также реализовано автоматически из контейнера по заданной программе без участия оператора, что вообще исключает необходимость выхода оператора в ОКП. Кроме околоземных орбит данная технология может быть реализована при создании баз на других космических телах таких, как Луна, Марс, астероиды и другие. Это может быть очень существенно для удаленных от Земли космических тел, когда транспортировка крупногабаритных готовых модулей становится очень дорогой или даже невозможной.
Процесс полимеризации в космосе проводился для ряда материалов в условиях невесомости внутри космической станции. Эксперименты показали, что в этом случае реализуются иные, чем на Земле, условия тепломассообмена вследствие микрогравитации [6, 7]. Однако, до сих пор в ОКП не проводилась полимеризация композиционных материалов и, тем более, создание корпусов станций по такой техологии. Дело в том, что условия отверждения полимерных композиционных материалов в ОКП значительно отличаются от обычных земных условий формирования изделий. Кроме микрогравитации основными специфическими факторами ОКП, способными влиять на процесс отверждения полимеров являются:
1. Вакуум;
2.Резкие перепады температур в зависимости от освещенности поверхности Солнцем;
1.Эрозионное действие различных видов космических излучений.
2.На других космических телах влияние на процесс полимеризации может оказать специфическая атмосферы планеты.
Все эти факторы в общем случае отрицательно сказываются на процессе отверждения полимерных материалов, ограничивают выбор рецептуры и усложняют технологию формирования изделия из композиционных материалов.
Наличие вакуума ограничивает выбор типа связующего. Олигомер и его отверждающие агенты не должны иметь низкую молекулярную массу для исключения возможности возгонки и нарушения стехиометрического соотношения компонентов. Реакция полимеризации не должна происходить с выделением газообразных продуктов даже в небольших количествах для исключения образования газовых включений в материале, что может значительно уменьшить прочность корпуса ИКО. Экзотермический выход реакции должен быть небольшим, так как теплопередача в вакууме происходит только за счет излучения и не может регулироваться дополнительно.
Изменения температуры препрега во время отверждения вызывают резкое изменение скорости реакции полимеризации и возникновение внутренних напряжений в отвержденном материале. Это приводит к уменьшению прочности корпуса ИКО из такого материала. Уменьшение температурных колебаний возможно за счет вращения корпуса станции во время отверждения связующего, либо проведение процесса отверждения в тени при нагреве препрега за счет внутренних нагревателей.
Эрозионное действие потоков заряженных частиц и нейтральных атомов проявляется в основном на околоземных орбитах. На удаленных орбитах и космических телах не имеющих атмосферы эрозия поверхности полимерного материала вызывается только космическим излучением. Эрозия приводит к возникновению дефектов поверхностного слоя материала, потере массы и падению прочности. Но одновременно с этим потоки заряженных частиц и различные виды излучений вызывают также сшивку макромолекул полимерных материалов и способствуют процессу отверждения. Следовательно, для ряда полимерных связующих следует ожидать конкурирующих процессов эрозии материала и ускорения процесса полимеризации под действием плазмы ОКП.
Микрометеоритная защита для препрега практически не нужна, так как в этом случае ударное воздействие микрометеоритов на неотвержденный материал не будет приводить к распространению трещин и образованию сколов.
Данным условиям вполне удовлетворяют углеволокнистые эпоксидные пластики, имеющие широкое применение в космической технике для изготовления корпусов ИКО. Рассмотрим влияние некоторых факторов ОКП на эпоксидные материалы в процессе их отверждения.
Эксперимент
Для экспериментов использовалась эпоксидиановая смола ЭД-20 (ММ=320-430). Перед использованием смола вакуумировалась в течение 48 часов при давлении 10^-1-10^-3 Па. Для отверждения использовался полиэтиленполиамин и триэтаноламинтитанат в соотношении к смоле 1:10. В качестве наполнителя использовалось углеродное волокно УВ-1, а также углеткань марки УУТ-2. Для испытаний на прочность готовился препрег из жгута углеволокна с длиной рабочей области 10 мм пропитанный связующим. Диаметр жгута с отвержденной матрицей составлял 1 мм. После отверждения концы жгута заливались в формы для захвата в разрывной машине. Прочность отвержденного материала определялась на разрыв при скорости подвижного захвата см/мин.
Для оценки влияния эрозии материала в околоземном пространстве использовалась плазма тлеющего разряда в среде остаточного воздуха при давлении 0.5 мм рт.ст. Рабочее напряжение разряда составляло 900 В, ток разряда 20 мА, диаметр реактора составлял 0.15 м. Для определения коэффициента эрозии в потоке ионов использовался ионный источник "Пульсар" (ИЭФ УрО РАН, Екатеринбург), который позволял получать поток ионов азота с энергией 20 кэВ, при плотности тока в импульсе 5 мА/см² [8]. Коэффициент эрозии определялся для неотвержденной смолы без отвердителя.
Для изучения влияния отрицательных температур в отверждаемый материал вводились медь-константановые термопары, препрег через выведенные концы углеволокна подключался к дополнительному источнику постоянного тока и располагался на открытом воздухе при температуре -30 и -20 С. При получении контрольных образцов для нагрева использовался термошкаф LP-403/2 (Венгрия).

