Raumcon
Raumfahrt => Unbemannte Raumfahrt => Thema gestartet von: dksk am 01. Januar 2014, 20:10:41
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Da bei der Chang’e-3 Mission hier ja doch immer wieder Vergleiche mit Lunochod kommen und ich auch keinen separaten Thread gefunden habe möchte ich hier ein Lunochod-Thema neu eröffnen. Insbesondere kommt dann bei den Beispielen keine OT Diskussion beim Chang’e-3 Thread auf und eine spätere Suche kann strukturierter erfolgen.
Erstes Thema: hier mal ein paar Infos zum Wärmeregulierungssystem des Lunochod
(https://images.raumfahrer.net/up037833.gif)
Die Agenda mit Prinzipübersetzung:
Schematische Darstellung des Wärmesteuerungssystems Lunochod :
1 - Kanal kalter Kreislauf
2 - Kanal heißer Kreislauf
3 - Heizungseinheit
4 - Schirm Einheit
5- Ventilblock Heizung
6 - Dämpfer Erwärmungseinheit
7 - Gas,
8 - Ventil
9 - Anschlussabdeckung
10 - Drei- Stufen-Gebläse
11 - Sammler
12 – Klappenantrieb
13 - Stufenmechanismus
14 - Federstab
15 - 16 Nockenmechanismus - Drehgeber
17, 18 – Sensoren
19 - Kühler
20 - Verteilerblock Heizung/Luftkühlung
21 – Brennstoff-Element.
Hier sieht man hinten die Schirm Einheit und das außen liegende Brennstoff-Element.
Ich vermute, dass die damalige Elektronik noch diese spezielle physische Abschirmung erfordert hat.
Das Polonium konnte wahrscheinlich dann auch ganz zum Schluß noch eingesetzt werden (Sicherheit und Laufzeit).
(https://images.raumfahrer.net/up037834.jpg)
Es war ein Radionuklid-Heizelement vom Typ V3-R70-4 mit Brennstoff Radioisotop 210Po im Einsatz. Die Halbwertszeit beträgt ca. 138 Tage. Leistungsdichte beträgt 141 Watt pro Gramm. Es zerfällt zum stabilen Bleiisotop.
Zur Temperatur im Container habe ich unterschiedliche Infos gefunden. Raumtemperatur, durchschnittlich 16°C, obere Grenztemperatur für Elektronikfunktion 80°C
Temperaturregelbereich: 0°-30°
Die Nutzung des „Solarzellendeckels“ für Mondtag/Mondnacht-Regime ist schon damals sehr sinnvoll gelöst worden.
Quellen:
http://www.svoboda.org/content/article/2140435.html (http://www.svoboda.org/content/article/2140435.html)
http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/varvarov/7-kont/02.html (http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/varvarov/7-kont/02.html)
http://nemaloknig.ru/read-182263/?page=5 (http://nemaloknig.ru/read-182263/?page=5)
dksk
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Da kann man nicht meckern - aus dem Verfügbaren das Beste herausgeholt. Und die Radaufhängung war ja auch schon mal nicht schlecht.
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Zur Radaufhängung ein paar Bemerkungen:
Die Räder sind nicht lenkbar. Die Lenkung erfolgt über Richtungs/Drehzahländerung der Räder.
Dadurch war die Traktion eher mit einem Raupenfahrzeug vergleichbar. In dem Bild sieht man gut die Schiebespur der Räder, die nachlaufend aus der selbigen gehen.
(https://images.raumfahrer.net/up037829.jpg)
Das führt bei der Radaufhängung zu hohen Querkräften. Diese werden in die Aufnahme mit der Drehstabfederung (im Bild 3. Торсион) abgeleitet. Die Schwinge (im Bild 2. Балансир) ist mit dem größten Querschnitt ausgeführt.
Die Rad-Drehmomentaufnahme durch den Oberlenker-Stab ist gegenüber den Querkräften deutlich kleiner dimensioniert. (5. Реактивная тяга)
(https://images.raumfahrer.net/up037830.jpg)
Um mit der zur Verfügung stehenden elektrischen Leistung ausreichend Vortrieb zu erzeugen und auch Überschusskraft für die seitlichen Schiebebewegungen zu haben war ein kombiniertes Planetengetriebe mit einer Gesamtübersetzung von 1:216 eingebaut. Der Motor und das Getriebe finden vollständig in der Nabe platz.
(https://images.raumfahrer.net/up037831.jpg)
(https://images.raumfahrer.net/up037832.jpg)
Bei Blockade oder anderen größeren Problemen mit einem Rad, gab es einen entsprechenden Freilaufmechanismus bis hin zu pyrotechn. Trennung. Daher war auch die Redundanz mit 8 Rädern gewählt worden.
Der aufgeschraubte Deckel und das Lager vorne nehmen die Querkräfte auf (8 Schrauben halten schon was).
Quellen:
http://galspace.spb.ru/index217.html (http://galspace.spb.ru/index217.html)
http://www.enlight.ru/ib/tech/vtm/ (http://www.enlight.ru/ib/tech/vtm/)
http://kik-sssr.ru/10.7.3_Pressa_1_Lunohod.htm (http://kik-sssr.ru/10.7.3_Pressa_1_Lunohod.htm)
Hier noch ein paar sehr schöne Bilder von Lunochod 3 mit Landeeiheit in voller Pracht.
http://pkk-avia.livejournal.com/53448.html (http://pkk-avia.livejournal.com/53448.html)
dksk
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Hallo dksk.
pyrotechn. Trennung - bedeutet was?
Rad absprengen oder Antrieb vom Laufrad trennen.
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Hier ist ein Trennmechanismus im Prinzipschaltbild des Getriebes auf der vorderen Nabenspitze gekennzeichnet.
Er wird als Trennmechanismus für Rad und Getriebe/Untersetzung benannt.
Detail Nr. 2 механизм разъединения колеса и редуктора in Abbildung a (links oben)
(https://images.raumfahrer.net/up037828.jpg)
Die Trennung auf der Abtriebsseite macht aus meiner Sicht auch Sinn. Egal ob im Getriebe oder Motor Pumpe ist - dort ist die günstigste Schnittstelle zum Rad.
Weitere Textpassage:
Пиротехнический заряд по команде с Земли мог перебить вал и в результате неисправное заблокированное колесо стало бы ведомым.
Ich interpretiere den Satz so:
Eine pyrotechnische Ladung kann auf Befehl von der Erde die Welle zertrümmern/zerstören, falls ein Rad blockieren sollte.
Damit kann die Nabenhülse frei laufen. Das Rad verbliebe am Fahrzeug und kann noch die Traglast aufnehmen.
Hier sieht man den Planetenkäfig mit Abstand zur Nabenhülse. Die Verbindung geht über dem vorderen Lager zu der Plattenverschraubung. Im Bereich der Feder und Lamellendichtung müsste dann das Pyroelement platziert sein – an den Modellen ist das sicher inert gemacht und da ist eine Bohrung, die bei den Einsatzfahrzeugen geschlossen ist.
(https://images.raumfahrer.net/up037835.jpg)
Quellen:
http://futuritigame.info/planet/129 (http://futuritigame.info/planet/129)
dksk
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N'abend,
ich glaube, der folgende Link paßt hierher (falls nicht, bitte löschen):
http://www.planetology.ru/panoramas/lunokhod2.php?page=0&language=english (http://www.planetology.ru/panoramas/lunokhod2.php?page=0&language=english)
Dort sind praktisch alle Panoramen, die von Lunochod-2 auf der Mondoberfläche gemacht worden, zu sehen. In maximaler Auflösung. :)
Gruß
roger50
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Das Lunochod hat über ein kombiniertes (Fernseh)Bildübertragungsystem verfügt. Für unterschiedliche Aufgabenstellungen sind daher auch entsprechende Kameras an unterschiedlichen Positionen des Fahrzeuges vorhanden gewesen.
Die Aufgabenstellungen beinhalteten Nahfeldnavigation, Positionsbewertung, Kontrolle der ausgeführten Bewegung, Untersuchung der geologischen und morphologischen und topographischen Merkmale der Mondoberfläche sowie Erdbeobachtung mit Positionsreferenzierung.
Es gab ein Fernsehübertragungssystem (Blickfocusierung), ein Panoramafernsehsystem – siehe Bilder im Link von Roger50 (und Gruß!) und ein Einfachsystem („wenig Frame“) zur Schnappschusserstellung. Die Systeme ergänzen und überlagern sich teilweise, was bei der Interpretation hilfreich ist. Vom Groben ins Feine…
(https://images.raumfahrer.net/up046503.jpg)
(https://images.raumfahrer.net/up046504.jpg)
Eine große Problematik der damaligen Zeit war die Bildauflösung und auch die Übertragungsrate der entsprechenden Signale. Daher kamen auch unterschiedliche, den jeweils für die Aufgabenstellung besten Kompromiss beinhaltende Lösungen zum Einsatz.
Der Empfang der Signale auf der Erde und die entsprechende Weiterverarbeitung stellten eine ähnlich komplexe Herausforderung dar.
Quelle mit weiteren Bildern und Infos:
http://kik-sssr.narod.ru/Lunohod-1.htm (http://kik-sssr.narod.ru/Lunohod-1.htm)
dksk
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Wenn man bedenkt, wann das gebaut wurde ...............
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Ich finde ja das Antriebssystem mit dem Planetengetriebe und der pyrotechnischen Trennung überraschend aufwändig, vor allem wenn man bedenkt, in welch geringer Stückzahl das gebaut wurde.
Ich kenne jetzt das Antriebs- bzw. konkret das Getriebesystem der NASA-Rover nicht gut genug, um es vergleichen zu können. Aber so eine Trennung des Rades vom eventuell blockierten Antrieb haben die NASA-Rover jedenfalls nicht, und wäre bei Spirit damals bestimmt sehr willkommen gewesen - der Rover könnte dann vielleicht heute noch "leben".
Vielleicht macht sich da zweierlei bemerkbar:
- Der Maschinenbau war, anders als die Computertechnik, vor 50 Jahren schon ähnlich weit entwickelt wie heute. Der Maschinenbau hat von damals zu heute nicht mehr solche Fortschritte gemacht wie die Computertechnik. Naja, kein Wunder, bei einem Verhältnis von, gaanz grob geschätzt, 200 : 70 Jahren (Dampfmaschinenzeit hier, Zuse- und Anti-Enigma-Computer dort). ;)
- Als "politisch relevante" Prestigeprojekte waren damals wohl die Budgets höher als heute, man konnte sich also mehr Aufwand leisten.
Nicht in dieses Bild passt allerdings die Lenkung des Lunochods nach dem Kettenfahrzeugprinzip (Bagger/Panzer). Andererseits, was spricht eigentlich dagegen, außer dass es wenig elegant anmutet...?
Terminus
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N'abend,
gerade vor ein paar Tagen war eine interessante Sendung über die Entwicklung von Lunochod im TV (weiß nicht mehr, welcher Sender). Dort wurde darauf hingewiesen, daß es große Probleme mit der Entwicklung dieser Getriebe gab. Bei Vakuumtests kam es immer wieder zum schnellen 'Verschweißen' der Zahnräder. Deshalb hat man sich dann entschlossen, das gesamte Getriebe luftdicht zu kapseln und mit einem neutralen Schutzgas zu füllen (Stickstoff ?).
Das hat sich dann auch gut bewährt. :)
Gruß
roger50
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Das Motor-Getriebe System direkt ins Rad zu bauen hat Vor- und Nachteile. Als Vorteil ist die Redundanz bezüglich der Einzelräder vorhanden. Nachteil ist, dass bei jedem Rad die gesamte Motor-Getriebeeinheit vorhanden sein muss. Bei zentralen Systemen geht nicht unwesentlich Leistung bei der Verteilung verloren. Auch die unabhängige Regelung der einzelnen Räder ist dann nicht trivial.
Beim Lunochod war die Entwicklungssituation ja nich so einfach wie heute.
Von der Betrachtung der Motor Drehmoment-Drehzahl-Kennlinie der verfügbaren weltraumtauglichen Motoren - über – was brauche ich und wo ist der Arbeitspunkt – kommt es dann zur Lösungsfindung. Die Differenz muss ein Getriebe ausgleichen, wobei das je nach Art und Wirkungsgrad auch wieder was auffrisst. Bürstenlose / elektronisch kommutierte Motoren, die da bezüglich Kennlienie mehr können, gab es wohl in den 60gern aufgrund des Standes der Mechatronik (Schwerpunkt Elektronik) wohl kaum weltraumtauglich und mit expliziter Mondtemperaturfestigkeit.
Bei der gewählten Untersetzung 1:216 ist ein Planetengetriebe in Bezug auf Bauraum, Gewicht und Wirkungsgrad und Integration in ein Gesamtsystem mit umlaufender Nabenhülsenlagerung und Abtriebsschnittstelle wohl doch eine gute Lösung. Die Tribilogie ist natürlich bei der Multimechanik nicht optimal. Die Gesamttoleranzauslegung, Verspannungsauslegung, etc. sind da wohl auch damals mit viel Ausprobieren ins Ziel gekommen. So ein System ist ja eher überbestimmt und ich brauch einfach etwas Elastizität, die das am Drehen hält. Mit Planetengetrieben in Radnähe gab es in den 60gern ja genügend Erfahrung mit erdgebundenen „Spezialfahrzeugen“ und da hat man wohl was genommen, was man kannte.
Heute stehen ja grundsätzlich andere Lösungen zur Verfügung. Angefangen beim Motor selbst und den Getriebebauteilen, Materialen, Verfahren, Tribologie.
Curiosity hat z.B. einen Radantrieb der Fa. Aeroflex., die LTM1 Motor-Getriebe Einheit. Es ist eine Getriebestufe abtriebsseitig mit 4 zu 1 Untersetzung drangehangen. Wenn ich die Bilder in der Präsi im ersten Link richtig interpretiere ist das auch ein Planetengetriebe.
Auf jeden Fall machen sich da die Jungs schon mal richtig Gedanken.
http://trs-new.jpl.nasa.gov/dspace/bitstream/2014/42048/1/11-1067.pdf (http://trs-new.jpl.nasa.gov/dspace/bitstream/2014/42048/1/11-1067.pdf)
http://www.aeroflex.com/ams/motion/datasheets/MSL_Landing_1_Year.pdf (http://www.aeroflex.com/ams/motion/datasheets/MSL_Landing_1_Year.pdf)
dksk
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N'abend,
hier der Link zu einem 35 min Video über die Entwicklung von Lunochod (in russischer Sprache, die ich leider nicht verstehe. Aber die Bilder sind gut, weil selten):
Gruß
roger50
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Danke für das Video Roger
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gerade vor ein paar Tagen war eine interessante Sendung über die Entwicklung von Lunochod im TV (weiß nicht mehr, welcher Sender).
Läuft am Sonntag um 23:10 Uhr wieder auf ZDFinfo: "Mit dem Auto auf den Mond"
http://www.zdf.de/ZDF/zdfportal/programdata/08f09dee-c131-3898-beea-3efa0cea90b0/20257421?doDispatch=1 (http://www.zdf.de/ZDF/zdfportal/programdata/08f09dee-c131-3898-beea-3efa0cea90b0/20257421?doDispatch=1)
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Es gibt noch eine sehr gute Dokumentation unter dem Titel Tank on the Moon. Ich weiss nicht ob diese die gleiche ist, wie die erwähnte. Jedenfalls lief diejenige die ich meinte auch in Deutsch unter anderem auf Arte und Servus TV. Der Titel kommt von einem der etwas kuriosen Umstände der Lunochod-Entwicklung: Es waren Panzer-Entwickler bei der Fahrwerksentwicklung beteiligt. Es wird in der Dokumentation auch darauf eingegangen, dass Lunochod eine sehr wichtige Erfahrung war, für die in Tschernobyl eingesetzten ferngesteuerten Aufräummaschinen.
Hier ein Auszug aus dieser wirklich sehenswerten Dokumentation:
ws
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Hier noch der Link zu den Panoramen von Lunochod 1.
http://www.planetology.ru/panoramas/lunokhod1.php?language=english (http://www.planetology.ru/panoramas/lunokhod1.php?language=english)
dksk
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Tolle Videos und Bilder von Lunochod!
Kennt ihr zufällig auch Seiten mit Bildern und Daten von den Sample-Return-Missionen Luna 16, 20 und 24?
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Hier ist eine Seite mit vielen Bildern und Infos zu Luna 16/20/24 aber auch den referenzierenden Luna-Projekten. Insbesondere die Quellenangabe am Seitenende enthält über 40 weiterführende Links mit ebenso vielen Infos sowohl auf englisch als auch russisch.
http://shvachko.net/teller/?p=1362&lang=en (http://shvachko.net/teller/?p=1362&lang=en)
Ein paar Einzelbilder
Landekonfigurigation
(https://images.raumfahrer.net/up046501.jpg)
Rückstart
(https://images.raumfahrer.net/up046502.jpg)
Bilderquelle:
http://epizodsspace.narod.ru/e2/foto-e2/l16.html (http://epizodsspace.narod.ru/e2/foto-e2/l16.html)
dksk
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Die Lunochods trugen einen Laserreflektor, mit dessen Hilfe Abstandsmessungen Erde-Mond durchgeführt werden konnten.
(https://images.raumfahrer.net/up037827.png)
Hergestellt wurde der Reflektor von Aérospatiale Frankreich und in Kooperation CNES mit der Sowjetunion eingesetzt.
http://www.cnes.fr/web/CNES-en/10411-st-1970-first-accurate-measurement-of-the-earth-moon-distance.php (http://www.cnes.fr/web/CNES-en/10411-st-1970-first-accurate-measurement-of-the-earth-moon-distance.php)
Zusätzliche Infos zur Messung mittels Laser gibt diese Präsi
http://eduscol.education.fr/bd/urtic/phy/?commande=aper&id=2156 (http://eduscol.education.fr/bd/urtic/phy/?commande=aper&id=2156)
www.spc.ac-aix-marseille.fr/phy.../terre-Lune.pps (http://www.spc.ac-aix-marseille.fr/phy.../terre-Lune.pps)
(Grundlagen der Physik oder französischen Sprache sind hilfreich)
Hier noch ein Film zur Erklärung des Retroreflektor-Effektes, der genutzt wird um des Strahl gezielt zurück zu senden und dort wieder in einem gestimmten Bereich empfangen zu konnen.
dksk
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Die Lunochods trugen einen Laserreflektor, mit dessen Hilfe Abstandsmessungen Erde-Mond durchgeführt werden konnten.
Erst der zweite, oder ?
Hab mir grad die ZDF Reportage angesehen - sachliche ordentliche Doku :)
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Auf der CNES Seite vom Link steht diese Textpassage:
„But very quickly, the Lunakhod 1 stopped emitting echoes and various interpretations were given at the time:
• wrong coordinates of the rover?
• accidental cover closure?
• retroreflector misalignment?
• retroreflector deterioration resulting from the very demanding day-night thermal cycle for the optical components?
It was only in 2010, since the Lunar Reconnaissance Orbiter of NASA accurately localised the rover, that a laser shot from New Mexico could detect an echo. The problem was thus probably a wrong localisation of the rover.”
Da das mit Lunochod 2 alles nachhaltiger geklappt hat, ist das auch eher als Info noch auffindbar. Lunochod 1 geriet mit diesem Feature in Vergessenheit ---- bis 2010.
Dank LRO wurde Lunochod 1 genauer lokalisiert und der Retroflector wieder erfolgreich benutzt.
http://www.space.com/20865-soviet-moon-rover-lunokhod-laser.html (http://www.space.com/20865-soviet-moon-rover-lunokhod-laser.html)
dksk
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Dank LRO wurde Lunochod 1 genauer lokalisiert und der Retroflector wieder erfolgreich benutzt.
http://www.space.com/20865-soviet-moon-rover-lunokhod-laser.html (http://www.space.com/20865-soviet-moon-rover-lunokhod-laser.html)
dksk
Wieso ist Lunochod 1 überhaupt verlorengegangen? Man hat doch eigentlich gewusst, wo Luna 17 mit dem Rover gelandet ist. Bekannt war auch, in welche Richtung sich Lunochod 1 fortbewegt hat, und soweit mir bekannt ist, wurden anfangs auch zahlreiche erfolgreiche Laservermessungen vorgenommen. Man hätte doch somit nur Laserimpulse zum letzten bekannten Standort von Lunochod 1, oder in dessen nähere Umgebung schicken müssen. Mit der Stelle, von der der Reflektor einen Laserimpuls zurückgeworfen hätte, hätte man den endgültigen Standort von Lunochod 1 sofort wieder lokalisieren können, auch ohne die spätere Hilfe des LRO.
Wilga35
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Lunochod 1 geriet mit diesem Feature in Vergessenheit ---- bis 2010.
Ah so - danke :)
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Das Finden der Lunochods mit dem Laser und dessen definierte Reflexion ist ja eine hochkomplexe Aufgabe. Wenn man die 2 mal zurückzulegende Distanz und die dabei auftretenden Abweichungen, Fehler, Ausrichtungsnachführung, atmosphärische Einflüsse und die Positionseinflüsse von Erde, Mond, Lunochod und zurück mit berücksichtigt kommt da schon in der Fehlerrechung einiges zusammen.
Die Laseranlagen waren in den 60gern entwickelt worden und waren in Bezug auf ihr Leistungsvermögen ja Riesendinger. Beim anzunehmenden Wirkungsgrand musste da wahrscheinlich auch beim Stromnetz vorher angemeldet werden, dass mal wieder gelasert wird und genügend Kühlmittel aufgefüllt werden. Die Forscher konnten da sicher auch nur innerhalb enger Grenzen (von Wetter und anderen naturgebundenen Einflüssen ganz abgesehen) arbeiten. Und dann wird wohl irgendwann mal die Vorentscheidung und dann die Finalentscheidung gefallen sein, hier nicht mehr weiter zu suchen oder zu probieren – wenn das Ding weg ist.
Ich hab zur Grundausrichtung des Retroflektors am Lunochod folgende Darstellung gefunden, die aber mit einer weiteren Info ergänzt werden muss.
(https://images.raumfahrer.net/up037826.jpg)
Auf dem Bild ist ja ein Bereich von +/- 10° zur Erde angegeben. Lt. den Erklärungen auf der Bildursprungsseite
http://79.174.78.50/wiki/%D0%9B%D0%B0%D0%B7%D0%B5%D1%80%D0%BD%D0%B0%D1%8F_%D0%BB%D0%BE%D0%BA%D0%B0%D1%86%D0%B8%D1%8F_%D0%9B%D1%83%D0%BD%D1%8B (http://79.174.78.50/wiki/%D0%9B%D0%B0%D0%B7%D0%B5%D1%80%D0%BD%D0%B0%D1%8F_%D0%BB%D0%BE%D0%BA%D0%B0%D1%86%D0%B8%D1%8F_%D0%9B%D1%83%D0%BD%D1%8B)
muss aber von den +/- 10° noch was abgezogen werden. Die Mondlibration, die mit ca. +/- 7° hier zu Buche schlägt.
http://de.wikipedia.org/wiki/Libration (http://de.wikipedia.org/wiki/Libration)
(https://images.raumfahrer.net/up010985.gif)
Evtl. können da unsere Astronomiespezialisten noch kompetenter was dazu schreiben.
Somit ist der „sichere“ Ausrichtkorridor auf 2°-3° reduziert.
In der Quelle Nr. 17 auf dem Hauptlink ist ein Word Dokument, in dem das mit den 2° - 3° noch fachspezifischer beschrieben ist.
In dem Hauptlink wird der Fahrer В.Г.Довганя mit der Aussage wiedergegeben, dass sich das Lunochod in einer Ausrichtung nach Osten befand anstatt in einer Südost Ausrichtung, wodurch das Signal auch abgeschwächt wurde. Das hat sicher als systematischer Fehler das Scheitern befördert.
Hier ist der Kollege in Ton und Bild.
ws
Das ist schon ein ganz harter Brocken, das unter allen Umständen bei 2 Himmelskörpern relativ zu einander einzuhalten. Zumal sich die Lunochods ja zwischen den Messungen bewegt haben. Und die Erde und der Mond und die Kontinente und die Luft …..
dksk
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Hier mal eine interaktive Infografik zum Lunochod.
Warten bis Lunochod 1 vorgefahren ist und einfach mal überall draufclicken.
http://en.ria.ru/infographics/20101119/161408364.html (http://en.ria.ru/infographics/20101119/161408364.html)
dksk
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Weiter gehts...
Hier eine kurze Präsi mit Grundinfos zu:
- Instrumentierung
- Landestelle
- durchgeführte „Arbeiten“
- Erkenntnisse
- Steuerzentrale
- Erprobung
- Referenzfahrzeuge
http://stp.cosmos.ru/uploads/media/Lunokhod_talk_Microrover_workshop.pdf (http://stp.cosmos.ru/uploads/media/Lunokhod_talk_Microrover_workshop.pdf)
dksk
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Zum Motorenthema habe ich noch was (aus meiner Sicht) Interessantes gefunden.
Schön frühzeitig im Projekt wurde klar, dass die bisherigen Motor/Getriebesysteme den Bedingungen eines längeren Mondaufenthaltes nicht sicher gewachsen waren. Insbesondere die Mondtag/Mondnacht – Temperaturbelastungen und die lange Zeitdauer, in der ein hohes Drehmoment für die Räder bereitgestellt werden muss, waren neue Entwicklungsherausforderungen.
Ich hab mal versucht eine Abschätzung über die Anzahl der Motoren im Lunochod zu machen.
Dabei komme ich auf mindestens 19 Motore.
- Radantrieb 8 Motoren
- Hebe/Senkmechanik am Nachlaufrad und Dichtemesser 1 Motor (die Scheerenwagenhebermechanik geht da für beide Geräte aus einem Antriebslock raus)
- Hauptantenne Drehung 1 Motor
- Hauptantenne Höhenwinkel 1 Motor
- Panoramakamera vertial re./li. 2 Motoren
- Panoramakamera horizontal re./li. 2 Motoren
- Deckelaufklapper 1 Motor
- Heizungsgebläse 1 Motor (unterschiedliche Angaben gefunden)
- Kursgyroskop ? 1 Motor
- Neigungsgyroskop ? 1 Motor
Um eine ausreichende Entwicklungssicherheit zu bekommen, wurde ein experimentelles Motor-Getriebesystem „R 1“ entwickelt und vorab an Bord der Mond-Orbiter Luna 11 und Luna 12 erprobt. Da die Luna 11 Mission einige Probleme hatte, sind die meisten Infos, die ich gefunden habe auf Luna 12 referenziert.
(https://images.raumfahrer.net/up037823.jpg)
Die besonderen Anforderungen an die Mechanik und Elektrik/Elektronik ergeben sich aus 3 Hauptbedingungen -- Vakuum, Strahlung und Temperaturbereich auf dem Mond. Nicht zuletzt müssen die durch die beim Start wirkenden Beschleunigungen und daraus folgenden Kräfte natürlich auch als erstes aufgenommen und überstanden werden.
Die für den Radantrieb gewählte Getriebekombination (3 Planetenstufen) hatte einen Wirkungsgrad von 0,85, was sehr gut ist. Dies hat aber für die Gesamtfunktion auch einen Nachteil. Es wird eine separate Radgetriebe- Bremse benötigt um in Gefahrensituationen eine schnelle Bremsung einzuleiten bzw. bei maximaler Schrägstellung ein ausreichendes Haltemoment am Hang verfügbar zu haben.
Die Sonnen- und Planetenräder waren aus einem speziellen selbstschmierenden Werkstoff hergestellt. Neben einer thermischen Bauteilbehandlung kam noch ein spezieller Schmierstoff „ВНИИ НП-249“ zum Einsatz.
Quellen:
http://autsys.aalto.fi/fsr/attach/Material/RCLslides.pdf (http://autsys.aalto.fi/fsr/attach/Material/RCLslides.pdf)
http://www.istc.ru/istc/db/inst.nsf/wsu/i0001262?OpenDocument&lang=Eng (http://www.istc.ru/istc/db/inst.nsf/wsu/i0001262?OpenDocument&lang=Eng)
Zum Thema Referenzierungen noch folgende Infos:
Im laufenden Thread gab es schone einen Hinweis aus dem „Tank on the moon“ Film, dass die Tschnernobyl – Roboter auf Lunochod-Grundlage geschaffen wurden.
Dabei hat sich das System STR-1 bewährt.
(https://images.raumfahrer.net/up037824.jpg)
Weiterführende Infos dazu hier:
http://www.rovercompany.ru/News/New_01.html (http://www.rovercompany.ru/News/New_01.html)
Nach den erfolgreichen Lunochod Missionen gab es natürlich daran anknüpfende Weiterentwicklungen. Eine bemerkenswerte Studie ist das Fahrgestelltestsystem „XM PK“, welches die Chang’e-3 Yutu Rover Fahrwerkskonfiguration mit der Einzelradlenkung schon vorwegnimmt
(https://images.raumfahrer.net/up037825.jpg)
dksk
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Haben die Chinesen etwa auch hier russische Technik kopiert und weiterentwickelt? ;)
Und @dksk: Wer hat die von Dir benutzten Quellen ins Englische übersetzt? Ist das bekannt? :-\ Die Originalsprache dürfte ja Russisch sein. :)
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NASA-Techniker waren Ende der 1990er Jahre auch vor Ort und haben sich die Lösungen der Russen angesehen. Erfahrungen werden halt weltweit genutzt.
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Ich hab das Dokument mit den 3 Bildern auch noch als längere Version, direkt vom Herausgeber „VNIITRANSMASH“.
Die englische Übersetzung werden dort die Spezis wohl auch selbst mit gemacht haben, damit der Empfängerkreis dieser Infos entsprechend weltweit ausgedehnt wird.
http://www.enlight.ru/ib/tech/vtm/vniitm.pdf (http://www.enlight.ru/ib/tech/vtm/vniitm.pdf)
Die Puplizierungsplattform „ISTC”, auf die der zweite Link im obigen Beitrag verweißt ist quasi sowas wie ein Transferzentrum, was es ja hier auch für verschiedene Themen gibt, um Forschung, Industrie, Anbieter und Kunden über eine gemeinsame Plattform zusammenzubringen.
http://www.istc.ru/istc/istc.nsf/fa_MainPageMultiLang?OpenForm&lang=Eng (http://www.istc.ru/istc/istc.nsf/fa_MainPageMultiLang?OpenForm&lang=Eng)
Zitat aus dem Link
“The International Science and Technology Center (ISTC) is an intergovernmental organization connecting scientists from Russia, Georgia and other countries of the Commonwealth of Independent States (CIS) with their peers and research organizations in the EU, Japan, Republic of Korea, Norway and the United States.”
Die Wissenschaftler standen ja schon in früheren Zeiten mehr oder weniger im internationalen Austausch. Die Hersteller der Spezialtechnik waren auf Grund staatlicher Restriktionen bzw. Geheimhaltung da eher im Hintergrund.
Mitte der 1980er Jahre gab es bekanntlich eine außerordentliche politisch-gesellschaftliche wie ökonomische Veränderung in der SU.
Die Institute und Herstelle waren dadurch z.T. auch gezwungen neue Kunden zu finden bzw.
ihr know-how und Forschungsergebnisse zu vermarkten. Hinzu kam das Finden von Anwendungen und Märkten für Produkte und Ergebnisse – auf die diese noch gar nicht abzielen konnten.
Für freigegebene Projekte ist da auch schnell was gemacht worden. Zusätzlich entstand ein großer Markt im Umfeld der Rüstungskonversion.
VNIITRANSMASH ist damals auch eine Aktiengesellschaft
(JOINT-STOCK COMPANY
RUSSIAN MOBILE VEHICLE ENGINEERING INSTITUTE )
geworden und bietet seither seine Leistungen weltweit an. Auf ihre in den alten Zeiten erbrachten Leistungen und Ergebnisse dürfen die Mitarbeiter zu Recht stolz sein – und diese als beste Referenzen verwenden.
Gleichsam hat diese Veröffentlichung den großen Vorteil, daß im Netz immer mehr dieser Daten verfügbar sind.
dksk
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Immer wieder beeindruckend, wenn man die Jahre betrachtet....
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--- Technik/Vergleiche/ Referenzierungen ---
Ich hab mal einen Ähnlichkeitsbetrachtung vom Lunochod zum Yutu gemacht – und eine nachvollziehbare Evolution der Fahrzeuge festgestellt – siehe Bild.
(https://images.raumfahrer.net/up037818.jpg)
Die Grundsätzliche Auslegung eines automatischen mobilen Mondlabors hat sich dabei seit den 1970er Jahren nicht wesentlich geändert. Grundlage der Mobilität ist ein entsprechendes Fahrgestell, das mit dem Mondboden hinsichtlich Festigkeit und Struktur klar kommt und die Fahzeugmasse sicher tragen kann (Bodendruck). Die maximale Radeinsinkung und Spurtreue sind weitere Kriterien.
Das Dahtgeflechtrad des Lunochod stellt dabei offensichtlich den Stand der Technik für die Mondoberfläche dar.(LRV ist im weiteren Sinne auch Drahtgeflecht, wobei hier eine unvergleichlich größere dynamische Belastung durch die Geschwindigkeit im Fahrbetrieb gegeben war)
Die maximale Einsinktiefe unter „normalen“ Bedingungen betrug bis zu 2 cm. An Kraterrändern sanken die Räder deutlich mehr – bis 20 cm ein. Bodenuntersuchungen in diesen Bereichen zeigten auch entsprechende Unterschiede in der Bodenstruktur. Siehe Quellenlink Nr. 3 unten. Im Bild ist die Analyse des Bodens mit "Krümelstrkenbetrachtung" und eine gewisse Viskosität beschrieben (russisch)
(https://images.raumfahrer.net/up037819.jpg)
In den Panoramabildern ist das leichte Einsinken der Räder auch sichtbar und wurde sicher von der Bodenstation auch als Kriterium zur Fahrtbewertung herangezogen
(https://images.raumfahrer.net/up037820.jpg)
Die seitlich offene Form des Rades ist für die lockere obere Struktur der oberen Bodenschicht ebenfalls vorteilhaft.
Da das Lunochod eine kraftresultierende Lenkung durch die 2 x 4 richtungsfesten Räder hatte, konnte bei der seitlichen Schiebebewegung auch das lose Bodenmaterial mit geringerem Widerstand bewegt werden bzw. durch das Rad geschoben werden.
Seitlich geschlossene Räder wären hier sicherlich von Nachteil, da eine zusätzliche seitliche Hemmkraft entstünde . Die seitliche Schiebebewegung muß natürlich mit einem entsprechenden Traktionsüberschuß in Radhauptrichtung sichergestellt werden.
Die Drehung des Fahrzeuges ist somit Folge des resultierenden Kraftvektors, der ein Drehmoment um den Schwerpunkt erzeugt.
(https://images.raumfahrer.net/up037821.jpg)
Diese Art von Fahrwerk und Lenkung wurde vom Konstruktionsbüro ВНИИ-100 entworfen, welches sich sonst eher mit massiveren Fahrzeugen beschäftigte
(https://images.raumfahrer.net/up037822.jpg)
Aus den Erfahrungen mit den Fahrzeugen folgte bezüglich Fahrwerk die Weiterentwicklung auf 6 Räder (3 Achsen) mit Lenkung für die äußeren Räder. Damit wird das Fahrwerk aufwendiger (zusätzliche Mechanik, Aktuatoren, Steuerung). Durch den Wegfall von 2 Rädern und die optimierte Traktion kann das aber kompensiert werden. Ein weiterer Entwicklungsschritt ist die Radaufhängung je Seite mit dem s.g. Rocker-Bogie System, welches dann auch bei Yutu Einzug fand. Damit sind die Hauptkörperstabilität und die Überwindungsfähigkeiten in unwegsamem Gelände nochmals verbessert.
http://de.wikipedia.org/wiki/Rocker-Bogie (http://de.wikipedia.org/wiki/Rocker-Bogie)
Quellen:
http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/ziv/1991/5/planetoh.html (http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/ziv/1991/5/planetoh.html)
troistvo-avtomobilya.ru/rulevoe-upravlenie/printsip-povorota-kolesny-h-mashin/
http://www.lpi.usra.edu/science/kring/lunar_exploration/briefings/lunar_mobility_review.pdf (http://www.lpi.usra.edu/science/kring/lunar_exploration/briefings/lunar_mobility_review.pdf)
dksk
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От Лунохода к Марсоходу
- Vom „MONDGÄNGER“ zum MARSGÄNGER“ -
Hier noch ein ansehenswerter Film zur Fahrwerksentwicklung bis hin zu supergeländgängigen Marsmobilen – ab 10 min wird es richtig interessant.
Der Inhalt kompensiert die schlechte Bild- und Tonqualität.
http://rutube.ru/video/46e0d200331c78743d531436b6fbce68/ (http://rutube.ru/video/46e0d200331c78743d531436b6fbce68/)
dksk
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Nachdem es jetzt schon einige Zwischenbetrachtungen zu den Weiterentwicklungen/Nachfolgeprojekten gab, möchte ich ein paar Basisinformationen zum Lunochod-Projekt an sich hier nochmal darstellen.
Zitat aus Wikipedia:
Mit Lunochod (russisch Луноход für Mondgänger), auch bekannt unter der Bezeichnung Luna E-8, wird der Typ von sowjetischen Mondmobilen bezeichnet, die im Rahmen des Luna-Programms den Mond erforschten. Es waren die ersten ferngesteuerten Fahrzeuge auf einem an„deren Himmelskörper. Maßgeblich an der Konstruktion der Rover war der russische Ingenieur Alexander Kemurdschian beteiligt.
Es gab drei Missionen: Die erste endete mit der Explosion der Proton-Trägerrakete, zwei weitere verliefen sehr erfolgreich:
• Erster Lunochod-Startversuch (E-8 Nr. 201) am 19. Februar 1969: Nutzlastverkleidung der Trägerrakete kollabiert nach etwa einer Minute Flugzeit, was zur Zerstörung der Rakete führte
• Luna 17 (E-8 Nr. 203) mit der Nutzlast Lunochod 1 im Jahr 1970/1971 und
• Luna 21 (E-8 Nr. 204) mit der Nutzlast Lunochod 2 im Jahr 1973
Geplante Mission:
• Luna 25 mit der Nutzlast Lunochod 3 im Jahr 1977“
http://de.wikipedia.org/wiki/Lunochod (http://de.wikipedia.org/wiki/Lunochod)
Mit dieser Grundlage ist es einfacher Bezüge und Zuweisungen im Kontext von „Technik/Vergleiche/Referenzierungen“ zu erkennen und die entsprechenden Informationen klarer zu verstehen.
Lunochod 2 hält momentan noch den Rekord für die längste gefahrene Strecke auf dem Mond. (mal sehen was am Ende dieses Jahres da von Yutu geboten wird)
(https://images.raumfahrer.net/up037817.png?uselang=de)
dksk
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höchst interessante Grafik !
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Um seine Aufgaben erfolgreich durchführen zu können (und auch die ganzen Motoren anzutreiben) benötigt der Lunochod permanent Energie in ausreichender Menge. Diese zur Verfügung zu stellen ist Aufgabe des…..
Lunochod- Energiekomplexes
Hier versuche ich mal eine Strukturierung:
Dieser Komplex besteht aus 4 Teilsystemen, die in zumindest kausalem Zusammenhang als Gesamtkomplex betrieben werden bzw. aufeinander angewiesen sind.
- Wärmeregulierungssystem und Wärmequelle -RHU
- Speicherbatterien
- Solarzellen und Deckel
- Steuerungs- und Regelungssystem des Energiekomplexes
Betrachtet man die Grundabhängigkeiten der 4 Systeme, so wird deren hohe Komplexität und integrative Auslegung deutlich.
Beispiele:
Das Wärmeregulierungssystem bedarf Strom um mittels Lüfter eine kontinuierliche Umwälzung der Gasfüllung im Fahrzeughauptkörper zu gewährleisten. Der Strom wird durch die Batterien bzw. Solarzellen bereitgestellt. Die Solarzellen im Deckelinneren können nach der Mondnacht nur in Funktionsstellung kommen, wenn noch Strom aus den Batterien bereitgestellt werden kann. Diese dürfen während der Mondnacht nicht zu kalt werden und benötigen wiederum die Wärme aus der RHU bzw. der Solarzellendeckelantrieb benötigt Strom um am Ende des Mondtages zugeklappt und am Ende der Mondnacht aufgeklappt zu werden.