Результаты и обсуждение.
Эрозионное действие плазмы и ионного потока на полимерные материалы выражается в потере массы материала, образовании дефектов на поверхности материала, карбонизации поверхности с образованием сильно сшитой трехмерной структуры в поверхностном слое полимера на толщину пробега заряженных частиц плазмы и, как следствие, падении прочности материала. В основе этого лежат процессы деструкции макромолекулы полимера при передаче энергии бомбардирующей частицы атомам макромолекулы. Для жидкого неотвержденного связующего находящегося в вакууме процесс эрозии более заметен, чем для сшитого материала, поскольку большая часть продуктов деструкции возгоняется в вакууме из-за малой молекулярной массы. Так, потери массы неотвержденной эпоксидной смолы в потоке ионов соответствуют коэффициенту эрозии 13000 10^-24 см³/атом, тогда как для отвержденного эпоксидного материала коэффициент эрозии составляет 2-3 10^-24 см³/атом [9]. Это соответствует потерям неотвержденного эпоксидного связующего в течение 2 часов в таком же обьеме, как для композиционного материала около года на околоземной орбите.
Прочность образцов композиционного материала падает под действием плазмы тлеющего разряда (Табл.1). Пересчитывая поток частиц в плазме тлеющего разряда в поток частиц на орбите Земли на высотах 200-300 км характерных для полетов космических кораблей и станций [4] можно оценить соответствующее время экспозиции (Табл.1). Данные времена экспозиции характерны для проведения реакции полимеризации без учета и с учетом времени на развертывание препрега в ОКП. Отмеченное падение прочности становится заметным в случае длительного пребывания материала в неотвержденном состоянии в условиях ОКП. В случае быстрого развертывания прочность материала может сохраниться прежней без значительного эрозионного влияния потока частиц. В случае использования неотвержденного препрега в дальнем космосе время допустимой экспозиции возрастает на 2 порядка величины. Таким образом, эрозионное действие потока частиц даже на низких земных орбитах незначительно влияет на прочность отверждаемого в ОКП материала.
Другой проблемой отверждения эпоксидных композиционных материалов является поддержание стабильной температуры при которой происходит реакция отверждения. Обычно для эпоксидных композиционных материалов используются температуры в диапазоне от 80 до 150 С. При данных температурах реакция управляемая, не вызывает деструкцию материала и не происходит накопления внутренних напряжений при остывании материала до температур эксплуатации. Корпус станции в ОКП претерпевает циклический нагрев на солнечной стороне до температур +120 С и охлаждение в тени до -90 С [10]. Соответственно, температура препрега развернутого на солнечной стороне будет достаточна для проведения реакции полимеризации без дополнительного нагрева. Такая ситуация возможна при полете орбитального комплекса по орбите с большим экстринситетом или по орбите перпендикулярной плоскости эклиптики. Но такие случаи не всегда реализуемы. Обычно полет станции проходит на небольшой высоте по орбите близкой к плоскости эклиптики, что вызывает постоянные смены температуры.
Уменьшить колебания температуры корпуса станции и отверждаемого препрега можно путем вращения всего комплекса. Если станция претерпевает постоянное достаточно быстрое вращение, то поверхность корпуса будет иметь температуру +5-7 С [11]. В этом случае, требуется дополнительный нагрев препрега до температуры протекания реакции отверждения. Наиболее простой способ нагрева препрега предполагает использование проводимости самого углеродного волокна. Источник электрического тока может быть подключен как к отдельным специально вплетенным изолированным углеволокнам, либо ко всем углеволокнам препрега при использовании специальных типов намотки для исключения короткого замыкания. Такой метод нагрева препрега известен при технологии композиционных материалов и в земных условиях. Однако, он мало применяется из-за сложного контроля температуры и необходимости применения специальных методов подключения углеволокон к источнику тока. В условиях ОКП данная технология должна быть наиболее экономична.
Нагрев препрега до температуры начала реакции отверждения требует сравнительно небольших энергетических затрат. Предварительные оценки затрат энергии на полимеризацию корпуса станции в виде цилиндра диаметром 10 м и длиной 20 м при температуре 400 К без учета нагрева солнечным и земным излучением составляют около 7 кВт час. В реальности в зависимости от орбиты станции и удаленности от Земли и Солнца затраты энергии на полимеризацию препрега будут гораздо меньше. Такое производство энергии могут обеспечить энергетические установки уже сейчас действующие на орбитальных станциях.
Для оценки влияния низких температур при полимеризации эпоксидного материала был проведен эксперимент по отверждению жгута углеволокна пропитанного эпоксидной смолой с отвердителем. Отверждение материала проводилось на открытом воздухе при температуре окружающей среды -20 и -30 С. Температура реакции достигалась за счет электрического нагрева волокна. Значения прочности отвержденного материала приведены в Таблице 2. Как видно из результатов эксперимента, прочность материала полученного в таких условиях не уступает прочности материала полученного по обычной технологии с использованием нагрева препрега в термошкафе. Соответственно, отверждение композиционного материала на основе эпоксидной матрицы возможно при низких температурах окружающей среды за счет нагрева углеволокна.
Таким образом, проведенные эксперименты показали возможность использования технологии полимеризации композиционных материалов в условиях ОКП. Однако, для более определенного ответа на вопрос о возможности применения данной технологии необходимо проведение модельных экспериментов по отверждению композиционных материалов непосредственно за бортом космической станции в ОКП.
Таблица 1. Прочность композиционного материала после обработки в плазме тлеющего разряда в течение процесса полимеризации.
Время обработки Расчетное время экспозиции на орбите P, МПа DP, МПа
без обработки - 57.5
25 минут 2 часа 57 мин 40.5
48 минут 5 часов 40 мин 26.8
Таблица 2. Прочность композиционного материала, отвержденного при отрицательной температуре окружающей среды.
Температура окружающей среды P, МПа DP, МПа
+60 С 171
-20 С 168
-30 С 184
Литература