Während des Mondtages benötigen die Batterien Strom aus den Solarzellen im Deckel um wieder aufgeladen zu werden. Die Ventilatoren brauchen Strom um durch Umwälzung der Gasfüllung in ausreichender Menge die überschüssige Wärme zur oberen Seite des Fahzeughauptkörper zu fördern, um die Abstrahlung in den offenen Raum zu gewährleisten. (Thermodynamiker – bitte korrigieren, wenn nötig) Das Steuerung- und Regelungssystem benötigt natürlich auch zu jeder Zeit Strom, damit das Alles mit Allem zusammenpaßt.
Die Gesamtheit dieser gegenseitigen Abhängigkeiten und Funktionen wurde dann entsprechend in der
Auslegung der Hardware berücksichtigt.
Jetzt gehe ich mal auf die 4 Teilsysteme ein:
------- Wärmeregulierungssystem und Wärmequelle - RHU ------------
Zum Wärmeregulierungssystem wurden schon am Beginn des Threads einige Grundinfos gegeben.
https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=12187.0 (https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=12187.0)
Weiterführend will ich hier (bezogen auf den Link) auf die Heizungseinheit (3) - mit Brennstoffelement (21) auf Po 210 Basis eingehen.
Bezüglich der Begrifflichkeiten wird die Heizungseinheit häufig als RHU – von „radio nucleic unit“ – bezeichnet.
Im Lunochod kam eine Radioisotopen Wärmequelle vom Typ В3-Р70-4 (westl. Schreibweise V3-R70-4) zum Einsatz.
(https://images.raumfahrer.net/up037813.jpg)
Radioisotop Wärmequelle B3- P70 -4 (Übersetzungsversuch) - zum gezeigten Bild des B3-P70-4
1 - Kapsel ( Tantal) mit Yttrium Polonium 2 - Ummantelung Rumpf ( Tantalmetall) , 3 – Getter-Dichtung (komprimierte Yttrium Späne) 4 - Ummantelung Deckel ( Tantalmetall) 5 - Dämpfer (gepreßte Späne, Legierung auf Niob -Basis ), 6 - Abdeckung Korrosionsschutz Schale ( eine Legierung auf Niob -Basis ) 7 - Rumpf Korrosionschutz
( Niob -Legierung ), 8 - Schale stoßfest ( Niob -Legierung ) , 9 - stoßfeste Deckelschale ( eine Legierung auf Niob -Basis)
(https://images.raumfahrer.net/up037814.jpg)
Der Sicherheitscontainer ist bei Po 210 sehr wichtig, da es eine hohe Radiotoxizität hat.
http://www.buetzer.info/fileadmin/pb/pdf-Dateien/Polonium.pdf (http://www.buetzer.info/fileadmin/pb/pdf-Dateien/Polonium.pdf)
Weitere Infos:
thermische Leistung, 150-170 W
Durchmesser, mm, nicht mehr als 20,8
Höhe, mm, nicht mehr als 100
Gewicht, g, nicht mehr als 200
Temperaturregime, nicht mehr als 1000°C
Kollisionssicherheit bei Geschwindigkeit gegen festen Körper bis 100 m/s
Betriebsdauer, mindestens 105 Tage
Die Zuverlässigkeit, Robustheit und Sicherheit der Radioisotop Wärmequelle B3- P70 -4 wurde auf 2 Arten bestätigt. Wobei diese vom „Worst case“ bis „Best case“ reichen.
1. Worst Case
Die Kapsel B3- P70 -4 überstand den Raketenabsturz mit dem ersten Lunochod Луноход 8ЕЛ№201 am 19.02.1969 und wurde unversehrt bei der Trümmersuche aufgefunden.
Bei Interesse: Beschreibung auf einer russischen Seite.
http://samlib.ru/s/stepanow_a_n/poligonbaikonur.shtml (http://samlib.ru/s/stepanow_a_n/poligonbaikonur.shtml)
Hier wird u.a. die Ursachenforschung (Versagen der Nutzlastverkleidung) und die Suche in den Trümmern nach wichtigen Bauteilen beschrieben.
Zur Zeitdauer, bis die Kapsel B3- P70 -4 gefunden und geborgen wurde gibt es unterschiedliche Angaben. Das russische Nuklearzentrum Sarow führt in seinem Dokument Auffinden in versiegeltem/unversehrtem Zustand offiziell auf.
2. Best Case
" Lunochod-1" funktionierte 322 Tage (von 17. November 1970 bis zum 4. Oktober, 1971), und "Lunochod-2" 220 Tage, womit die Anforderungen deutlich übertroffen (105 Tage Mindestbetriebsdauer).
Hier noch ein Bild von der Heizungseinheit mit Isolationsummantelung und den Umströmungsanschlüssen. Im Inneren wird die Kapsel B3- P70 -4 untergebracht.
(https://images.raumfahrer.net/up037815.gif)
(https://images.raumfahrer.net/up037816.jpg)
Quellen:
http://www.nationalsecurity.ru/library/00073/00073sarov046.htm (http://www.nationalsecurity.ru/library/00073/00073sarov046.htm)
http://isjaee.hydrogen.ru/pdf/11_2004_zavalishin.pdf (http://isjaee.hydrogen.ru/pdf/11_2004_zavalishin.pdf)
http://www.bochvar.ru/vniinm/history/1970_1979/moon_rover/ (http://www.bochvar.ru/vniinm/history/1970_1979/moon_rover/)
http://www.bochvar.ru/news/news_vniinm/more_dojdey/ (http://www.bochvar.ru/news/news_vniinm/more_dojdey/)
http://in-technics.ru/radioizotopnyj-blok-obogreva/ (http://in-technics.ru/radioizotopnyj-blok-obogreva/)
Fortsetzung folgt…. (sang BAP ja auch schon 1988)
dksk
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Weiter geht es mit dem --------- Wärmeregulierungssystem -----------
Ich bin kein Thermodynamikspezi – hab mal vor langer Zeit Teil 1 und 2 absolviert – aber ich war da nicht so begabt – bitte bei Bedarf kompetent korrigieren.
Die Wärmeregulierung findet innerhalb der Systemgrenzen des Fahrzeuges statt. Diese sind räumlich durch den Haupkörper des Fahrzeuges eingegrenzt. Über diese Systemgrenzen findet ein Austausch mit der Umgebung (offener Weltraum in Mondoberflächennähe) statt. Somit muß die Differenz, die durch Energiefluß in beide Richtungen entsteht ausgeglichen werden. Wobei hier die entsprechenden Regelgrenzen eine jeweilige Änderung innerhalb eines definierten Bereiches zulassen, sodaß das System eine entsprechende „Trägkeit“ haben kann. Ganz stark vereinfacht: Mondtag – Wärme von außen nach innen – wenn zu heiß: kühlen. Mondnacht – Wärme von innen nach außen – wenn zu kalt: wärmen.
Der Hauptkörper ist als umgedrehter Kegelstumpf gestaltet und besteht aus einer Magnesiumlegierung mit folgenden Hauptabmessungen aussen:
Durchmesser unten: ca. 1,3 m
Durchmesser oben: ca. 1,77 m
Höhe: ca. 0,68 m
Für die Abschätzung des nutzbaren Innenraumes gehe ich von ca. 0,05 m „technischer Wandstärke“ mit Versorgungsleitungen, Kabeln, Kanälen etc. aus. Damit ist die nutzbare Quadratgrundfläche am Boden mit ca. 0,83 m Seitenlänge definiert. Darin befinden sich die Batterien, Elektrotechnik, Geräte etc.
(https://images.raumfahrer.net/up037810.jpg)
(http://[url=https://images.raumfahrer.net/up037810.jpg]https://images.raumfahrer.net/up037810.jpg[/url])
Der Hauptkörper ist mit Stickstoff gefüllt und hermetisch verschlossen. Die Stückstoffüllung führt zu einer Art „Gleichverteilung der Wärme“, da die Bauteile kontinuierlich umströmt werden. Somit werden zu starke Temperaturdifferenzen verhindert und ein kontinuierlicher Temperaturausgleich zwischen Gas und Bauteilen ist möglich. Bei lokal zu starker Erwärmung wird diese auch „verteilt“ und somit in Extremsituationen eine gewisse Trägheit genutzt um entgegen zu regeln. (umgangssprachliche Beschreibung)
Innerhalb des Hauptkörpers sind die Werte für Druck, Volumen und Temperatur miteinander in Relation. Die Formel P1*V1/T1 = P2*V2/T2 ist ja noch erinnerlich, wobei V1=V2=const. gesetzt werden kann.
Somit sind Druck und Temperatur die Hauptgrößen zur Überwachung.
Der Druck ist mit einem Bereich von 735 mm Hg bis770 mm Hg definiert. Die Temperatur mit 0°C bis *30°C. Zu diesen Werten gibt es unterschiedliche Angaben – je nach Quelle. Ich habe hier die aus meiner Sicht passenden herangezogen.
Aus dem Hauptkörper ragen noch Geräte, wie z.B. Kameras mit entsprechender Umfassung hervor. Der Hauptkörper und große Anbauten sind außen mit einer Glasfaserisolationsmatte, die aus ca. 20 Schichten besteht, umnäht.
(https://images.raumfahrer.net/up037811.jpg)
Die Oberseite weist ein besonderes 2-teiliges Isolationssystem auf.
1. An der Oberfläche des Hauptkörpers ist eine spezielle Isolationsfolie aufgebracht, die stark reflektierende Eigenschaften und eine sehr glatte Oberfläche hat. Dadurch ist die Absorption des Sonnenlichtes am Mondtag von vorne herein minimiert. (bei geöffnetem Deckel) Gleichzeitig ist sie bezüglich Wärmeabstrahlung von innen nach außen optimiert (Vorzugsrichtung). Dies ist für das Arbeitsregime „Kühlen“ wichtig.
(Bild der Folie zeigt Lunochod 3)
2. Die Deckeloberfläche ist ebenfalls mit der Glasfaserisolationsmatte entsprechend dem Hauptkörper isoliert und hat, wenn der Deckel geschlossen ist somit volle Isolationsfunktion an der Oberfläche des Hauptkörpers.
(https://images.raumfahrer.net/up037812.jpg)
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Das Wärmeregulierungssystem kann in 2 Hauptbetriebsarten betrieben werden „Wärmen“ und „Kühlen“.
Auf dem Prinzipschaltbild erkennt man die Funktionsweise anhand der Hauptbauteile und deren sehr einfachen Auslegung. Es gibt einen zentralen Klappenantrieb mit Verteilerwelle und Gestänge, eine Rückstellfeder und das wars. Seinerzeit wurden in der Automatisierung von Systemen noch vordergründig Funktionselemente mit den Booleschen Operationen an sich belegt. Die Verknüpfung über Gestänge, Mechaniken etc. war zur Funktionsbildung primär gegenüber elektronischen Steuerungen. Heutzutage wird erst mal eine SPS mit Maximalausstattung (Speicherplatz und Adressen) genommen und eine unendliche AWL reingeklopft, wobei die Merker nie ausreichen, falls mal mittendrin was stehen bleibt.
Die Betriebsart wird insgesamt durch 3 qualitative und 2 quantitative Werte, die entsprechend geschaltet werden, bestimmt.
(https://images.raumfahrer.net/up037805.jpg)
qualitativ 1: Deckelstellung: auf/zu
qualitativ 2: Ventilschaltung Kreislauf (kalt/heiß)
qualitativ 3: Ventilatordrehrichtung (drücken/saugen)
quantitativ 1: Anzahl der Ventilatoren (1,2 oder 3)
quantitativ 2: Drehzahl der Ventilatoren (niedrig, mittel, hoch)
Beispiel „Wärmen – maximale Temperatur“ (Luft würd über Po 210 Element erhitzt, nach oben gesaugt und über den zentralen Verteiler innen rausgelassen und umströmt die Bauteile)
Deckel:zu
Ventilschaltung: Durchlauf heißes Element
Ventilatordrehrichtung: saugen
Anzahl Ventilatoren: 3
Drehzahl Ventilatoren: max.
Beispiel “ Kühlen – minimale Temperatur“ (Luft wird nach oben an die Decke des Behälters geblasen – durch die Deckelwand und die Spezialfolie wird Wärme nach oben abgestrahlt. Luft mit Wärmeverlust wird an den Körperwänden nach unten geleitet) Die Deckelklappe des Fahrzeuges ist geöffnet.
Deckel: auf
Ventilschaltung: kein Durchlauf am heißen Element
Ventilatordrehrichtung: drücken
Anzahl Ventilatoren: 3
Drehzahl Ventilatoren: max.
(https://images.raumfahrer.net/up037806.jpg)
Das Hauptelement mit den Ventilen und Stellelementen zur Bestimmung des Betriebsregimes und den Verteilungsdüsen. Vor der Wärmequelle: Ventil rot – geschlossen; Ventil grün - geöffnet
(https://images.raumfahrer.net/up037807.jpg)
(http://[url=https://images.raumfahrer.net/up037807.jpg]https://images.raumfahrer.net/up037807.jpg[/url])
Das System war insgesamt sehr zuverlässig und somit gab es sogar Untersuchungen, ein angepaßtes Arbeitsregime einzuführen.
Dazu wurde gemessen, wieviel Wärme während der Mondnacht „verlorenging“ um die nötige Ausgleichsmenge abzuschätzen.
Während der Februar-Mondnacht (07.-19.02.1971) wurde mit Lunochod 2 erfolgreich getestet, den Deckel offen zu lassen und den Wärmeverlust mit der verfügbaren Leistung des Po 210 Elements komplett auszugleichen.
Das stellte für die Solarzellen auch einen Worst Case Test in Bezug auf den Temperaturunterschied dar. Gleichzeitig war aber auch mit dem Wiederaufgehen der Sonne unmittelbar elektrische Leistung über die Solarzellen verfügbar.
Lunochod 2 wurde übrigens auch mit geöffnetem Deckel vom LRO „wiederentdeckt“.
(https://images.raumfahrer.net/up037808.jpg)
Quellen:
Siehe alle vorangehenden Beiträge und:
http://www.rand.org/content/dam/rand/pubs/reports/2007/R802.pdf (http://www.rand.org/content/dam/rand/pubs/reports/2007/R802.pdf)
http://www.astronaut.ru/bookcase/books/salah03/text/03.htm (http://www.astronaut.ru/bookcase/books/salah03/text/03.htm)
https://images.raumfahrer.net/up037809.jpg (https://images.raumfahrer.net/up037809.jpg)
Screenshots aus dem Film “Tank on the Moon”
http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9B%D1%83%D0%BD%D0%BE%D1%85%D0%BE%D0%B4_%28%D0%BA%D0%BE%D1%81%D0%BC%D0%B8%D1%87%D0%B5%D1%81%D0%BA%D0%B0%D1%8F_%D0%BF%D1%80%D0%BE%D0%B3%D1%80%D0%B0%D0%BC%D0%BC%D0%B0%29 (http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9B%D1%83%D0%BD%D0%BE%D1%85%D0%BE%D0%B4_%28%D0%BA%D0%BE%D1%81%D0%BC%D0%B8%D1%87%D0%B5%D1%81%D0%BA%D0%B0%D1%8F_%D0%BF%D1%80%D0%BE%D0%B3%D1%80%D0%B0%D0%BC%D0%BC%D0%B0%29)
http://79.174.78.50/forum/index.php?topic=310855.20 (http://79.174.78.50/forum/index.php?topic=310855.20)
dksk
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Nun zum elektrischen Energiesystem des Lunochod, mit dem Thema:
----- Speicherbatterien ------
Der Lunochod hatte einen Akkumulatorkombiblock, mit folgenden technischen Kennwerten an Bord:
Silber -Cadmium-Batterien
Anode - Cadmium-
Elektrolyt - Kaliumhydroxid
Kathode - Silber-Oxid
Verglichen mit Silber-Zink-Batterie sind die spezifischen Eigenschaften (EMK 1,6 V, 45-90 Wh / kg) geringer, aber es könnten mehr als 3000 Lade-Entlade-Zyklen problemlos überstanden werden (bis 6000 Zyklen möglich). Durch die geringere Löslichkeit von Cadmium im Kaliumhydroxid gibt es keine Bildung von Dendriten (Gefahr von Kurzschlußbrücken)
Dies war für das spezielle MondTAG und MONDNACHT Arbeitsregime ausschlaggebend.
Nach den 2 Wochen Bordnetzbetrieb (Ventilation, Datenübertragung, BMSR) sind die Batterien stark entladen.
Optionen:
Theoretische Energieverbrauch :
Spezifische Energie (Wh / kg) : ca. - 45 bis 90 Wh / kg.
Spezifische Energiedichtet (Wh / dm ³) : ca. - 120 Wh / dm ³ .
Elektro-Motorische-Kraft : 1,6 V.
Betriebstemperatur: -30 ... +50 ° C.
Zu den Bordnetz-Leistungsdaten des Akkumulatorkombiblocks gibt es folgende Informationen:
Blockkappazität: 200 Ah Lunochod 1
Bordspannung: 27 V
Die mechanisch-elektrischen Außenschnittstellen der Akkumulatoren entsprachen dem Standard der „Onboard-Batterien“ dieses Leistungsbereiches für sowjetische Luft- und Raumfahrzeuge jener Zeit.
Speziell die Gehäuse-, Isolations- Befestigungsauslegung basierte auf der Übernahme der entsprechenden Standardkassettensysteme. Die Zellen waren für die Anwendung im Lunochod mit den entsprechenden Anpassungen für Anode, Elektrolyt und Kathode ausgeführt.
Diese Akkus haben typischerweise ebenfalls eine Spannung von ca. 27 V – aber eine Einzel-
Kapazität von 25 -28 Ah. Daher sind für das Lunochod 8 Einzelakkus zum Block zusammengeschalten. Damit wird die maximale Kapazität zur Verfügung gestellt, wobei gleichzeitig eine gewisse Redundanz für Reserve/Umschaltoption vorhanden ist.
Da kaum Informationen zum Inneren des Lunochod zu finden sind, habe ich eine Baraumab-
schätzung auf Grundlage der Abmessungen der Standardakkutypen im Vergleich mit einem Bild des Lunochod Untergestells mit Innenbauteilen gemacht. Das Bild ist wieder ein Screenshot aus „Tank on the moon“
(https://images.raumfahrer.net/up037803.jpg)
Aus meiner Sicht ist die Vergleichbarkeit gegeben.
Zur Akkuanordnung noch eine Variantenüberlegung:
In einigen Bildern von Fahrwerkserprobungsmustern ist in der Mitte des Chassis ein Rahmen zu erkennen.
Dies könnte ein Gasverteilungsschacht (Düsen oder Diffusor?) sein, um die Umströmung der mittleren Akkus zu optimieren.
(https://images.raumfahrer.net/up037804.jpg)
Somit könnten die mittleren Akkus seitlich angeordnet sein.
Wenn die Sonne zu Beginn des Mondtages wieder erscheint, werden die Akkus wieder vollständig aufgeladen. Dazu besitzt der Lunochod Solarzellen im Deckel. Da kommt als nächstes Thema.
Quellen:
http://kik-sssr.ru/10-7-4_Pressa_2_Lunohod.htm (http://kik-sssr.ru/10-7-4_Pressa_2_Lunohod.htm)
http://samlib.ru/d/dmitriew_p/lunohod.shtml (http://samlib.ru/d/dmitriew_p/lunohod.shtml)
http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A1%D0%B5%D1%80%D0%B5%D0%B1%D1%80%D1%8F%D0%BD%D0%BE-%D0%BA%D0%B0%D0%B4%D0%BC%D0%B8%D0%B5%D0%B2%D1%8B%D0%B9_%D0%B0%D0%BA%D0%BA%D1%83%D0%BC%D1%83%D0%BB%D1%8F%D1%82%D0%BE%D1%80 (http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A1%D0%B5%D1%80%D0%B5%D0%B1%D1%80%D1%8F%D0%BD%D0%BE-%D0%BA%D0%B0%D0%B4%D0%BC%D0%B8%D0%B5%D0%B2%D1%8B%D0%B9_%D0%B0%D0%BA%D0%BA%D1%83%D0%BC%D1%83%D0%BB%D1%8F%D1%82%D0%BE%D1%80)
http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%91%D0%BE%D1%80%D1%82%D0%BE%D0%B2%D0%B0%D1%8F_%D1%81%D0%B8%D1%81%D1%82%D0%B5%D0%BC%D0%B0_%D1%8D%D0%BB%D0%B5%D0%BA%D1%82%D1%80%D0%BE%D1%81%D0%BD%D0%B0%D0%B1%D0%B6%D0%B5%D0%BD%D0%B8%D1%8F_%D0%BB%D0%B5%D1%82%D0%B0%D1%82%D0%B5%D0%BB%D1%8C%D0%BD%D1%8B%D1%85_%D0%B0%D0%BF%D0%BF%D0%B0%D1%80%D0%B0%D1%82%D0%BE%D0%B2 (http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%91%D0%BE%D1%80%D1%82%D0%BE%D0%B2%D0%B0%D1%8F_%D1%81%D0%B8%D1%81%D1%82%D0%B5%D0%BC%D0%B0_%D1%8D%D0%BB%D0%B5%D0%BA%D1%82%D1%80%D0%BE%D1%81%D0%BD%D0%B0%D0%B1%D0%B6%D0%B5%D0%BD%D0%B8%D1%8F_%D0%BB%D0%B5%D1%82%D0%B0%D1%82%D0%B5%D0%BB%D1%8C%D0%BD%D1%8B%D1%85_%D0%B0%D0%BF%D0%BF%D0%B0%D1%80%D0%B0%D1%82%D0%BE%D0%B2)
http://oz-niihit.ru/aircraft.html (http://oz-niihit.ru/aircraft.html)
http://www.rigel.ru/rigel/akk/s_k_e.html (http://www.rigel.ru/rigel/akk/s_k_e.html)
http://guap.ru/guap/kaf71/meth/5_2.pdf (http://guap.ru/guap/kaf71/meth/5_2.pdf)
http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9B%D1%83%D0%BD%D0%BE%D1%85%D0%BE%D0%B4_%28%D0%BA%D0%BE%D1%81%D0%BC%D0%B8%D1%87%D0%B5%D1%81%D0%BA%D0%B0%D1%8F_%D0%BF%D1%80%D0%BE%D0%B3%D1%80%D0%B0%D0%BC%D0%BC%D0%B0%29 (http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9B%D1%83%D0%BD%D0%BE%D1%85%D0%BE%D0%B4_%28%D0%BA%D0%BE%D1%81%D0%BC%D0%B8%D1%87%D0%B5%D1%81%D0%BA%D0%B0%D1%8F_%D0%BF%D1%80%D0%BE%D0%B3%D1%80%D0%B0%D0%BC%D0%BC%D0%B0%29)
dksk
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--- Solarzellen ----
Der Lunochod hat Galliumarsenid- Solarzellen (GaAs) im Inneren des Klappdeckels installiert.
Diese zeichnen sich durch eine sehr gute Temperaturbeständigkeit, geringen Leistungsabfall bei Erwärmung und Robustheit gegenüber UV-Strahlung aus.
Der Wirkungsgrad war entsprechend dem damaligen Stand der Technik mit ca. 11% sehr hoch.
Die Zellengesamtfläche von Lunochod 1 betrug 3,5 m², wobei die Elemente zu Modulen zusammengeschaltet wurden.
Die Leistung betrug 180 Watt.
Hersteller war die „Wissenschaftliche Produktionsbetrieb KVANT“
http://www.npp-kvant.ru/ (http://www.npp-kvant.ru/)
(https://images.raumfahrer.net/up037780.jpg)
Es gibt auf den verfügbaren Bildern mehrere Zellenbelegungsvarianten und die Information, daß die Zellengesamtfläche bei Lunochod 2 vergrößert wurde. Die wahrscheinlichste Belegungsstruktur
entspricht aus meiner Sicht diesen Bildern, da hier auch die Kontaktfinger, Modulstruktur und die Batteriezusammenfassung erkennbar sind.
Der Gesamtwirkungsgrad der Solarzellenbatterie hängt aber auch von einem geometrischen Positionsparameter bezüglich Lichteinfallswinkel ab, der beim Lunochod wiederum von 3 Unterparametern beeinflußt wird.
1. Koordinate nördliche Breite – Position des Lunochod auf dem Mond
2. Schräglage des Geländeprofils, auf dem sich der Lunochod gerade befindet.
3. Mechanischer Ausgleich durch Bewegung des Solarzellendeckels in Fahrzeughauptrichtung.
Zu 1.
Die Fahrzeuge wurden auf der nördlichen Mondhalbkugel angelandet. Die nördliche Breite
betrug ca. 38.25° ( Lunochod 1) und ca. 25,85° (L unochod 2).
Damit ergibt sich aufgrund der Oberflächenkrümmung der „ Mondkugel“ eine Schrägstellung zur Projektionsrichtung des Sonnenlichtes (ekliptikparallel).
(https://images.raumfahrer.net/up037801.jpg)
Zu 2.
Die hohe Geländegängigkeit führte im Fahrbetrieb auch zu einer dem Bodenprofil folgenden Schrägstellung des Lunochods, sowohl um die Längs- als auch Querachse. Die maximale Schrägstellung war mit 45° zur Querachse definiert. Die aufgeklappte Solarzelleneinheit folgte dabei der Fahrzeugbewegung. Diese überlagert Punkt 1 additiv/subtrativ.
Zu 3.
Der Solarzellendeckel ist am hinteren Bereich des Fahrzeuges schwenkbar gelagert. Er kann insgesamt um 180° geschwenkt werden.
Wenn das Fahrzeug in Fahrtrichtung von Nord nach Süd ausgerichtet ist, kann der Deckel in Kompensationswinkelstellung gebracht werden, sodaß für diese Position die optimale Sonneneinstrahlung auf die Solarzellen in Normalrichtung wirkt.
Die Startstrecken von Lunochod 1 und 2 nach der Landung beginnen beide mit einer diesbezüglichen Hauptausrichtung, sodaß die Batterien nach dem Flug und Anlandung optimal geladen werden konnten.
(https://images.raumfahrer.net/up037802.jpg)
In Fahrtrichtung West, Nord, und Ost ist keine Kompensationswinkelstellung möglich, sodaß hier nur die projezierte Fläche der Solarzellen wirksam wird.
Quellen:
http://de.wikipedia.org/wiki/Solarzelle (http://de.wikipedia.org/wiki/Solarzelle)
http://www.mami.ru/storage/files/kaf/techp/Tehnologii_solnechnoj_energetiki_.pdf (http://www.mami.ru/storage/files/kaf/techp/Tehnologii_solnechnoj_energetiki_.pdf)
http://www.google.de/url?sa=t&rct=j&q=&esrc=s&frm=1&source=web&cd=70&ved=0CG0QFjAJODw&url=http%3A%2F%2Fwww.springer.com%2Fcda%2Fcontent%2Fdocument%2Fcda_downloaddocument%2F9783540793588-c2.pdf%3FSGWID%3D0-0-45-648607-p173817025&ei=hZrTUrPSJYKpyAPRnIHoDg&usg=AFQjCNERUCu03s6s6nPQq0PkBskde66Leg (http://www.google.de/url?sa=t&rct=j&q=&esrc=s&frm=1&source=web&cd=70&ved=0CG0QFjAJODw&url=http%3A%2F%2Fwww.springer.com%2Fcda%2Fcontent%2Fdocument%2Fcda_downloaddocument%2F9783540793588-c2.pdf%3FSGWID%3D0-0-45-648607-p173817025&ei=hZrTUrPSJYKpyAPRnIHoDg&usg=AFQjCNERUCu03s6s6nPQq0PkBskde66Leg)
http://www.google.de/url?sa=t&rct=j&q=&esrc=s&source=web&cd=12&ved=0CDYQFjABOAo&url=http%3A%2F%2Fwww.mosenergosbyt.ru%2Fportal%2Fpls%2Fportal%2Fdocs%2F1%2F1036065.PPT&ei=iPPSUsCjLI_GswavyIGYDA&usg=AFQjCNHvKTJNh_UBlahvauK1qu66VV7Gwg&bvm=bv.59026428,d.Yms (http://www.google.de/url?sa=t&rct=j&q=&esrc=s&source=web&cd=12&ved=0CDYQFjABOAo&url=http%3A%2F%2Fwww.mosenergosbyt.ru%2Fportal%2Fpls%2Fportal%2Fdocs%2F1%2F1036065.PPT&ei=iPPSUsCjLI_GswavyIGYDA&usg=AFQjCNHvKTJNh_UBlahvauK1qu66VV7Gwg&bvm=bv.59026428,d.Yms)
dksk
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----- Deckel --------
Er besteht aus einer Trage- und Funktionsstruktur. Die Tragestruktur ist gewölbt und auf der Oberseite mit Spanten verstärkt. Wie bereits beschrieben trägt er auf der Unter/Innenseite die Solarzellen und weitere Funktionsbauteile auf der Oberseite.
Der Deckel des Lunochod erfüllt mehrere Aufgaben, aus denen sich seine beiden Hauptstellungen am Fahrzeug ableiten.
Stellung geschlossen:
- Transportschutz bei Start, Flug und Anlandung
- Isolationswirkung für das Wärmegegulierungssystem - Betriebsart „Wärmen“ (MONDNACHT)
Stellung offen:
- Aufladeposition der Solarzellen (MONDTAG) – innerhalb des Verstellbereiches bis 180°
Bei schwierigen Fahrsituationen könnte der Deckel optional zur Schwerpunktsbeeinflussung verstellt werden, um die Vorder- oder Hinterräder zu be/entlasten.
Um seine Funktionen sicherzustellen ist der Deckel am hinteren Rand des Fahrzeuges an zwei Stellen drehbar gelagert. Diese Lager sind als Gelenkkopflager ausgeführt und somit auch bei Fluchtungsproblemen höchst bewegungsflexibel. Der Verstellantrieb greift mit einem Hebel mittig zwischen den Lagerstellen punktuell an den Deckel. Dieser Angriffspunkt ist auch begrenzt flexibel geführt (leichter Positionsausgleich) Damit ist das System statisch bestimmt bei höchster Robustheit gegenüber Bewegungseinflüssen und die Funktionskräfte verteilen sich symmetrisch.
(https://images.raumfahrer.net/up037114.jpg)
Mit dem Schwenkhebel (mittig) ist ein Bewegungsmechanismus auf der Oberseite verbunden, der neben der Bewegungsübertragung noch 2 weitere Aufgaben übernimmt.
Wenn der Deckel geöffnet wird, kommt es im ersten Bewegungsabschnitt (Hebelhub) zur Betätigung eines Zuggestänges, welches die Deckelverriegelung (vorne am Deckel) öffnet. Auf der unter dem Deckel befindlichen Hauptkörperoberseite ist die entsprechende Schlossfalle im vorderen Bereich angebracht.
Erst danach folgt die Öffnungsbewegung des Deckels bis zur gewünschten Öffnungsstellung.
Außerdem wird ein Abstützanschlag bei 180° Stellung bereitgestellt.
Im oberen Teil des Bildes sieht man das Zuggestänge und oben rechts den Abstützanschlag mit Auflagefläche.
(https://images.raumfahrer.net/up037800.jpg)
Im unteren Bereich des Bildes sieht man die Hebeldurchführung und das Schloßsystem mit der Schlossfalle unten.
Aufgrund der Funktionswichtigkeit des Deckels ist der entsprechende Verstellantrieb von entscheidender Funktionsbedeutung. Insbesondere das erste Aufstellen des Deckels nach der Anlandung ist die Grundlage für einen erfolgreichen Betrieb auf dem Mond (längerfristige Stromversorgung).
Wie schon weiter vorne beschreiben, gab es positive Versuche, die MONDNACHT mit offenem Deckel zu überstehen. Dies zeigt die ausreichende Robustheit des thermischen Systems.
Um einen Vergleich zu führen, referenziere ich hier auf ein bisher verfügbares Bild der entsprechenden Deckel (Solarzellen)-Versteller – Lösung vom Chang’e-3-Yutu Rover.
(https://images.raumfahrer.net/up037115.jpg)
Hier befindet sich der Verstellantrieb „einseitig“ am hinteren Gelenk der Deckelsolarzelle.
Die Hebelarme und Kräfte sind hier nicht symmetrisch, wodurch eine, wenn auch geringe, Torsionsbeanspruchung entsteht. Bei Störeinflüssen kann sich speziell am vorderen Lager z.B. eine deutliche Verstärkung eines resultierenden Hemmoments, welches von der hinten liegenden Antriebseinheit überwunden werden muß, ergeben.
dksk
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Gestern habe ich auf zdf-info einen interessante Dokumentation über die Lunochods namens
"Mit dem Auto auf den Mond" gesehn.
Bekannt war mir ja schon die gute Dokumentation "Tanks on the Moon"
die vor Jahren mal auf Servus TV lief.
Für alle die es verpasst haben, die Wiederholung läuft am
Freitag 07.02.2014, 05:45 - 06:30 Uhr.
Ansonsten kann ich nur auf die Mediathek verweisen.
Für mehr infos:
http://www.zdf.de/ZDF/zdfportal/programdata/08f09dee-c131-3898-beea-3efa0cea90b0/20271158 (http://www.zdf.de/ZDF/zdfportal/programdata/08f09dee-c131-3898-beea-3efa0cea90b0/20271158)
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Für alle die es verpasst haben, die Wiederholung läuft am
Freitag 07.02.2014, 05:45 - 06:30 Uhr.
Und auch nochmal am gleichen Tag beim selben Sender um 15 Uhr, sehe ich gerade bei einem Online-Videorekorder. ;)
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Nun zum….
---------- Steuerungs- und Regelungssystem des Energiekomplexes ------------
Wie schon vorab beschrieben, ist der Energiekomplex des Lunochod ein Kernelement um ein langfristiges „Überleben“ des Fahrzeuges unter den Bedingungen auf dem Mond sicherzustellen.
Dass die ganzen vorher beschriebenen Systeme zugehörige Steuerungs- und Regelungssysteme haben ist auf den ersten Blick selbstverständlich. Wieso betone ich deren Wichtigkeit mit einem eigenen Absatz?
Dazu mal folgende Betrachtung vorab, mit der finalen Aussage: „die überwiegende Zeit ist das Fahrzeug auf sich alleine gestellt und muss autonom sein Überleben sichern!“
Eine AKTIVE „Führung“ des Fahrzeuges von der Erde war mit wechselseitiger Richtfunkkommunikation möglich. Basis dafür ist hier die Sichtbarkeit von Sender und Empfänger.
Diese Sichtbarkeit ist nur während eines zeitlichen „Kommunikationsfensters“ gegeben.
Als Basis meiner zeitlichen Betrachtung dieses Fensters nehme ich die Lunation.
Lt. Wikipedie, Suchbegriff: Lunation
„Der mittlere Mondmonat (synodische Monat) beträgt derzeit sekundengenau
29,530589 d (29 Tage, 12 Stunden, 44 Minuten, 2,9 Sekunden) „
Ich habe als Vergleichswert vom aktuellen Mondmonat mal die Auf- und Unterganszeiten betrachtet um eine durchschnittliche Sichtbarkeit abzuschätzen. (Basis: Breitengrad 50° Nord)
http://news.astronomie.info/sky201402/mond.html? (http://news.astronomie.info/sky201402/mond.html?)
Diese liegt bei ca. 12,022 h täglich als Gesamtdurchschnitt.
Wenn ich bei einer Positionsabschätzung (ungefähr Lunochod) links oben auf dem Mond, Tag 10 bis Tag 24 (Mondsicheldarstellung) nehme, komme ich auf 12,14 Stunden. (einfache Excel Tabelle)
Weiterhin wissen wir, dass MONDTAG und MONDNACHT sich auch die Zeit des Mondmonats teilen. Somit ist das Fahrzeug nur die Hälfte der Zeit (MONDTAG) im AKTIVEN Missionsmodus.
D.h. eine aktive Verbindung mit dem Fahrzeug ist bei den beiden Voranstellungen theoretisch nur zu einem Viertel des Mondmonats möglich (nur während MONDTAG und nur durchschnittlich 12 h/d).
Da sind wir gleich mal bei NUR 25% der Missionszeit pro Mondmonat.
Davon geht aber noch was verloren.
Wenn der Mond aufgeht, muss er sich erst mal soweit nach oben über den Horizont bewegen, dass das Fahrzeug auf dem entsprechenden Mondbreitengrad über dem Erdhorizont „zu sehen“ ist. (dieser ist einen bestimmten positionsabhängigen Abstand von der erst- und letztsichtbaren Mondoberkante entfernt)
Gleichsam ist diese Position beim Untergang des Mondes auch früher unter dem Horizont als der obere Rest der Mondsichel.
Da die Fahrzeuge auf der nördlichen Mondhälfte sind ist diese Zeit auf jeden Fall geringer, als bei einer Positionierung auf der südlichen Mondhälfte. Das erklärt aus meiner Sicht auch TEILWEISE die Grobpositionierung der Lunochods und Yutu auf der nördlichen Mondhälfte.
Ich habe zur Steigzeit des ca. halben Monddurchmessers auf die Schnelle Nichts gefunden und schätze den dadurch entstehenden Sichtzeitverlust mit je ca.15 min. für Auf- und Untergang d.h. in Summe ca. ½ h.
Die Bodenstation, die für die Lunochods die Signalkommunikation durchgeführt hat, befand sich in der Nähe von Simferopol auf der Krim. Ihre Position lag auf ca. 45.3° Nord.
In wieweit dieser Unterschied von ca. 4.7° nordlicher Breite ebenfalls einen Einfluß hat weiß ich nicht. Kann hier jemand helfen?
Damit komme ich auf 11 ½ Stunden Kommunikationszeitfenster je Erdentag im MONDTAG netto. Damit sind die 25% der Gesamtzeit je Mondmonat noch mal unterschritten. Dabei sind keine Reserven, Puffer und logistische Pausen etc. eingerechnet, die diesen Prozentsatz noch mal reduzieren. Die Vor- und Nachbereitungszeit der Hibernation habe ich hier ebenfalls nicht betrachtet.
Damit wird deutlich, dass ÜBER 75% der Missionszeit kein aktiver Missionsbetrieb mit dem Fahrzeug möglich ist. (Über passive Möglichkeiten werde ich beim folgenden Thema „Antennenkomplex“ noch was versuchen darzustellen).
Damit ist das -- Steuerungs- und Regelungssystem des Energiekomplexes --- zu Recht priorisiert gegenüber anderen Systemen des Fahrzeuges. Es sichert die ausreichende ZEIT, um planmäßige UND UNPLANMÄßIGE Dinge vorzubereiten und durchzuführen.
Diese Abschätzung ist sehr stark vereinfacht – vielleicht kann hier ein Spezi konkretisieren bzw. korrigieren?
dksk
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Teil 2
---------- Steuerungs- und Regelungssystem des Energiekomplexes ------------
Die Teilsysteme des Energiekomplexes hatten spezifische Steuerungs- und Regelungssysteme, die der jeweiligen Aufgabenstellung entsprachen.
-------- Wärmeregulierungssystem
Das Wärmeregulierungssystem war einerseits zeitgesteuert und folgte damit einem vordefinierten Parameter-Profil. Dieses Profil beinhaltete die Daten, die sich aus der planbaren MONDTAG – MONDNACHT-Temperaturkurve ergaben.
Die Werte waren relativ genau bekannt, da in Vorbereitung der unbemannten/bemannten Landung komplexer Stationen hierzu ausreichend Datenmaterial in vorangegangenen sowjetisch/amerikanischen Vorbereitungsprogrammen gesammelt wurde.
(https://images.raumfahrer.net/up037797.jpg)
Das Bild zeigt neben dem Temperaturverlauf auch gut die Hysterese beim Übergang von MONDTAG/MONDNACHT/MONDTAG (Temperaturänderung hinkt zeitlich nach).
Zur zeitlichen Steuerung kam noch ein Temperaturregelungssystem, welches auf Basis laufender Meßwerte die Temperatur innerhalb der vorgegebenen Systemgrenzen „hielt“.
In Kombination beider Systeme wurden die jeweils optimale Betriebsart, sowie innerhalb dieser, die qualitativen und quantitativen Werte realisiert (siehe vorher; Detailbeschreibung Wärmeregulierungssystem).