1. Космические аппараты. Под ред. К.П.Феоктистова - М.: Воениздат, 1983, 319 стр.
2. а.с. SU1819830.
3. а.с. SU1821433.
4. М.Н.Гиббинс, П.Г.Стерн, Аэрокосмическая техника, №10, 1989 (Aerospace America, N3, 1989, P.32-33).
5. E.P.Plueddemann, Ed., Interfaces in Polymer Matrix Composites, Academic Press, New York, London, 1974.
6. G.S.Nechitailo, A.L.Mashinsky, Space Biology. Studies at orbital Stations, Moscow, Mir, 1993, 503.
7. V.Briskman, et.al., Microgravity quarterly, 5, N2, 1995, P.59-65.
8. N.V.Gavrilov, G.A.Mesyats, S.P.Nikulin et al., J. Vac. Sci. Technol., A14(3), 1996, P.1050-1055.
9. Z.A.Iskanderova, J.I.Kleinman, Yu.Gudimenko, R.C.Tennyson, J. Spacecraft and Rockets, 32, No.5, 1995, P.878-884.
10. Е.А.Барбашев, и др., в сб. "Космическая технология и материаловедение", М.: Наука, 1982, стр.78-84.
11. О.Н.Фаворский, Я.С.Каданер, Вопросы теплообмена в космосе, М: Высшая школа, 1972, 280 стр.

[ слишком длинный топик - автонарезка ]

Вот тако вот
Ник

Все понятно. Это у символа градуса потерялся префикс. Его делали из нолика, переведенного в надстрочный индекс. Префикс индекса не обработался. Все температуры, оканчивающиеся на С, нужно поделить на 10, те, где только цифры - правильные.
А то в одном месте минус триста получилось

...
Б.г.>А то в одном месте минус триста получилось

Усе исправлено
Вообще именно ЭТА идея(с выводом препрегов)мне кажется наиболее перспективной.

Ник

Так,

я тут полвыходного писал программку, чтобы доказать или опровергнуть необходимость приращения скорости 2 км/с для полёта от L1 до Луны (а так же других похожих вопросов). Пока не доделал . Может, любители Орбитера попробуют это экспериментально проверить?

Мтак, задача: прилететь в точку либрации между Землёй и Луной, выравнять скорость со скоростью точки. Потом перейти на низкую окололунную орбиту, потратив как можно меньше топлива. Сообщить потребное приращение скорости.

Желательно перелёт выполнять не очень долго и по не очень сложным траекториям . Опять же, предполагается использовать химические двигатели...

Кто возьмётся?

oberon>Проще всего получать кислород из ильменита.

oberon>FeTiO3 + H2 --> Fe + TiO2 + H2O

oberon>Потом вода разлагается электролизом и водород возвращается в цикл.

На сайте THEMIS имеются данные о том, что нейтронный спектрометр, аналогичный марсианскому на Одиссее, летал вокруг Луны и на полюсах был обнаружен реликтовый ЛЕД!!! Может проще из него? No comments...

oberon>>Проще всего получать кислород из ильменита.

oberon>>FeTiO3 + H2 --> Fe + TiO2 + H2O

oberon>>Потом вода разлагается электролизом и водород возвращается в цикл.

Адрон>На сайте THEMIS имеются данные о том, что нейтронный спектрометр, аналогичный марсианскому на Одиссее, летал вокруг Луны и на полюсах был обнаружен реликтовый ЛЕД!!! Может проще из него? No comments...

Конечно проще, если он там действительно есть. Потому его и ищут. Однако обнвружен — громко сказано. Нейтронный спектрометр детектирует нейтроны а не лед непосредственно. О происхождении нейтронов можно делать предположения.

Даже если он там есть, выбор места для лунной базы получается весьма ограниченным. Впрочем, для лунной базы полюса — не так уж плохо — из-за скользящих лучей солнца проще поддерживать температурный режим, да и проблема получения электроэнергии лунной ночью снимается.

А еще лунный полюс (и северный и южный) ломовое место для астрономической обсерватории.Две обсерватории охватывают все небо, если поставить на возвышенности будет постоянно видно Солнце, уз-за малой силы тяжести - низкая нагрузка на конструкцию инструментов - можно строить телескопы с коллосальной аппертурой, ну и само собой отсутствие атмосферы - врага всех астрономов

avmich]Мтак, задача: прилететь в точку либрации между Землёй и Луной, выравнять скорость со скоростью точки. Потом перейти на низкую окололунную орбиту, потратив как можно меньше топлива. Сообщить потребное приращение скорости.

Вот порылся в архивах, нашел ответ на твой вопрос. К сожалению ссылка на этот документ в инете больше не работает

Кстати, из таблички видно что заправлять марисанский корабль лунным кислородом не выгодно ни в L1 ни на лунной орбите, ни тем более на поверхности, дешевле прямиком на Марс. Разве что прямо до LEO его везти.

~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~
The Lagrangian Points
On a line connecting the center of mass of two bodies, there is a point where the gravitational attraction by one mass is exactly balanced the gravitational attraction from the other mass. If a small mass is placed on that point, it (in theory) will not move. If is shifted a little one way or the other, it will fall toward one of the bodies.

If the two bodies are in a circular orbit about their center of mass with a constant angular velocity, a small mass on the (rotating) line connecting them will feel not only gravitational attraction from both but also a "centrifugal force". The small mass in theory will not move in the rotating system if it is placed on the line so that the three accelerations balance. Unlike the single balanced location in the stationary situation, there exist three balanced points for the rotating system. One is between the two bodies and the other two lie on either side of the two bodies. These three points are called Lagrangian points, and any movement from the balancing point will cause a small mass to fall toward one of the bodies or fly out into space.

Specifically, uncontrolled objects originating in the L1 region will leave it, making an artificial debris belt impossible. This characteristic is a major consideration in the suggestion by Mendell and Kessler[1] for a station there.