-------- Speicherbatterien
Die Speicherbatterien wurden durch einen Laderegler in Kombination mit einem Ladestromverteiler entsprechend der verfügbaren Elektroenergie versorgt. Da die Batterien nach der MONDNACHT jeweils stark entladen waren, war das Arbeitsprogramm des Lunochod auch in den ersten Tagen danach auf die Aufladung der Batterien ausgelegt. Die Ladestromverteilung war nötig, da insgesamt 8 Hauptbatterien versorgt werden mußten, ohne gegenseitigen Ausgleichsstrom-Fluß.
Während des MONDTAGES waren erdtäglich mindestens 12 h für das Betriebsart „Laden“ in der passiven Fahrzeugphase verfügbar (außerhalb des Kommunikationszeitfensters von der Erde).
Hier ein typisches Schaltbild des Elektrosystems mit Solarzellenmodul, Akku und Peripheriebauteilen.
(https://images.raumfahrer.net/up037798.png)
СБ – солнечная батарея ------------Solarmodul
ШС – шунтовой стабилизатор –- Shuntstabilisator
ЗУ – зарядное устройство --------- Laderegler
РУ – разрядное устройство ------- Lastregler
АБ – аккумуляторная батарея --- Akkumulatorbatterie
Н – нагрузка –-------------------------- Verbraucher
Während der aktiven Fahrzeugphase wurde der Elektroenergieverbrauch je nach Leistungsbedarf aus den Batterien oder den Solarzellen gedeckt. Diese Regelung ist „ähnlich“ der Anwendung des „Lichtmaschinenreglers“ im konventionellen irdischen Fahrzeugen.
Die Nennleistung des Lunochod lag bei 0,25 kW – mit maximaler Kurzzeitleistung von 1 kW für 10 min.
Mit diesem Regelungssystem war die Grundlage für eine lange Lebenszeit des Akkukomplexes und der Bereitstellung von Maximalleistung im Notfall gegeben.
------ Solarzellen und Deckel
Zum Thema „Die reale Solarzelle“ habe ich hier eine Infoseite gefunden, die dem Verständnis des vorangezeigten Schaltbildes (mit Shunt) auch dienlich ist.
http://www.tf.uni-kiel.de/matwis/amat/mw_for_et/kap_a/backbone/ra_1_2.html (http://www.tf.uni-kiel.de/matwis/amat/mw_for_et/kap_a/backbone/ra_1_2.html)
Die Solarzellen wurden durch den Deckel in die Ladeposition gebracht. Dazu konnte, wie vorab beschrieben, bei Südausrichtung noch ein Kompensationswinkel entsprechend Fahrzeugschrägstellung eingestellt werden um den maximalen Wirkungsgrad zu erzielen.
Der Wirkungsgrad ist über die Winkelfunktion vom relativen Einfallwinkel des Lichts abhängig.
(https://images.raumfahrer.net/up037799.jpg)
Daher war diese relativ einfache Regelung sehr wichtig. Die entsprechende Stellgröße in Bezug auf die relative Position zur Sonne wurde durch einen Photodetektor und Abgleich mit den Navigationsdaten ermittelt.
Die Verstellung des Deckels war mit einer logischen Schutzschaltung kombiniert, der eine Kollision mit der vorderen Hauptantenne verhinderte.
Wichtig war diese Schaltung z.B. unmittelbar nach der Anlandung, wenn das Fahrzeug den ersten
Statuskontakt mit der Bodenstation aufnimmt. Dazu war primär die Hauptsendeantenne bei geschlossenem Deckel auszurichten. Wenn die erste Ausrichtung über den Fahrzeugkörper gezeigt hätte, wäre bei nachfolgender Deckelöffnung die Gefahr der Kollision gegeben gewesen.
Daher wurde dieser erst nach optionaler Positionsanpassung und Schwenkfreiheit zu Antenne geöffnet. Der Deckel sollte ja den Sendestrahl auch nicht als Blende beeinflussen.
Die jeweilige Deckelöffnung nach der MONDNACHT war ab einem Sonnenstand von 5° über dem vorgesehen.
-------
Die Steuerungs- und Regelungssysteme der Bestandteile des Energiekomplexes konnten natürlich auch über die Missionsführung von der Bodenstation (nahe Simferopol) mit veränderten Parametern geführt werden. Grundlage dafür war eine wechselseitige Signalübertragung.
Für diese war u.a. der
----- Antennenkomplex des Lunochod ----- zuständig.
Quellen:
http://www.moluch.ru/conf/tech/archive/5/1091/ (http://www.moluch.ru/conf/tech/archive/5/1091/)
http://books.google.de/books?id=nVeY7vMCtOkC&pg=PA259&lpg=PA259&dq=lunokhod+sun+over+horizont&source=bl&ots=6y1Osk5qsT&sig=Ki-yXwi2KXVdZrltzH75TnY54dI&hl=de&sa=X&ei=w6nvUoboKaW9ygOu14C4Cw&ved=0CC4Q6AEwAA#v=onepage&q=lunokhod%20sun%20over%20horizont&f=false (http://books.google.de/books?id=nVeY7vMCtOkC&pg=PA259&lpg=PA259&dq=lunokhod+sun+over+horizont&source=bl&ots=6y1Osk5qsT&sig=Ki-yXwi2KXVdZrltzH75TnY54dI&hl=de&sa=X&ei=w6nvUoboKaW9ygOu14C4Cw&ved=0CC4Q6AEwAA#v=onepage&q=lunokhod%20sun%20over%20horizont&f=false)
http://www.schule-bw.de/unterricht/faecher/physik/projekte/solar/alpha-p.htm (http://www.schule-bw.de/unterricht/faecher/physik/projekte/solar/alpha-p.htm)
dksk
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----- Zwischenkorrektur zum Thema Solarzellenflächenanordnung im Deckel! -----
Bei meinen aktuellen Recherchen zum Antennenkomplex bin ich auf ein Detail gestoßen, das die Anordnung der Solarzellen am Lunochod auf dem Mond zeigt.
In den Panoramaaufnahmen zeigt das Fahrzeug ja teilweise interessante Einzelheiten, die an den Ausstellungsfahrzeugen bzw. Presseabbildungen nicht vorhanden bzw. unvollständig sind, einschließlich vollständiger Thermoisolation.
(https://images.raumfahrer.net/up037796.jpg)
Dabei sieht es so aus, daß es zusätzliche Solarzellenflächen außerhalb des Deckelumfanges mit entsprechender Gegenfläche am Fahrzeughauptkörper gab. Dazu habe ich bisher NUR EINE Fahrzeugprinzipzeichnungen gefunden, in der diese sogar dargestellt sind. An den Ausstellungsmustern ist hierzu z.B. am Deckel bei Lunochod 2 nur eine zusätzliche Rahmenkontur oben (Haltegriff ;-) erkennbar gewesen.
Im Panoramabild sieht man sowohl die zusätzlichen Flächen am Deckel und Hauptkörper mit entsprechendem Schattenwurf am Boden. Zum Vergleich habe ich Bilder mit Details, die dies untermauern zusammengestellt.
Quellen:
http://dic.academic.ru/dic.nsf/polytechnic/4900/%D0%9B%D0%A3%D0%9D%D0%9E%D0%A5%D0%9E%D0%94 (http://dic.academic.ru/dic.nsf/polytechnic/4900/%D0%9B%D0%A3%D0%9D%D0%9E%D0%A5%D0%9E%D0%94)
http://www.planetology.ru/panoramas/lunokhod1.php?page=7&language=english (http://www.planetology.ru/panoramas/lunokhod1.php?page=7&language=english)
http://www.pluska.sk/ine/veda/objavili-lunochod-2.html (http://www.pluska.sk/ine/veda/objavili-lunochod-2.html)
Vorabthread, Übernahmebilder mit Einzelquellen
dksk
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Der Antennenkomplex des Lunochod besteht aus 3 unterschiedlichen Antennensystemen/typen am Fahrzeug und dem Antennenkomplex der Bodenstation.
Die Hauptbodenstation in der Nähe von Simferopol (Krim) (Bodenmesstelle Nr. 10/ Наземный измерительный пункт № 10» (НИП-10)), war im Netz des kosmischen Komando- und Messkomplexes integriert.
Der Komplex in Simferopol umfaßte: eine Empfangsantenne TNA-400; Empfangsantenne TNA-200 UHF; Dezimeter Sender "Horizont"; Meter-Kanal-Sender "Turquoise", Ausrüstungen "Velvet", stationäre Antenne K-524, sowie alle Systempunkte zur Steuerung des Lunochod .
Die markanteste Antennenanlage der Bodenstation stellt ein Radiotelekop TNA-400 dar.
(https://images.raumfahrer.net/up037793.jpg)
http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A2%D0%9D%D0%90-400 (http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A2%D0%9D%D0%90-400)
http://www.kik-sssr.ru/Map_KIK_SSSR.htm (http://www.kik-sssr.ru/Map_KIK_SSSR.htm)
Die klassischen Aufgabeninhalte zum Empfang und Übertragung von:
- Telemetriedaten
- Bahn/Positions/Bewegungsdaten
- Komandosignaldaten und deren Bestätigungen
sind auch hier beim Missionbetrieb mittel Datenübertragung vorhanden gewesen.
Die Fahrzeugantennen sind je nach Hauptaufgabe, auch auf diese spezifisch ausgelegt.
Grundsätzlich bekommen bei der Entfernung Erde-Mond/Mond-Erde auch die Themen Signallaufzeit und Signalstärke eine entscheidende Bedeutung, die bei der Auslegung/Erzeugung der Übertragunsparameter berücksichtigt werden müssen
Um einen Eindruck bezüglich Signallaufzeit zu bekommen, hat Wiki hier eine geeignete Darstellung parat.
(https://images.raumfahrer.net/up037795.gif?uselang=ru)
Hier erst mal ein Überblick zu den Antennen am Fahrzeug
(https://images.raumfahrer.net/up037794.jpg)
Im ersten Auslegungsschritt wurde auf bewährte Systeme, die bereits in Vorgängermissionen erfolgreich eingesetzt wurden, zurückgegriffen (Luna 9 bis Luna 16). Dies betraf die Spiralkegelantenne und die Stabantennensysteme. Da die Führung eines mobilen Forschungskomplexes – was das Lunochod ja darstellt – aufgrund der umgebenden „geologischen“ Besonderheiten zusätzliche Herausforderungen darstellte, wurde hierfür eine visuelle Missionsführung vorgesehen. Diese mußte mit den entsprechenden Datengrundlagen in ausreichender Qualität und Übertragungsdichte versorgt werden. Um dies sicherzustellen, wurde eine spezielle Wendelantenne mit hoher Richtwirkung entwickelt und eingesetzt.
Im Folgenden möchte ich die 3 Antennensysteme detaillierter beschreiben.
Quellen:
http://www.rand.org/content/dam/rand/pubs/reports/2007/R802.pdf (http://www.rand.org/content/dam/rand/pubs/reports/2007/R802.pdf)
https://images.raumfahrer.net/up037795.gif?uselang=ru (https://images.raumfahrer.net/up037795.gif?uselang=ru)
http://kik-sssr.ru/Dovgan--Odisseia-2.htm (http://kik-sssr.ru/Dovgan--Odisseia-2.htm)
dksk
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Antennensystem 1 -Stabantenne
Hauptaufgabe: Empfang von Funkbefehlen
Frequenzbereich: 115 MHz/183 MHz– Empfang von Kommandosignalen/Bahnverfolgung-Positionsdaten
Es sind insgesamt 4 Antennen am Umfang des Hauptkörpers angebracht und decken somit einen Bereich von +/- 180° ab.
(https://images.raumfahrer.net/up037787.jpg)
Antennensystem 2 – Spiralkegelantenne mit mittlerer Richtwirkung
Hauptaufgabe: Übertragung von Televisions- und Telemetriedaten/Empfang von Kommandosignalen
Frequenzbereich: 922 MHz/768 MHz
(https://images.raumfahrer.net/up037788.jpg)
Antennensystem 3 – Wendelantenne mit hoher Richtwirkung
Hauptaufgabe: Übertragung von Fernsehbildern in hoher Datenrate
Frequenzbereich: 750 MHz Televisionsdatenübertragung
(https://images.raumfahrer.net/up037789.jpg)
Die Antenne ist als Wendelantenne ausgeführt.
http://de.wikipedia.org/wiki/Wendelantenne (http://de.wikipedia.org/wiki/Wendelantenne)
(https://images.raumfahrer.net/up037790.jpg)
Die gesendeten Wellen sind bauformbedingt zirkular polarisiert
(https://images.raumfahrer.net/up037791.gif)
http://de.wikipedia.org/wiki/Polarisation (http://de.wikipedia.org/wiki/Polarisation)
Die Wendelantenne besitzt eine hohe Richtwirkung (Antennengewinn). Sie wird mit ca. 30° angebeben.
http://de.wikipedia.org/wiki/Antennengewinn (http://de.wikipedia.org/wiki/Antennengewinn)
Rückseitig dient eine Metallfläche als Gegengewicht (Reflektor) für die koaxialen Speisung.
Dies führt zu einem Optimum in Bezug auf Reichweite und erforderliche Sendeleistung.
Im vorderen Bereich sind Scheiben angeordnet, deren Funktion nicht ganz klar ist.
Aus meiner Sicht könnten diese als „Direktoren“ arbeiten. (Bei Kreuzyagi mit polarisierten Wellen ist das ähnlich mit den gekreuzten Direktoren).
Siehe hier auch als „Zusatzinfo“
http://dk7zb.darc.de/Download/zirkular.pdf (http://dk7zb.darc.de/Download/zirkular.pdf)
Evtl. können hier die Spezis, wie DF2MZ noch was ergänzen/korrigieren?
Zusätzlich kann die Antenne auf die Erde ausgerichtet und während der Fahrt nachgeführt werden, um die Stabilität und Übertragungssicherheit der Funkverbindung zu gewährleisten.
Nur so ist eine kontinuierliche Signalübertragung möglich, welche die Grundlage für die operativen Entscheidungen während der Fahrzeugbewegung ist.
Die Ausrichtung erfolgt halbautomatisch auf Basis eines Gyroskopsystems und Unterstützung durch einen Operator in der Bodenstation.
(https://images.raumfahrer.net/up037792.jpg)
Die Antenne kann jede Position in der Halbsphäre über seiner Hauptachse anfahren.
Die Antriebseinheit kann einen Schwenkbereich von 360° und einen Höhenwinkel bis 90° anfahren.
Die Höhenachse wird mit einer Drehfeder unterstützt. Die jeweilige Position wurde durch die Hemmung der Schnecke in der ersten Getriebestufe gehalten, sodaß keine zusätzliche Bremse erfoderlich war.
Der Antrieb besteht aus zwei bürstenlosen Gleichstrommotoren mit einer Nennleistung von jeweils 10W.
Dieser Antrieb enthält auch die folgenden Bauteile:
- Zahnrad-und Schneckengetriebe;
- Endschalter;
- Endplatten / Faltenbalg-Dichtung für Drehverbindungen - Labyrinthdichtungen.
Füllung mit ЦИАТИМ-221 Schmiermittel für höchste tribologische Anforderungen
Quellen:
http://www.svengrahn.pp.se/radioind/E8radio/E8Radio.htm (http://www.svengrahn.pp.se/radioind/E8radio/E8Radio.htm)
http://www.istc.ru/istc/db/inst.nsf/wsu/i0001262?OpenDocument&lang=Eng (http://www.istc.ru/istc/db/inst.nsf/wsu/i0001262?OpenDocument&lang=Eng)
http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/vestnik-an/1974/mars-74.html (http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/vestnik-an/1974/mars-74.html)
http://fr7904ur.bget.ru/10.7.8.2_Avtomuseum_Lunohod_p.3.htm (http://fr7904ur.bget.ru/10.7.8.2_Avtomuseum_Lunohod_p.3.htm)
http://uz.denemetr.com/docs/294/index-20292-1.html?page=2 (http://uz.denemetr.com/docs/294/index-20292-1.html?page=2)
dksk
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Fahrzeug, Energieversorgung, Antennen etc. – nun kann die Missionsführung beginnen.
Wie schon beim Antennenkomplex kurz erwähnt, wurde die Mission durch ein Team von Spezialisten vom Boden aus geführt. Dieses Team bestand aus einer Vielzahl von technischen, organisatorischen und wissenschaftlichen Mitarbeitern. Die Hauptverantwortung in der Interaktion Mensch-Maschine trug dabei ein 5-köpfiges Team bestehend aus:
Kommandant
Fahrer
(Bord)Ingenieur
Navigator
Funk/Antennenoperator
Dieses Team arbeitete in 2 Schichten und bestand insgesamt aus 2 mal 5 Mitgliedern plus 1 Reservist. Da höchste Konzentration nötig war, war die maximale Arbeitszeit auf 5 Stunden begrenzt. D.h. je Kommunikationsfenser 2 Schichten am Fahrzeug aktiv.
Die Ausbildung starteten 14 Spezialisten, von denen während der aktiven Missionszeit nur noch die oben erwähnten 11 Mitglieder übrig blieben.
Hier eine Übersicht zur prinzipiellen Steuerung des Lunochod-Systems durch die Operatoren.
(https://images.raumfahrer.net/up037784.jpg)
(https://images.raumfahrer.net/up037785.jpg)
(https://images.raumfahrer.net/up037786.jpg)
Hier, die Operatoren im Einsatz.
Um der besonderen Situation der räumlich und auch zeitlich (Signallaufzeit Befehl zum Mond + Signallaufzeit Quittierung zur Erde + Reaktionszeit Mensch) Rechnung zu tragen, wurde der Lunochod mit einer zusätzlichen Steuerungsautomatik versehen, die einerseits kritische Situationen erkennen und andererseits vordefinierte Schutzaktionen automatisch ausführen konnte.
dksk
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Dabei wurden während der Fahrt des Lunochod 4 Hauptparameter ständig überwacht.
1. Kippung/Neigung des Fahrzeuges (Winkel und Beschleunigung)
2. Strombelastung der Elektromotoren der Räder
3. Temperatur der Antriebe
4. Aktivität der Antriebe/Versagen
Die Werte für die 4 Hauptparameter wurden über den Block des automatischen Chassis (Блок автоматики шасси (БАШ) ermittelt. Dieser Block ist u.a. mit Neigungs/Beschleunigungssensoren ausgestattat.
(https://images.raumfahrer.net/up037782.jpg)
Wenn das System eine Überschreitung der vordefinierten und erprobten Grenzen erkannte, wurde hier durch das Sicherheitssystem (Система безопасности движением (СБД) primär ein STOP Signal gegeben.
Eine einfache wie effektive STOP-Einrichtung war die in die Antriebe intergrierte Magnetbremse (öffnet bei Bestromung – Ruhestrombremse)
(https://images.raumfahrer.net/up037783.jpg)
dksk
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Die Navigation auf dem Mond basierte auf mehreren Ebenen. Einmal die „Grobnavigation“ in Bezug auf die aktuelle Position auf dem Mond und den anzufahrenden Ziel(gebieten). Dazu standen Mittel der Funkmessung/Telemetrie und die Gesamtheit von vielfältigen Sensordaten zur Verfügung.
Zum Anderen war die Nahbereichsnavigation für die dynamische mobile Missionsführung wichtig.
Grundlage dafür waren zum einen die visuellen Daten auf dem „Fahrbildschirm“, die von der Hauptfahrkamera übermittelt wurden.
Das System war aber weit entfernt von dem was man heute unter „Liveübertragung“ versteht. Die Kameras konnten Bilder in unterschiedliche Auflösung und Wiederholrate übertragen. Mit wenig Pixeln alle 3,2 sec. und mit maximaler Pixelanzahl alle 21,1 sec.
Das Arbeiten mit dieser visuellen Information war sehr anstrengend und ermüdend und entsprach eher einer Standbildkamera mit Update.
Wer Veranstaltungen mit niedrigfrequenter stroposkopischer Ausleuchtung kennt, weiß wie das stressen kann, da das Gehirn kein laufendes Bild verarbeitet, sondern die Informationen immer wieder komplett neu aufnimmt. Eine Foto-Slideshow kommt dem auch sehr nahe.
Mit der Signalübertragungs- Reaktionszeit und Bildaufbauzeit kam hier eine nicht zu unterschätzende Gesamtzeitdauer zusammen, in der ein „blindes“ Agieren des Fahrzeuges vorkam.