Lagrangian Point Orbits
The point between the Earth and the Moon is traditionally called the L1 point, and the point beyond the Moon is L2. In Moulton's book10 is presented the theory for periodic oscillating orbits about these points in the Earth-Moon system. Farquhar11 presents a comprehensive analysis of control theory for satellites stationed at the collinear libration points of any two-body system with particular development for the Earth-Moon L2 point and the Sun-Earth L1 point. He demonstrated in extraordinary fashion the power of his work with the diversion of the ISEE satellite at the Sun-Earth L1 point in 1983 to an intercept with the comet Giacobini-Zinner in 1986 under the name ICE.

Farquhar points out that the orbits about L1 are unstable and require station-keeping for maintenance. However, the propellant needs are modest - approximately the same as maintaining the east-west station-keeping of synchronous satellites. From a theory developed for controlling a satellite at the collinear point using only a (perfectly reflecting) solar sail, he performs a sampl calculation to estimate that the sail area would be 0.374 m2 per kg of satellite mass.

[ слишком длинный топик - автонарезка ]

avmich>Мтак, задача: прилететь в точку либрации между Землёй и Луной, выравнять скорость со скоростью точки. Потом перейти на низкую окололунную орбиту, потратив как можно меньше топлива. Сообщить потребное приращение скорости.

Вот порылся в архивах, нашел ответ на твой вопрос. К сожалению ссылка на этот документ в инете больше не работает

Кстати, из таблички видно что заправлять марисанский корабль лунным кислородом не выгодно ни в L1 ни на лунной орбите, ни тем более на поверхности, дешевле прямиком на Марс. Разве что прямо до LEO его везти.

~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~~
The Lagrangian Points
On a line connecting the center of mass of two bodies, there is a point where the gravitational attraction by one mass is exactly balanced the gravitational attraction from the other mass. If a small mass is placed on that point, it (in theory) will not move. If is shifted a little one way or the other, it will fall toward one of the bodies.

If the two bodies are in a circular orbit about their center of mass with a constant angular velocity, a small mass on the (rotating) line connecting them will feel not only gravitational attraction from both but also a "centrifugal force". The small mass in theory will not move in the rotating system if it is placed on the line so that the three accelerations balance. Unlike the single balanced location in the stationary situation, there exist three balanced points for the rotating system. One is between the two bodies and the other two lie on either side of the two bodies. These three points are called Lagrangian points, and any movement from the balancing point will cause a small mass to fall toward one of the bodies or fly out into space.

Specifically, uncontrolled objects originating in the L1 region will leave it, making an artificial debris belt impossible. This characteristic is a major consideration in the suggestion by Mendell and Kessler[1] for a station there.

Lagrangian Point Orbits
The point between the Earth and the Moon is traditionally called the L1 point, and the point beyond the Moon is L2. In Moulton's book10 is presented the theory for periodic oscillating orbits about these points in the Earth-Moon system. Farquhar11 presents a comprehensive analysis of control theory for satellites stationed at the collinear libration points of any two-body system with particular development for the Earth-Moon L2 point and the Sun-Earth L1 point. He demonstrated in extraordinary fashion the power of his work with the diversion of the ISEE satellite at the Sun-Earth L1 point in 1983 to an intercept with the comet Giacobini-Zinner in 1986 under the name ICE.

Farquhar points out that the orbits about L1 are unstable and require station-keeping for maintenance. However, the propellant needs are modest - approximately the same as maintaining the east-west station-keeping of synchronous satellites. From a theory developed for controlling a satellite at the collinear point using only a (perfectly reflecting) solar sail, he performs a sampl calculation to estimate that the sail area would be 0.374 m2 per kg of satellite mass.

[ слишком длинный топик - автонарезка ]

A number of orbits are possible in the volume about L1. One attractive aspect is that different platforms could be placed on orbits which require very small фelta-v for orbital transfer even though they may be separated by considerable distances. Thus, separation of functions serviced by a crewed space station becomes quite reasonable. A microgravity free flyer can be left alone for long periods of time. Astronomy satellites can view targets for long, uninterrupted integration times. Earth observation platforms can survey a terrestrial hemisphere to understand the global interrelationships of environmental processes. The Earth's magnetosphere can be imaged. Transportation to and from any point on the lunar surface can take place at any time; launch windows are unconstrained by orbit phasing relationships. In the L1 environment, the space station becomes a true hub of multidisciplinary research.