Ergänzt wurden diese visuellen Daten in einer Art „statischer Missionsführung“ von der „Nebenkamera“, die auch als Ersatz der Hauptfahrkamera vorgesehen war und zur besseren Orientierung Vergleichsbilder aus einer zur Fahrzeugmittenachse seitlich verschobenen Position lieferte. Damit waren quasi optische Stereoauswertungen mit besserer Informationsdichte und der Möglichkeit Entfernungen realistischer einzuschätzen möglich.
Die 4 Panoramakameras ergänzten dieses System, wobei deren Bilder in einer weiteren zeitlichen Verzögerung zur Verfügung standen. Im Gegensatz zu den beiden Kameras im vorderen Bereich des Fahrzeuges wurden deren Bilder nicht auf einem Bildschirm angezeigt, sondern mußten erst mal ausgedruckt werden.
Die Zeilendrucker hatten viel zu tun.
(https://images.raumfahrer.net/up037778.jpg)
Bild Lagebesprechung mit ausgedrucktem Panoramabild.
(https://images.raumfahrer.net/up037779.jpg)
Aus den Erfahrungen mit Lunochod 1 wurde bei Lunochod 2 eine 3. Fahrkamera in erhöhter Position angebracht, um die Übersichtlichkeit zu verbessern
(https://images.raumfahrer.net/up037780.jpg)
Ergänzt wurde das visuell/telemetrische System noch mit Informationen eines Kurs-Gyroskopsystems und eines Wegmessrades (Odometer).
Die dynamische Missionsführung/Fahrbetrieb wurden auch aus energetischer Sicht bewertet, um einen möglichst energieoptimalen Fahrbetrieb zu erzielen.
Im Hauptfahrprogramm wurden 4 Räder des Fahrwerks angetrieben. Ein gewisser Schlupf war hier normal und zum Ausgleich der starren Radrichtungsführung durchaus sinnvoll.
Wurde der zulässige Schlupf überschritten so konnten halbautomatisch die restlichen 4 Räder in den aktiven Antriebsmodus geschaltet werden.
Dazu wurde die Umfangs/Umdrehungsdifferenz der Fahrzeugräder und des Odometers verglichen und bei Überschreitung des max. Schlupfes die „Allradschaltung“ aktiviert.
Da das Fahrwerk vom Konstruktionsbüro ВНИИ-100 entworfen wurde, welches u.a. die Grundlagen des 8*8 Fahrwerk des BTR 60 schuf, war diese 4 und 4 Aufteilung der angetriebenen Räder keine Überraschung.
Beim BTR 60 ist die Antriebsformel geteilt, wobei hier 2 Motoren im Heck des Fahrzeuges jeweils 2 der 4 Achsen über ein Verteilergetriebe antreiben. Bei geringem Schlupf (Straßenfahrt) wird nur 1 Motor genutzt und bei großem Schlupf (Geländefahrt) der Allradantrieb (4 Achsen je 2 Räder) durch Zuschaltung des 2. Motors umgesetzt.
(https://images.raumfahrer.net/up037781.jpg)
dksk
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Das Gyroskopsystem wurde in Zusammenarbeit der Entwicklungs- und Produnktionsvereinigung Zenki und Mettalist ( ФГУП «ЦЭНКИ / Завод Металлист) erstellt.
Es werden 2 Gyroskopsysteme für die Luna 17 Mission beschrieben.
Gyroskop KI 21-9 und KI 22-40B (КИ 21–9 / КИ22-40Б). Die Zuweisung Rakete,Lander bzw. Lunochod ist mir mit den Quellen aber nicht gelungen. Es gibt Hinweise, daß diese für die Fluggeräte zum Mond, also Rakete und Landestufe eingesetzt wurden. Es wird aber das Wort Lunochod/ Луноход auch mit angebeben.
Hier ein Bild mit der allgemeinen Produktübersicht.
(https://images.raumfahrer.net/up037774.png)
Zum System КИ 21–9 habe ich noch eine Abbildung auf einer Medaille mit einer (R 16?) Rakete gefunden. Daher ist dieses wohl eher für Flug/Abstiegsbahnen in Anwendung.
(https://images.raumfahrer.net/up037775.jpg)
Zumindest sind das dann Referenzierungen vom Lunochod auf die kosmischen Transporter.
Wenn die vorbeschriebenen Gyroskopsysteme nur in Rakete und Lander zum Einsatz kamen, könnte aus der Logik der Übernahme bewährter Systeme durch das Konstruktionsbüro ВНИИ-100 auch ein „Kreiselkursgerät“ ähnlich dem BTR 60 und vergleichbarer Landfahrzeuge zum Einsatz gekommen sein. Hierzu zählen die TNA 1 bis 4 oder GPK 59 Geräte. Dabei wird beim GPK in den Fahrzeugen auch nur ein Skalenwert angezeigt, der vom Insassen in Stressituationen als Minimalinformation abgelesen werden kann. Bei den TNA Geräten war eine Dokumentation der gefahrenen Strecke auf einem mit der zugehörigen Geländekarte bestückten Kurstisch durch einen mechanisch betriebenen Zeichenstift möglich.
Das stellt quasi eine Onlinedokumentation der Fahrstrecke dar.
Ein Dokumentationsverfahren des Lunochod-Kurses mit einem vergleichbaren System halte ich für sehr wahrscheinlich.
Die Ausgabeinstumente auf dem Bild im linken Bereich als sind als Analogzeigergeräte ausgeführt.
Das wirkt zwar sehr grob und einfach – man muß aber beachten, daß die Dateninhalte, die für diese laufenden Angeben übertragen wurden auch entsprechend reduziert waren.
(https://images.raumfahrer.net/up037776.jpg)
Die Informationen in Bezug auf Kurs und Winkel waren für Antennenoperator ebenso wichtige Informationen, da dieser mit einem Kompensationssystem die Antenne relativ zur Fahrzeugbewegung halbautomatisch stabilisieren musste.
Ich hab mal versucht die Beschriftungen zuzuordnen.
(https://images.raumfahrer.net/up037777.jpg)
Auf dem Bildschirm sind mehrere Bezugslinien dargestellt. Das Dreieck stellt wahrscheinlich den projezierten Fahrspurbreitenverlauf ohne Lenkkorrektur dar. Auf dieser Projektion sind dann entsprechende Abstandsmarkierungen aufgesetzt. Damit war eine relativ zuverlässige Einschätzung möglich, ob das Fahrzeug an einem Zielpunkt ankommen wird oder vorbeifährt – einschließlich der gewünschten Korrekturen.
Quellen:
http://www.astronaut.ru/luna/crew.htm (http://www.astronaut.ru/luna/crew.htm)
http://www.ihst.ru/~akm/21t33.pdf (http://www.ihst.ru/~akm/21t33.pdf)
http://www.kik-sssr.ru/10.7.3_Pressa_1_Lunohod.htm (http://www.kik-sssr.ru/10.7.3_Pressa_1_Lunohod.htm)
http://alternathistory.org.ua/bazovyi-gruzovik-dlya-rkka-0 (http://alternathistory.org.ua/bazovyi-gruzovik-dlya-rkka-0)
http://www.tsenki.com/about/branch/niipm/history/ (http://www.tsenki.com/about/branch/niipm/history/)
http://commons.wikimedia.org/wiki/File:Lunokhod_control_panel_1.jpg (http://commons.wikimedia.org/wiki/File:Lunokhod_control_panel_1.jpg)
http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/sovetskoe-foto/1971/4/lunohod.html (http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/sovetskoe-foto/1971/4/lunohod.html)
http://www.telesputnik.ru/archive/15/article/66.html (http://www.telesputnik.ru/archive/15/article/66.html)
Nachdem das Fahrzeug auf dem Mond aktiv betrieben und bewegt werden kann, kommt die wissenschaftliche Ausrüstung zum Einsatz -- demnächst.
dksk
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Winzig kleine Korrektur - es heißt Krängung :)
Ansonsten : Der blanke Wahnsinn, was hier im Thread an Info zusammengetragen ist und was man damals aus der Technik herausgeholt hat !
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Ein dickes Lob an dksk, dessen populär-wissenschaftliche Beschreibung sehr gelungen ist...
... meint jakda
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Ein dickes Lob an dksk, dessen populär-wissenschaftliche Beschreibung sehr gelungen ist...
... meint jakda
Absolut richtig. :D
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Vielen Dank dksk! Ich habe deine Beiträge sehr interessiert verfolgt. :)
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Danke für die freundlichen Kommentare!
Und weiter geht es mit der wissenschaftlichen Ausrüstung.
In den bisherigen Ausführung wurde diese schon in Teilen dargestellt – z.B. Kamerasystem und Laserretroreflektor. Zum Laserretroreflektor hier noch ein paar Ergänzungen und Gedanken.
Aus meiner Sicht ist es auch im Rückblick bemerkenswert, daß auf den Lunochods je ein Experiment bzw. technische Ausrüstung aus Frankreich installiert war, welche in Folge auch international von Boden-Laserstationen genutzt wurden.
Bedenkt man, daß zum Ende der 1960er Jahre (kalter Krieg auf Hochphase) eine „deutliche Konkurrenz“ der Raumfahrtgroßmächte vorhanden war, und hier der Zeitraum der finalen bemannten Mondlandungsphase unmittelbar bevor stand, so ist die Zusammenarbeit von Frankreich und der Sowjetunion ein herausragendes wissenschaftlich/gesellschaftspolitisches Ereignis. (Ich hatte zur späteren französisch/sowjetischen Zusammenarbeit in der bemannten Raumfahrt ja auch schon einige Aspekte beim Thema Jean-Loup Chrétien beschrieben.)
Bei der Zusammenarbeit im Lunochod-Projekt mußten aber nicht nur die gesellschaftspolitischen Randbedingungen/Unterschiede beachtet und überwunden werden. Auch die Denk- und Arbeitsweisen der Teams und deren Auftraggeber/Regierungen waren auf einen gemeinsamen Nenner zu bringen.
Vor Kurzem wurde im Forum an anderer Stelle ja über die Thematik „west- mittel- osteuropäische“ Mentalität/Denkweise diskutiert. Das zeigt ja, daß solche Themen auch aus heutiger Sicht anhand ihrer Präsenz nachvollziehbar sind.
Es gab und gibt aber auch viele Gemeinsamkeiten, die Grundlage für eine ordentliche Zusammenarbeit und ein Auskommen auf einer gemeinsamen Basis darstellen.
Hier fallen mir z.B. sprachliche oder grammati(kali)sche Ähnlichkeiten ein, die im wahrsten Sinne des Wortes das Verständnis fördern. Wenn es z.B. Vorbehalte gegenüber der russischen Sprache, aber nicht gegenüber der französischen Sprache gibt, ist hier doch schon der halbe Weg beschritten, da hier schon durchaus Gemeinsamkeiten erkennbar sein können.
Wer den Subjonctif vom Conditionnel sicher unterscheiden und anwenden kann, den kann doch Nichts mehr aus der Ruhe bringen – auch nicht 6 Fälle im Russischen.
Nun zu den Gemeinsamkeiten der Sprachen:
Ähnlich wie im Französischen, wo die Akzentzeichen eine Rolle spielen, gibt es auch im Russischen Aussprachezeichen.
Der Akut (accent aigu) und der Gravis (accent grave) sind ja neben circonflexe und dem Trema gleich am Anfang zu lernen.
Beim Akut und Gravis fallen mir im Russischen gleich mal мягкий знак - mjachki snak „Weichheitszeichen“ und твёрдый знак – tvjordyi snak „hartes Zeichen „ ein.
Die Gemeinsamkeiten der Sprachen könnte man noch mit:
unsere – notre - наше (nasche)
eure – votre – ваше (vasche) etc. weiterführen – aber damit auch gut.
Gelegentlich kommt es ja gut an, ein Zitat einer bekannten Persönlichkeit in ein Thema hineinzuwerfen.
Folgendes Zitat wird Sergei Pawlowitsch Koroljow zugeschrieben:
„Луна твёрдая!“ (Luna tvjordaja) „Der Mond ist fest“
Diesen Satz kann man mit den vorbeschriebenen Anfangskenntnissen der russischen Sprache leicht erschließen.
Luna – sollte klar sein. Твёрдая (tvjordaja) hat im Wortstamm тверд(о) (tvjord) – hart,fest, was aus dem твёрдый знак (HARTES Zeichen) dann (siehe Text oben) bekannt ist.
Wenn nun noch die Endung auf das Luna – „a“ angepaßt wird, stimmt auch die Grammatik.
Also –Übersetzung ist klar- oder?
Zum Sergei Pawlowitsch Zitat gibt es im Netz Hinweise auf ein weiteres wichtiges Schriftstück, welches auf einer Beratung am 28.10.64 das Zögern in der finalen Auslegung der Landemissionen beendete, indem ihm eine entsprechende Entscheidung und Bedingungsdefinition zugeschrieben wird.
Die schriftliche Formulierung auf dem Bild ist etwas ausführlicher und schließt das LK Projekt ein.
(https://images.raumfahrer.net/up037773.gif)
http://astronaut.ru/bookcase/books/filin/filin.htm (http://astronaut.ru/bookcase/books/filin/filin.htm)
dksk
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------ Beschreibung der wissenschaftlichen Ausrüstung --------
Nachdem für die Sowjetunion Luna 9 eine „weiche Landung“ vollzogen hatte und es die ersten vor Ort Infos gab, galt es diese zu detaillieren. Die erschwerten Bedingungen der "komplizierten Umwelt auf der Mondoberfläche" (Formulierungsübernahme aus der Chang’e-3 Yutu Problemthematik) wurden auf sowjetischer Seite mit der Luna 9 Mission bereits erkannt.
Für die weiteren Missionen, die gegenüber Luna 9 deutlich komplexer geplant waren, bzw. um die Sicherheit bemannter Landungen zu optimieren, war das Fahrzeug auf ein anspruchsvolles Forschungsprogramm hin ausgelegt.
Die wissenschaftliche Zielstellung der Mission kann in 2 Hauptbereiche unterteilt werden.
(Planungsbasis des Zeitraumes 1964/65)
1. Grundlagenerkenntnisse für weitere Missionen - auch im Zusammenhang mit der bemannten Landung.
Dabei steht die mechanische Beschaffenheit und Tragfähigkeit der oberen Schichten des Bodens – aber auch die Erprobung des Fahrzeug/Transportsystems durch ferngesteuerte Missionsführung und telemetrische + visuelle Datenerfassung unter den vor Ort herrschenden Bedingungen im Vordergrund.
Ergänzt wurde diese Thema von Untersuchungen zur Strahlenbelastung und direkter Umweltbedingungen an der Oberfläche.
2. Weiterführende Forschung zur Erlangung von Detailerkenntnissen zum Verständnis des Aufbaus des Mondes (Entstehung, Struktur) und damit auch Basis für weitere Rückschlüsse zum Aufbau und Entstehung des Universums, bis hin zu perspektivischen Aspekten für ein Langfristprogramm (permanente Station, chemische Elemente, Rohstoffnutzung etc.).
Die vor Ort Erforschung eines extraterrestrischen Körpers war von außerordentlicher Wichtigkeit – auch um bestehende Theorien und Ergebnisse zu überprüfen und anzupassen.
Durch die Mobilität des Fahrzeuges war es möglich örtliche Veränderungen und Abhängigkeiten zu erkennen. Dazu wurden gezielt auch Bereiche mit unterschiedlicher Oberflächenformation angefahren (Ebenen, Bruchstellen, Verwerfungen, Kraterbereiche etc.)
Die televisuelle Bewertung war Grundlage für eine situative Anpassung der Missionsroute.
Zur Bewertung konnten Fachspezialisten (Geologen etc.) hinzugezogen werden.
Um die vielschichtigen Forschungsergebnisse dieser breit angelegten Zielstellung zu gewinnen, waren folgende Komponenten am Lunochod installiert.
(Als Referenz für die Instrumentenzuweisung habe ich „große sowjetische Enzyklopädie“ herangezogen – siehe Link)
http://dic.academic.ru/dic.nsf/bse/104875/%D0%9B%D1%83%D0%BD%D0%BD%D1%8B%D0%B9 (http://dic.academic.ru/dic.nsf/bse/104875/%D0%9B%D1%83%D0%BD%D0%BD%D1%8B%D0%B9)
Zur Übersichtlichkeit hier erst mal eine Benennungszuweisung der Hauptgeräte:
(Hier möchte ich noch feststellen, dass kein Fahrzeugexponat der Bildgrundlagen die jeweilig vollständig detaillierte Instrumentierung zeigt, sodaß meist Bilder mehrere Fahrzeuge für die Gesamtdarstellung nötig sind. Teilweise sind sogar Baugruppen und Teile falsch angebaut.)
(https://images.raumfahrer.net/up037768.jpg)
Nun zu den Einzelbeschreibungen:
--- Penetrometer und Odometer PrOP ---
Entwicklungslieferant war das Institut „Kemurdzhian“.
Beide Geräte sind in einer gemeinsamen Funktionsbaugruppe zusammengefaßt.
Dies beinhaltet eine gemeinsame Antriebseinheit und eine Funktionsverbindung bei der Inbetriebnahme nach der Anlandung auf dem Mond.
---- Odometer ---- ist ein Messrad zur Ermittlung einer zurückgelegten Strecke durch Abrollung des selbigen und Bezugsmessung des Umfangsanteils (den meisten Mitbürgern als quasi Kilometerzähler bekannt). Es ist mittig am hinteren Ende des Lunochod angebracht und läuft, nur durch das Fahrzeug gezogen, nach.
Hier ein Bild, das die Spur des 9. Rades in der Mitte sehr gut zeigt.
(https://images.raumfahrer.net/up037769.jpg)
Mittels Odometer konnte primär die zurückgelegte Strecke ermittelt werden. Daraus waren Rückschlüsse über den Vortriebsschlupf und die entsprechende Bodenbeschaffenheit in unterschiedlichen Gegenden möglich (Vergleich mit den entsprechenden Daten der Antriebs und Mitlaufräder bei 4*8 oder 8*8 Betrieb).
Da eine genaue Positionszuweisung möglich war, konnten die Ergebnisse der anderen wissenschaftlichen Geräte entsprechend genau den überfahrenen Bereichen zugeordnet werden.
Weiterhin konnte zur „Feinnavigation“ eine genau definierte Strecke zurückgelegt werden. Beispielsweise zur Erstellung von Vergleichsbildern aus verschiedenen Ansichten mit gewünschtem Positionsabstand.
(https://images.raumfahrer.net/up037770.jpg)
Das Odometer bestand aus einem Hauptrad mit Zählwerk, welches mit einem Hebe/Senkmechanismus (wie Scherenwagenheber) und einer Radlaufgabel mit Dreh-Andruckfeder an der Gabelschulter kombiniert war. Durch die Feder wurde das Rad in Arbeitsstellung kontinuierlich auf den Boden gedrückt.
Für bestimmte Missionsphasen war es sinnvoll das Rad anzuheben und damit aus dem Bodeneingriff zu nehmen.
Beispiele: Transport und Anlandung, starke Drehung (auf der Stelle) des Fahrzeuges (erhöhte Seitenkräfte bei gleichzeitig geringem Vortrieb) und bei Navigation in Extremsituationen oder beim Rückwärtsfahren (unbekanntes Gebiet, da hinten keine Fahrkamera).
Der maximale Freigang des Odometers zum Boden betrug ca. 63°.
Dies war für ausreichende Manöverfreiheit beim Herabfahren vom Landegestell nötig, falls dieses in rückwärtiger Richtung nötig gewesen wäre (vordere Rampe blockiert oder Bodenformation ungeeignet). Das Bild verdeutlicht auch die Logik, dass der Deckel beim Herunterfahren von der Rampe geschlossen war (siehe auch Steuer und Regelkomplex – Themen vorher).
Daher zeigte das erste Panorama, was zur Erde gesendet wurde die Rampenenden und Bodenanschlüsse vorne und hinten – damit konnte dann entschieden werden wo es lang geht.
An der Vorderseite stand die Fahrkamera ebenfalls zur Bewertung zur Verfügung – hinten nur Panoramakamera.
(https://images.raumfahrer.net/up037771.jpg)
Den Wert für die 33° Rampenneigung habe ich aus mehreren Bildern händisch ermessen.
Wenn die 33° von den 63° abgezogen werden, bleiben noch 30° zum ebenen Boden übrig. Darin finden dann dann noch Unebenheiten, Steine etc. Platz, sodaß eine sichere Anfahrt möglich ist.
(https://images.raumfahrer.net/up037772.jpg)
dksk
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Das Odometer hatte insgesamt 3 Funktionsstellungen.
-Transportstellung (Radlaufgabel oben – Feder nicht freigegeben)
-Bereitschaftsstellung (Gabelführung mit Rad durch Feder ausgeklappt und Scherenhebel
Oben + Rad noch über dem Boden)
-Arbeitsstellung (Gabelführung ausgeklappt und Scherenhebel runter gefahren + Rad im Bodenkontakt)
Hier kann man die Arbeitsstellung sowie teilweise Innereien des Kombigetriebes Odometer/Penetrometer erkennen.
Die Einbaulage am Fahrzeug ist natürlich 180° gedreht.
Bild --- Odometer und Penetrometer-------- teilaufgeschnittene Getriebe-Verteilung
(https://images.raumfahrer.net/up044406.jpg)
Der Hebe/Senkmechanismus des Odometers war mit der entsprechenden Funktionsvorrichtung des Penetrometers kombiniert. Dadurch konnten 2 Funktionen mit geringerem Gesamtaufwand bei einem Verteilantrieb realisiert werden (Gewichtsvorteil)
(https://images.raumfahrer.net/up037765.jpg)
Neben der Antriebseinheit waren beide Geräte noch durch eine logische Inbetriebnahmefunktion verbunden.
Nach der Anlandung des Lunochod und dem Herunterfahren von der Landeeinheit wird das Fahrzeug in die erste Inbetriebnahmephase gebracht. Dabei werden die ersten Messwerte und Daten im Stand ermittelt und übertragen, bevor die erste „Forschungsfahrt“ beginnt.
Dazu ist das Penetrometer (Beschreibung folgt) noch vor dem Odometer zum ersten Mal in Betrieb zu setzen (das Odometer wird für die Fahrt von der Landeeinheit noch nicht gebraucht und ist in Transportstellung).
Die Transportstellung des Odometers wird durch einen Querstab (mit Federvorspannung zum Öffnen) verriegelt, welcher zwischen den Scherenhebeln durchführt ist und den Schwenkmechanismus der Gabelführung blockiert.
Damit der Querstab sich durch die Federvorspannung nicht nach links schiebt, wird dieser Stab durch einen Scherenhebel des Penetrometers seinerseits blockiert. (Montagereihenfolge und Einfahren des Scherensystems vor dem Start in entgegengesetzer Reihenfolge)
Der Senkmechanismus des Penetrometers (linker Scherenantrieb) wird in der Inbetriebnahmephase auf dem Mond das erste mal nach unten verfahren. Dabei bewegen sich die Scherenhebel und geben den Querstab frei, der unter Federvorspannung nach links schnellt und die Gabelführung des Odometers (rechts) freigibt. Diese schwenkt ebenfalls federgespannt nach unten und bringt das Rad in die Bereitschaftsstellung über den Boden (noch kein Kontakt).
(https://images.raumfahrer.net/up037766.jpg)
Natürlich wurde die Funktionstüchtigkeit des Odometers auf einem Prüfstand getestet.
(https://images.raumfahrer.net/up037767.jpg)
Quellen:
http://venividi.ru/node/5658 (http://venividi.ru/node/5658)
http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/znan/1977/2-luna.html (http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/znan/1977/2-luna.html)
http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/cherkasov/grunt-luny/cherkasov-grunt-1975.pdf (http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/cherkasov/grunt-luny/cherkasov-grunt-1975.pdf)
http://www.enlight.ru/ib/tech/vtm/part2.htm (http://www.enlight.ru/ib/tech/vtm/part2.htm)
http://habrahabr.ru/post/187286/ (http://habrahabr.ru/post/187286/)
dksk
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------------------Fortsetzung Penetrometer ---------------------------
Penetrometer – Vorrichtung zur Messung der mechanischen Hauptkriterien des Bodens.
http://de.wikipedia.org/wiki/Penetrometer (http://de.wikipedia.org/wiki/Penetrometer)
(https://images.raumfahrer.net/up037761.jpg)
Das Penetrometer ist hinten am Fahrzeug neben dem Odometer angebracht.
Es besteht aus einem Hebe/Senkmechanismus und einem Arbeitskopf (Penetrometerspitze) mit Mechanik und Sensoren. Es kann angehoben in Transport/Bereitschaftsstellung und abgesenkt, in die Arbeitsstellung, verfahren werden.
Innerhalb der Fahrtzyklen wurde alle 15 bis 30 Meter die Penetrometerspitze in den Boden gedrückt und anschließend gedreht. Somit konnte die Widerstandskraft des Mondbodens gegenüber Kompression und Scherung ermittelt werden.
(https://images.raumfahrer.net/up037762.jpg)
(https://images.raumfahrer.net/up037763.png)
Das Diagramm zeigt die auf den Arbeitskopf wirkende Kraft (daN) in Bezug zur Eindringtiefe (mm)
Die Graphen entsprechend den Ziffern bedeuten:
1 auf waagerechten Abschnitten
2 auf ringförmigen Kraterwällen
3 auf Kraterabhängen
4 auf mit kleinen Steinen bestreuten Flächen
In Auswertung der Messreihen ergab sich folgende statistische Tragfähigkeitsverteilung:
(https://images.raumfahrer.net/up037764.png)
Messreihe von Lunochod 1.
Wichtig war auch die „Lockerheit“ der oberen Schicht zu bestimmen, da für spätere Missionen eine Wechselwirkungs- und Staubemissionsabschätzung für die Auslegung und Ausführung eines sicheren Rückstartgerätes wichtig war.
Dazu wurden neben den direkten Messergebnissen, die beim Einsatz des Penetrometers gewonnen wurden, auch 2 indirekte Messverfahren angewandt.
Zum Einen wurden die Ausformung der Fahrspuren der Antriebsräder und des Odometers in Referenz zum jeweiligen Bodenabschnitt optisch bewertet, und zum Anderen die Traktionsparameter der Antriebsräder in Referenz zum Odometer.
Quellen:
http://web.archive.org/web/20090621014815/http://www.flug-revue.rotor.com/FRHeft7X/FRHeft74/FRH7410/FR7410c.htm (http://web.archive.org/web/20090621014815/http://www.flug-revue.rotor.com/FRHeft7X/FRHeft74/FRH7410/FR7410c.htm)
http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/osvoen-kosm-pr-sssr/1971/04.html (http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/osvoen-kosm-pr-sssr/1971/04.html)
http://www.litmir.net/br/?b=115876&p=12 (http://www.litmir.net/br/?b=115876&p=12)
dksk
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Was hätte daraus und damit alles werden können.....
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Weiter geht es mit den wissenschaftlichen Geräten, die übrigens von der Lunochod 1 zur Lunochod 2 – Mission hin modifiziert, verbessert und auch weiter ergänzt wurden.
Quellensammlung für die Ausführungen:
http://web.archive.org/web/20090621014815/http://www.flug-revue.rotor.com/FRHeft7X/FRHeft74/FRH7410/FR7410c.htm (http://web.archive.org/web/20090621014815/http://www.flug-revue.rotor.com/FRHeft7X/FRHeft74/FRH7410/FR7410c.htm)
http://www.raumfahrtkalender.de/thema-des-monats/januar-1973 (http://www.raumfahrtkalender.de/thema-des-monats/januar-1973)
http://dic.academic.ru/dic.nsf/enc_physics/2472/%D0%A0%D0%95%D0%9D%D0%A2%D0%93%D0%95%D0%9D%D0%9E%D0%92%D0%A1%D0%9A%D0%98%D0%99 (http://dic.academic.ru/dic.nsf/enc_physics/2472/%D0%A0%D0%95%D0%9D%D0%A2%D0%93%D0%95%D0%9D%D0%9E%D0%92%D0%A1%D0%9A%D0%98%D0%99)
http://refdb.ru/look/1200250-pall.html (http://refdb.ru/look/1200250-pall.html)
http://stp.cosmos.ru/uploads/media/Lunokhod_talk_Microrover_workshop.pdf (http://stp.cosmos.ru/uploads/media/Lunokhod_talk_Microrover_workshop.pdf)
http://nauka.relis.ru/05/9804/05804059.htm (http://nauka.relis.ru/05/9804/05804059.htm)
http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/znan/1978/02/2-him-lun-gr.html (http://epizodsspace.no-ip.org/bibl/znan/1978/02/2-him-lun-gr.html)
- - - - - - - - - - RIFMA Röntgenfluoreszenz-Spektrometer - - - - - - - - -
Entwicklungslieferant war das Institut „Kocharov“.
RIFMA war am vorderen Bereich des Fahrzeuges mittig in ca. 30 cm Höhe installiert.
Hauptbestandteile sind die Hauptgerätebox und zwei seitlich angeordnete Platten.
Es besteht aus einer Isotopenquelle , die den untersuchten Bereich des Bodens bestrahlt und dadurch induzierte Röntgenemission von Atomen der verschiedenen Elemente der Mondoberfläche hervorruft. Diese werden im Detektorblock empfangen.
(https://images.raumfahrer.net/up037757.gif)
1 – панели с радиоактивными источниками; ---- radioaktive Strahlenquellen;
2 – исследуемый грунт; ----- untersuchter Boden
3 – блок детекторов флуоресцентного излучения ---- Block mit Fluoreszenzstrahlungsdetektoren
Der Strahlenempfängerblock ist ein System von speziell entwickelten Proportionalzählern mit (Stoff)charakteristischen Filtern. Die Informationen auf dem Energiespektrum und die Intensität der Röntgenstrahlen werden durch einen Analysator (64-Kanal-Amplitude) aufgezeichnet.
(https://images.raumfahrer.net/up037758.gif)
Darstellung der Proportionalzähler des RIFMA Systems
(https://images.raumfahrer.net/up037759.png)
Das RIFMA hatte die Aufgabe, die charakteristischen chemischen Hauptelemente an der Oberfläche der verschiedenen Mondgebiete zu ermitteln.
An einigen Stellen wurden vom Lunochod spezielle Fahrmanöver (Radpaare als Bodenfräse) durchgeführt um die Bodenschicht bis in eine Tiefe von ca. 10 cm freizulegen. Diese Stellen wurden mit dem RIFMA System dann ebenfalls analysiert.
Hier eine Zusammenstellung von Forschungsergebnissen:
ftp://ftp.lpi.usra.edu/pub/outgoing/lpsc2009/full802.pdf (http://ftp://ftp.lpi.usra.edu/pub/outgoing/lpsc2009/full802.pdf)
Basierend auf den Ergebnissen der RIFMA – Analysen gab es Überlegungen eine indirekte erdgebundene optische Oberflächenanalyse (die deutlich weniger Aufwand bedeutete) zu erproben.
Es wurde von der Erde aus mit leistungsstarken Teleskopen die Oberfläche des Kraters Le Monnier (Landegebiet Lunochod 2) fotografiert. Die mit den Aufnahmen bestimmte Helligkeit der Mondgebiete entlang der Fahrstrecke des Mondmobils und ihre vermeintliche chemische Zusammensetzung wurden mit den vor Ort ermittelten RIFMA – Werten verglichen.
Dabei stellte sich ein sehr hoher Übereinstimmungsgrad heraus, welcher die Basis der nachfolgend in diesem Bereich intensivierten erdgebundenen Mondbeobachtung- und Analyse bildete.
- - - - - - Radiation Detektor RV-2N - - - - - - -
Entwicklungslieferant war das Institut „Chuchkov“.
Das Radiometer RW-2N untersuchte die kosmische Teilchenstrahlung der Sonne (Protonen– und Alphastrahlung) und der Galaxis mittels Halbleiter-Detektoren und Zählrohren.
Dabei standen die Ermittlung der Werte der Grundstrahlung sowie lokale Unterschiede im Vordergrund. Diese Daten stellten auch die Basis für die Planung nachfolgender bemannter Missionen dar.
- - - - - - -Astrophotometer AF-3L- - - - - - - (nur bei Lunochod 2)
Entwicklungslieferant war das Institut „Zvereva“.
Mit dem Astrophotometer wurden verschiedene Messungen im Bereich des sichtbaren Lichts und ultravioletter Strahlung vorgenommen.
Als Strahlungsempfänger dienten fotoelektrische Vervielfacher (Sekundärelektronenvervielfacher).
Es ist mit einer drehbaren Filterplatte ausgestattet, mit der man die empfangene Strahlungsintensität nach künstlich vorgeeichten Lichtquellen bestimmen kann.
Mit dem Photometer wurde jeweils 12 Aufnahmen erstellt, von denen 9 am MONDTAG, 1 in der MONDNACHT, und 2 in der Monddämmerung gemacht wurden. Aufgrund der Helligkeitsunterschiede wurde eine Art „Streulicht“ erkannt, welches damals schon mit einer Mondstaubschwebetheorie erklärt wurde.
- - - - - - - Laser/Photodetektor Rubin 1- - - - - (nur bei Lunochod 2)-
Das Rubin 1 System diente zum Detektieren eines von der Erde gezielt gesendeten Laserstrahls, zur genauen Ermittlung der Fahrzeugposition.
Zu diesem Zweck richteten man ein Teleskop auf den Südostteil des Kraters Le Monnier (Landegebiet Lunochod 2). Danach wurden nacheinander Rubin-Laserimpulse in einer das Zielgebiet überdeckenden spiralförmigen Projektionsbahn ausgesendet. Gleichzeitig mit dem Senden des jeweiligen Laserimpulses wurde dessen Abstrahlrichtung/Zielmarke gemessen und ein zugehöriges Zielfoto des Kratergebietes gemacht. Traf ein Laserimpuls den Rubin1 Detektor, so wurde ein elektrisches Signal erzeugt und zur Erde gesendet.
Nach Kompensation der Zeitdifferenz/Signallaufzeit konnte dieses Signal einer Abstrahlrichtung/Zielmarke zugewiesen – und somit die Position des Fahrzeuges relativ genau ermittelt werden.
- - - - - - - - Magnetometer SG 70 A – - - - - - - - (nur bei Lunochod 2)
Entwicklungslieferant war das Institut „Dolginov“.
Das Magnetometer war an einem 1,5 m langen Ausleger am Fahrzeug befestigt, der erst nach der Anlandung aus der Transportstellung seitlich vor den Lunochod geklappt wurde.
Die Daten des Magnetometers wurden sowohl im Stand als auch während der Fahrt ermittelt. Damit konnte festgestellt werden, wie sich die magnetischen Eigenschaften des Mondbodens entlang der Fahrstrecke verändern.
-- - - - - - - - - - - -RT 1 Kollimator Röntgenteleskop - - - - - -
Das Röntgenteleskop des Lunochod war sehr einfach aufgebaut ( stellte erste Gerätegeneration dieser damals noch jungen Forschungsrichtung dar). Bekanntlich hat die Erdatmosphäre eine abschirmende Wirkung gegenüber kosmischer Röntgenstrahlung. Daher ist die Analyse dieser Strahlung oberhalb der Atmosphäre z. B. mit Satelliten von Interesse. Ein Röntgenteleskop auf der Mondoberfläche macht Sinn, wenn ein bestimmter Bereich des Kosmos genauer untersucht werden soll. Anders als bei einer Erdorbitalbahn (Satellit), ist die relative Bewegungsbahn eines Punktes auf der Mondoberfläche in Bezug auf einen Beobachtungssektor im Kosmos sehr gering. Damit können Langzeitbeobachtungen mit hoher Wiederholgenauigkeit durchgeführt werden.
Mit dem Röntgenteleskop RT-1 wurden die Galaxie, Sterne und Sonne beobachtet um Erkenntnisse über deren ausgesandte Röntgen-/Gammastrahlung zu gewinnen.
Der Grundaufbau bestand aus einem optischen Sensor und 2 Strahlungsdetektoren, die im Energiebereich von 2 -10 keV ihren Arbeitsbereich hatten.
Dabei wurden die direkt einfallenden Röntgenphotonen mit der Hintergrundstrahlung vergleichen (daher 2 Sensoren) um daraus einen Effektivwert zu ermitteln.
Hier ein Prinzipbild zum Aufbau eines Röntgenteleskopes. Im oberen Bereich sind die 3 Hauptelemente:
оптический детектор ярких объектов – optischer Detektor heller Objekte
звезды датчик – Sternsensor
пропорциональный счётчик – Proportionalzähler (unter Kollimator) mit Auswerteeinheit
(https://images.raumfahrer.net/up037760.jpg)
Eine langsame Rotation des Mondes um seine Achse (eine Umdrehung in 27,3 Erdentagen) ergibt ein sehr langsames Gleiten des „Sichtfeldes“ des Teleskops gegenüber der Himmelskugel. Innerhalb der Arbeitsphasen, je 18-20 Stunden wird somit ein Winkelsektor von 9°-10° überstrichen. (360°/27,3 d = 13,186 °/d; 13,186°/24h*18h = 9,89° in 18 Stunden)
dksk
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Hast Dir wieder allerhand Arbeit gemacht - Danke ! :)
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Auch von mir ein herzliches Dankeschön für die vielen zusammengetragenen Infos.
Gleich noch eine Frage: wurde der Laser/Photodetektor Rubin-1 zur Positionsbestimmung in Kombination mit dem französischen Laserreflektor TL-2 eingesetzt (Beitrag #18), oder arbeiteten die beiden Geräte unabhängig voneinander?
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Im Prinzip ja .......
Bei Lunochod 1 war der Laserretroreflektor noch alleine – Rubin 1 kam erst bei Lunochod 2 zum Einsatz.
Damit war die Positionszuweisung für den Berechnungspunkt auf dem Mond noch genauer gegenüber Lunochod 1.
Bei den Experimenten wird ja u.a. mit Trigonometrie im Raum gerechnet und da sind die Berechnungsbasen wichtig.
Das Ergebnis für die Laser-Laufzeit- Abstandmessung mit dem TL 2 konnte damit weiter verbessert werden und in einen Genauigkeitsbereich kommen, mit dem sogar Untersuchungen zur Kontinentaldrift gemacht werden konnten.
Wenn ich die Quellen richtig interpretiere so sind die Sendestellen für den TL 2 Laser und den Rubin 1 Laser an unterschiedlichen Orten auf der Erde. Die technische Ausführung (Signalform, Leistung, Zielmarkenzuweisung, Signalempfänger etc.) sind wohl zu unterschiedlich um das in einem Observatorium/Sender zu vereinen. Zum Anderen werden bei zwei Orden auf der Erde (deren Abstand und Position genau bekannt sind) auch eine Kathede und daraus folgender Ergänzungswinkel eines der vielen Dreiecke definiert, was die Messgenauigkeit auch erhöhen kann.
dksk
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Wie schon in den vorherigen Beiträgen angemerkt, waren die Missionen Lunochod 1 und 2, Teil der Gesamtplanung sowjetischen Mondprojekte der 1960/70er Jahre.
Die Lunochods, die hier bisher behandelt wurden entstammen dabei dem Projekt mit der Bezeichnung Luna E-8.
Dieses war auch zur Unterstützung der bemannten Mondlandung im Rahmen des Projektes N1-L3
vorgesehen.
Dabei sollte es 2 Hauptaufgaben, die Vorbereitung der Landung und Unterstützung des gelandeten Kosmonauten, erfüllen. Diese Aufgaben hätten sich auch in seiner Ausrüstung und technischen Ausführung/Modifikation wiedergespiegelt.
- - - - - - - - Vorbereitung der Landung: - - - - - - - - -
Die bemannte Mondlandung (N1-L3) wäre in 3 Teilphasen unterteilt gewesen.
- Landung Lunochod
- Landung unbemannte Fähre - ЛК-Р (Lunnyi Korabl – Reserve – LKR)
- Landung bemannte Fähre - ЛК (Lunnyi Korabl - LK)
Dabei wäre ein Lunochod im ausgewählten Gebiet vorab angelandet um dieses zu überprüfen und
ggf. wichtige Zusatzinfos zu übermitteln. Für die Landung der nachfolgenden ersten Fähre (LKR) hätte es zur Unterstützung als Funkbake gedient.
Nach der Landung (und nachdem sich der Staub halbwegs gelegt hätte) wäre der Lunochod an die Reservefähre herangefahren um diese von außen zu inspizieren. Dazu besaß er ein geeignetes Kamerasystem mit dem Total- und Detailaufnehmen aus unterschiedlichen Entfernungen und Positionen möglich waren.