Transportation Node at L1
Since the L1 sits at a "hill" in the pseudopotential of the rotating frame of the Earth-Moon system, all other locations in cislunar space are "downhill". A small delta-v is required to exit cislunar space, but it becomes possible to plummet toward the Earth of the Moon for gravity assists to change orbit planes to interplanetary destinations or to pick up energy. Low-thrust interplanetary spacecraft can be docked and reused at an L1 station.

Unfortunately, the scenic view from the top of the hill comes at a price. The Space Shuttle cannot be used to transport crew to L1, and the cargo delivery capability of other launchers is considerably diminished compared to delivery at LEO. We can describe the transportation requirements by comparing фelta-v for various points to and from LEO, L1, and geostationary orbit (GEO). (GEO has been suggested in the past as a space station location even though manmade debris exists there.)

We assume that all materials destined for the space station, regardless of its location, must start from the surface of the Earth. Thus a station in LEO has the advantage, from the transportation perspective, of being the least expensive; all other locations will require additional propellant to deliver the same mass, be that crew or supplies. Three mission scenarios will be discussed for each of the candidate locations - simple round trip missions, a mission to the lunar surface, and a mission departing for Mars. Some basic assumptions that are used include the following:

The LEO orbit used as the starting point is at 300 kilometers altitude.
All propulsion systems are based on liquid hydrogen and liquid oxygen (Isp = 460 seconds). Tanks have a mass equivalent to 10% of the propellants they carry.
Returning trajectories make use of aerobraking in the Earth's atmosphere instead of propellant to slow down. The aerobrake structure is assumed to have a mass equivalent to 15% of payload being slowed.
An "average" departure condition for the Mars mission will be used. In this case the C3 i.e., the hyperbolic velocity at infinity squared) is 11 km2/s2.
A common measure of performance demanded of a transportation system to get to a particular destination is delta-v. This quantity is the summation of velocity changes required leave one orbit and to enter another. Each velocity change requires usage of propellant. Therefore, the initial mass launched into LEO must include not only the payload to be delivered but also propellant needed to perform the maneuvers along the way. The initial mass into LEO is a convenient measure to describe the launch vehicle required for the task. Table 1 presents the additional propellant mass in the form of a "surcharge" per kilogram placed on the mission to deliver the payload to the given destination. For example, in the first entry, we see that delivery of a kilogram of payload to GEO requires a surcharge of 2.4 kg. Thus, delivery of 1 kg to GEO requires delivery of 3.4 kg first to LEO.

[ слишком длинный топик - автонарезка ]

We note in passing that getting to the L2 point on the far side of the Moon is actually cheaper than getting to L1 by using a gravity assist when flying by the Moon. The difference in delta-v is of the order of 300 m/s, or about 8% of the cost to get to L1. However, the cost to get from L1 to L2 is only 140 m/s, making travel between the two locations quite feasible.

Missions to the Moon or to interplanetary locations become less costly from higher orbits. However, one of the original assumptions made was that all materials must come from the surface of the Earth. Therefore, the total cost must include not only departing from the station, but to cost to get to the station as well. Table 1 illustrates these additional costs to the system. While the additional costs for using a GEO station loom quite large, the cost for using an L1 station are more reasonable, particularly for access to the lunar surface.

Table 1: "Surcharge" to Move Each Kilogram From LEO to Other Destinations

<TR> </TR> <TR> </TR> <TR> </TR> <TR> </TR> <TR> </TR> <TR> </TR> <TR> </TR> <TR> </TR> <TR> </TR>

Path	Delta-V (km/sec)	Propellant Mass "Surcharge"	LEO to GEO	4.33	2.44	LEO to L1	3.77	1.87	LEO to Lunar Surface	5.91	5.24	LEO to Mars Escape	3.71	1.81	LEO to GEO to Lunar Surface	8.25	27.84	LEO to GEO to Mars Escape	6.77	8.40	LEO to L1 to Lunar Surface	6.29	6.40	LEO to L1 to Mars Escape	4.26	2.80

Ага, на 400 метров в секунду разница до Луны, если через L1 лететь... Вопрос, окупается ли она, если Союз разгонять не до орбиты Луны, а до L1, куда топливо привезти на СЭДУ.

А почему собственно не на LLO? Это на LEO оно тормозится - а на LLO оно может летать вечно - ну на 1000 лет 100-километровой орбиты хватит .

Да ты что на Кон-Тики не летал? Про масконы не знаешь?.. Низкие орбиты над Луной ещё менее стабильны, чем над Землёй.