An dieser Stelle möchte ich eine Überlegung beisteuern, die sich mit der grundsätzlichen Kritik zur Höhe der Fahrkameras am Lunochod 1 beschäftigt.
Wenn ich die gesamten bisherigen Ausführung zur Auslegung des Fahrzeuges betrachte, komme ich zu dem Schluß, daß hier sehr viel im Vorfeld nachgedacht und getestet wurde, um ein insgesamt optimales Ergebnis zu erzielen.
Ich gehe auch davon aus, daß die „zu niedrige Position“ der Fahrkameras im Vorfeld bei den Test im Lunodrom (Testgelände des Lunochod) aufgefallen ist und diskutiert wurde. Daher habe ich versucht einen (zwei) Grund(e) für die Position (95 cm Höhe) zu finden.
Ich sehe den ersten Grund im Hauptinspektionsbereich an der Landefähre. Eins der wichtigsten Systeme der Landefähre ist deren Haupttriebwert, welches sowohl für die Landung als AUCH FÜR DEN RÜCKSTART verwendet worden wäre. Nur bei Funktionsfähigkeit des Triebwerkes nach der Landung, wäre die Reservefähre für ihre potentielle Nutzung einsatzfähig gewesen. Der Triebwerksstatus wäre aber grundsätzlich nicht durch die entsprechende BMSR Technik vollständig erkennbar gewesen, da es in der finalen Landephase durch aufgewirbelte Bodenpartikel zu ungünstigen Anhaftungen oder sogar Beschädigungen des Triebwerks kommen konnte.
Diese äußeren Beeinflussungen wären optisch relativ gut erkennbar gewesen. Der Hauptinspektionsbereich an der Fähre liegt dabei relativ genau in der Höhe des Kamerasystems.
Wäre das Kamerasystem höher angebracht müßte das Fahrzeug einen weiteren Abstand zur Fähre einhalten um in einen günstigen Blickwinkel zu kommen. Mit der bestehenden Kamerasystemhöhe kann das Fahrzeug so sehr nahe an die Fähre heranfahren und somit sind die Bilder sehr deutlich.
Um das Ganze mal zu veranschaulichen, habe ich ein paar Bilder erstellt.
(https://images.raumfahrer.net/up037754.jpg)
Durch die Möglichkeit der gezielten Erstellung von Stereoskopiebildern war deren Auswertungspotential sehr groß.
Um den seitliche Blick zu ergänzen, hätte es eine relativ einfache Möglichkeit gegeben, auch von „unten“ einen Blick auf den Bereich des Haupttriebwerks zu bekommen.
(https://images.raumfahrer.net/up037755.jpg)
(https://images.raumfahrer.net/up037756.jpg)
Spiegel – im unteren Bereich der Landebeine angebracht, hätten einen Blick auf die Bodenfläche der Fähre ermöglicht. Bei der Landung hätten diese Spiegel mit einer Abdeckung geschützt sein müssen, die vor dem Erstellen der Bilder entfernt hätte werden müssen (einfacher Federmechanismus vorstellbar). Durch Veränderung der Position des Lunochod hätte mit der Spiegelumlenkung ein großer Bildbereich erfaßt werden können.
Die dieser Zusatzausrüstung entsprechende höhere Masse wäre bei der Reservefähre kein Problem gewesen, da die Landung ohne die Masse des Kosmonauten erfolgt wäre. Beim Rückstart wäre nur der obere Teil des LK , die T2K-Einheit gestartet und die Zusatzausrüstung am Landegestellt hätte hier keinen Einfluß gehabt.
Nach der Freigabe der Reservefähre hätte die bemannte Fähre landen können und der Lunochod wäre hierfür im zweiten Teil seiner Hauptaufgabe im N1-L3 Programm zuständig gewesen.
Lunochod 1 sehe ich daher technisch und auch zeitlich noch am stärksten an die in das N1-L3 Projekt eingebundene Fahrzeugvariante angelehnt, was beim Lunochod 2 (mit 3. Fahrkamera weiter oben UND WEITER VORNE) auch aufgrund anderer Modifikationen nicht mehr gegeben ist.
dksk
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- - - - - - - -- Unterstützung des Kosmonauten: - - - - - - - -
Dafür wären die Fahrzeuge in einer entsprechend modifizierten Variante ausgeführt worden, deren technische Auslegung teilweise an den bekannten Lunochods – speziell Lunochod 1 zu erkennen ist.
Aus meiner Sicht sind dies Themen wie z.B.
- Position der Fernsehkameras (zweiter Grund)
- Position der Hauptstrahlantenne
Die Position der Fahrkameras des Lunochod 1 berücksichtigt aus meiner Sicht ebenfalls die Option einen Kosmonauten auf dem Mond zu versorgen und zu transportieren.
Dazu dient erst mal die Überlegung, wo eine mögliche Transportposition der Kosmonauten am Lunochod
sein kann.
Für die wahrscheinliche Position vorne sprechend folgende Punkte:
- Nicht hinten, da Deckel für Stromversorgung aufgeklappt werden muß und Sicht nicht behindern soll
- Nicht hinten, da der Kosmonaut einen Mindestabstand zur RHU einhalten muß
- Vorne, damit der Kosmonaut die Fahrstrecke einsehen kann
- Vor den Kameras - diese auch überdeckend, da der Kosmonaut besser die Umwelt erkennt und die
Kameras während der bemannten Fahrt nicht nötig sind.
- Vorne, weil hier seitlich optional Platz ist Zusatzausrüstung anzubringen
Wenn man nun betrachtet, wie sich eine höhere Kameraposition im vorderen Bereich am Fahrzeughauptkörper (umgedrehter Kegelstumpf) auswirkt, wird schnell klar, daß diese auch zu einer Vorverlagerung der Kamera führen würde --- was klar in den Positionsraum des Kosmonauten einwirkt.
Der Freigang zum Deckel muß dabei ebenfalls berücksichtigt werden. Siehe Bild
(https://images.raumfahrer.net/up037749.jpg)
Das ist meiner Meinung nach ein weiteres Argument warum die Kameras die niedrige Position hatten.
Die Position der Hauptstrahlantenne ergibt sich bei einer vorderen Position des Kosmonauten aus dem Umstand, daß der Kretchet Raumanzug auf der rechten Brustseite einen Hauptversorgunsanschluss besitzt, der dann auf dieser Seite mit dem entsprechenden System (vergleichbar B-2M im LK) verbunden werden muss. Daher befindet sich aus meiner Sicht die Hauptstrahlantenne auf der gegenüberliegenden , in Fahrtrichtung linken, Fahrzeugseite und der Versorgungsanschluß rechts.
(https://images.raumfahrer.net/up037750.jpg)
Vor dem Transport werden die externen Versorgungssysteme für den Kosmonauten, die durch den Lunochod unterstützt werden, angeschlossen. Weiterhin wird eine Transportstruktur – Plattform nach vorne ausgeklappt. Die Hauptstrahlantenne kann dann auch in eine neutrale Position geschwenkt werden (Sicht und Bewegungsoptimum), da der Kosmonaut die Fahrkameraaufgaben quasi selbst übernimmt. Auf dieser findet der Kosmonaut eine Position, die z.B. mit analogen Befestigungspunkten wie im LK fixiert wird, sodaß ein ermüdungsfreies Arbeiten oder sogar eine fixierte Ruhephase möglich sind. Damit war eine ausreichende Grundmobilität des Kosmonauten gewährleistet, wobei die Mindestanforderung für Transport und Versorgungsunterstützung sich aus der Landegenauigkeit/Positionsdifferenz zwischen LK und LKR definierte. Dazu gibt es Informationen, daß sich hiermit eine Strecke von 5 km ergibt. Bei einer vmax. von 2 km/h ergibt das wohl mindestens 3 Stunden Transportzeit – zuzüglich Vor- und Nachbereitung.
Der Bereich zur Oberkante des Fahrzeughauptkörpers wäre damit vermutlich auch mechanisch abgedeckt, um eine Beschädigung des Rückenteils des Raumanzuges auszuschließen.
Aufgrund der Bauraumverhältnisse der Landestufe – geklappte Fahrrampen – ist der Bauraum für eine solche Plattform bis zur Anlandung stark eingeschränkt. Daher gehe ich davon aus, daß diese platzsparend und klappbar im vorderen Bereich des Fahrzeuges angebracht war.
Wenn die Zusatzausrüstung vorne rechts angebracht wäre, so würde der Laserretroreflektor für diese Variante wahrscheinlich entfallen.
Bedienpanel, Anzeigegeräte, Navigationshilfe etc. waren ebenfalls in den Betriebsmodus zu bringen.
Hier mal ein Bild, welches meiner Phantasie entspricht und zeigt, wie der Kosmonaut die Vorbereitungen am Lunochod durchführt.
(https://images.raumfahrer.net/up037751.jpg)
Die Kosmonauten, die für die Landung übten, hatten sich natürlich auch mit dem Lunochod vertraut gemacht.
Hier ein Gruppenbild von einem Besuch im Lunodrom – Mannschaft- Kosmonauten – Lunochodübungsfahrgestell.
(https://images.raumfahrer.net/up037752.jpg)
Die Personen Nr. 5 ist der Kosmonaut Waleri Bykowski, der einer der Trainingsgruppen zur Mondumfliegung(L1-Programm) angehörte und danach auch dem N1-L3 Projekt zugeteilt wurde. Die Kosmonautengruppen wurden (auch durch mehrere Projektrückschläge bedingt) mehrmals umstrukturiert, sodaß es unterschiedliche Infos zu den Missionsplanungen des N1-L3 Projektes gibt. Seit 1978 sollte er als Person auf jeden Fall hier bekannt sein.
Und zum Schluß noch ein Eindruck, wie es aussehen hätte können, wenn nach erfolgreicher bemannter Landung der Kosmonaut (beobachtet auch vom Lunochod und am Bodenbildschirm) die Landefähre verläßt.
(https://images.raumfahrer.net/up037753.jpg)
Quellen:
Die gezeichneten Bilder entstammen meiner Phantasie und können in Details abweichen.
http://en.wikipedia.org/wiki/Soviet_manned_lunar_programs (http://en.wikipedia.org/wiki/Soviet_manned_lunar_programs)
http://www.laspace.ru/rus/lh6.php (http://www.laspace.ru/rus/lh6.php)
http://astrotek.ru/wp-content/uploads/2011/11/d18128_d181d0bad0b0d184d0b0d0bdd0b4d180d18b_d0b4d0bbd18f_d181d0bed0b2d0b5d182d181d0bad0bed0b9_d0bbd183d0bdd0bdd0bed0b9_d0bfd180d0be.pdf (http://astrotek.ru/wp-content/uploads/2011/11/d18128_d181d0bad0b0d184d0b0d0bdd0b4d180d18b_d0b4d0bbd18f_d181d0bed0b2d0b5d182d181d0bad0bed0b9_d0bbd183d0bdd0bdd0bed0b9_d0bfd180d0be.pdf)
http://rumlin.wordpress.com/2013/04/08/kto-est-kto-na-foto-v-shkolnom/ (http://rumlin.wordpress.com/2013/04/08/kto-est-kto-na-foto-v-shkolnom/)
dksk
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vielen lieben Dank dksk für die ausführlichen ausführungen hier und die tollen selbst angefertigten Bilder. Freue mich immer wieder aufs neue über deine Beiträge. Bring gerne mehr dieser Zeichnungen hier rein :)
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Hallo dksk,
hochinteressant, welche Rolle Lunochod im Programm N1-L3 spielen sollte, und vielen Dank für die zahlreichen Details zu diesem Thema.
Im Juni 1999 fanden in Morgenröthe-Rautenkranz die 3. Raumfahrttage statt. Thema der Veranstaltung war der Jahrestag der ersten bemannten Mondlandung. Die russischen Referenten Leonow, Makarow und Dolgopolow gingen dabei intensiv auf die sowjetischen Programme zur Monderkundung ein.
Ein Thema dabei war auch Lunochod. Auf eine Zuhörenfrage wurde eingeräumt, dass Lunochod zur Unterstützung der bemannten Mondlandung vorgesehen war, ohne dabei aber ins Detail zu gehen. Laut der damaligen Auskunft hätte ein bemannbares Lunochod aber anders ausgesehen als die unbemannten Lunochods. Wäre eventuell eine Kabine vorhanden gewesen? Schwer zu sagen!
Ich könnte mir aber auch vorstellen, dass ein bemannbares Lunochod Anschlüsse zum Ergänzen der Energie- und Sauerstoffressoursen des "Kretschet"-Skaphanders besessen hätte. Beim vermutlich etwas längerem Warten auf Lunochod und der anschließenden Fahrt des Kosmonauten zum Reserve-LK wären die Vorräte des Skaphanders unter Umständen schnell aufgebraucht gewesen und hätten demnach ergänzt werden müssen.
Insgesamt gesehen finde ich den in Erwägung gezogenen Aufwand schon beträchtlich, zusätzlich zur Landefähre mit dem Kosmonauten auch noch eine Ersatzlandefähre und ein Lunochod vorzuhalten. Und das alles musste auch noch in enger räumlicher Nähe zueinander angelandet werden. Eine kilometerweit vom gelandeten Kosmonauten entfernt stehende Ersatzlandefähre nebst dort wartendem Lunochod hätten ja im Falle eines Falles garnichts genutzt, dann hätte allein schon die Zeit gegen den Kosmonauten gearbeitet.
Zweifel, ob mit der damaligen Technik alles wie angedacht geklappt hätte, sind angebracht. Dennoch interessant, welche Szenarien man damals so alles durchgespielt hat, um den Amerikanern bei der bemannten Mondlandung paroli bieten zu können.
Wilga35
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Ich versuche mal auf die einzelnen Aspekte nacheinander zu antworten.
Das N1-L3 Konzept hatte ja einen Gesamtleistungsnachteil (u.a. Treibstoffe und Triebwerkskonzepte), der sich final in einem Massenachteil des zum Mond beförderbaren Komplexes widerspiegelte.
Dieser Komplex hatte dann auch wieder entsprechende Kompromisse in sich. Beispielsweise die einstufige Landefähre, nur 1 Kosmonaut zur Landung, kein direkte Umstieg vom LOK ins LK und zurück, erste Abstiegsphase des LK mit Block D „Restschub“ usw . Damit hatte das Gesamtsystem auch teilweise eine geringere Redundanz oder Robustheit, die man versuchte auszugleichen.
Komplikationen, wie z.B. Apollo 13 hätte dieses System dann aber z.B. nicht in vergleichbarer Weise kompensieren können.
Die Lösung mit mehreren Starts und dem Reserve LK war da eine der Varianten, die aber gleichsam wieder die Gesamtlogistik und zeitliche und räumliche Abhängigkeit mehrerer aufeinander zwingend abfolgender Ereignisse zum Gesamtgelingen erforderte. Das E8 basierende Spezial-Lunochod war da teilweise entkoppelt, da eine andere Rakete/Startlogistik/Mannschaft etc. genutzt werden konnte bzw. durch die relativ lange mögliche Verweilzeit des Fahrzeuges auf dem Mond. Wenn es einmal erfolgreich im Zielgebiet angelandet wurde konnten sicher mehrere Startfenster für die beiden erforderlichen Flüge der N1 Komplexe zeitliche abgesichert werden. Dadurch hätte ein missglückter N1 Start nicht gleich ein „neues Lunochod“ erfordert. In dieser Konzeption hatte der Lunochod schwerpunktmäßig eine Absicherungs/Unterstützungsfunktion um die Problematik mit der Landegenauigkeit LKR – LK durch Transportunterstützung auszugleichen. Eine vordergründige Explorationsmission mit längerem bemannten Betrieb war dabei nicht vorgesehen.
Es gab mal bei Novkos eine Abschätzung zur Versorgungsbedarf auf Basis 52 Stunden Gesamtversorgungszeit des Kosmonauten auf dem Mond, wobei 46 Stunden vom Lunochod als externe Versorgung eingeschätzt wurden. Zusatzmasse dafür waren knapp 80 kg.
Bemanntes Expolationsfahrzeug:
Es gab ja mehrere sowjetische Mondprojekte, die teilweise zeitgleich vorangetrieben wurden und natürlich auch eine Ursache der Kappa- und Resourchenprobleme im schlussendlich entscheidenden N1-L3 Projekt waren.
Die Mondumfliegung beispielsweise hatte ein eigenes Projekt, mit teilweise deutlich unterschiedlichen Systemen. Diese Thematik wurde im Apollo Programm als eine Projektzwischenschritt auf Basis des Finalsystemes realisiert.
Einige dieser mehreren Mondprojekte beinhalteten auch bemannte Explorationsfahrzeuge.
Dieses Projekte hätte aber einen der höheren Masse entsprechenden Transportkomplex erfordert. Im N1-L3 Projekt war daher das „kleine Lunochod“ vorgesehen.
Die Ausführungen von Leonow sind grundätzlich nachvollziehbar.
Zu einem großen bemannten Lunochod gab es z.B. ab 1963 im L5-Projekt entsprechende Entwürfe.
Das Fahrzeug hatte eine Kabine und war für eine längere Exploration ausgelegt.
(https://images.raumfahrer.net/up039361.jpg)
Anfang der 1970er Jahre gab es dann noch ein Vulkan LEK – Projekt – auch mit einem längere Zeit bemannten Fahrzeug – und einer noch größeren Rakete als Konzept.
(https://images.raumfahrer.net/up039360.gif)
siehe auch:
http://www.astronautix.com/craft/l51963.htm (http://www.astronautix.com/craft/l51963.htm)
http://www.astronautix.com/articles/sovjects.htm (http://www.astronautix.com/articles/sovjects.htm)
http://en.wikipedia.org/wiki/Soviet_manned_lunar_programs (http://en.wikipedia.org/wiki/Soviet_manned_lunar_programs)
dksk
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vielen lieben Dank dksk für die ausführlichen ausführungen hier und die tollen selbst angefertigten Bilder. Freue mich immer wieder aufs neue über deine Beiträge. Bring gerne mehr dieser Zeichnungen hier rein :)
Volle Zustimmung. Zum Beispiel in diesem Thema (https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=11322.msg283037#msg283037), zur Illustration kleiner rotierender Raumstationen zur Simulation der Marsschwerkraft? Könnte ich mir gut vorstellen. :)
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Zum Thema Kosmonautentransport mit dem E-8 Lunochod, hab ich noch mal was gefunden, was hier eine klare Referenz auf diesen Haupttyp ergibt.
In einem Dokument zur Entwicklung der Raumanzüge für das sowjetische Mondprogramm N1-L3 ist eine Prinzipdarstellung der Haupthandlungsphasen während der Mission enthalten.
Dabei wird eine Überfahrt mit dem Lunochod zur Reservefähre sinnbildlich dargestellt.
Interessant ist auch die „Aufhängung“ an einem übergreifenden Gestell.
(https://images.raumfahrer.net/up039377.jpg)
Ein Bedienteil ist an einem nach vorne führenden „Armträger“ auszumachen.
Das sieht wiederum dem „Orlan SPK“ Bediensystem ähnlich.
(https://images.raumfahrer.net/up039378.jpg)
Da können auch die „Armträger“ aus der Transportposition vorgeklappt werden. Die Freiheitsgrade +Z und –Z sind beim Lunochod dann aber nicht da. Dafür gibt es aber Bremsen ;-)
Dann hab ich noch mal einen Film, aus den Anfängen dieses Threads angesehen und da gibt es gleich noch einen Texthinweis, dass der Lunochod u.a. auch für den Transport von Kosmonauten im N1-L3 Komplex entwickelt wurde.
(https://images.raumfahrer.net/up039378.jpg)
Quellen:
http://astrotek.ru/wp-content/uploads/2011/11/d18128_d181d0bad0b0d184d0b0d0bdd0b4d180d18b_d0b4d0bbd18f_d181d0bed0b2d0b5d182d181d0bad0bed0b9_d0bbd183d0bdd0bdd0bed0b9_d0bfd180d0be.pdf (http://astrotek.ru/wp-content/uploads/2011/11/d18128_d181d0bad0b0d184d0b0d0bdd0b4d180d18b_d0b4d0bbd18f_d181d0bed0b2d0b5d182d181d0bad0bed0b9_d0bbd183d0bdd0bdd0bed0b9_d0bfd180d0be.pdf)
http://www.myspacemuseum.com/orlan.htm (http://www.myspacemuseum.com/orlan.htm)
dksk
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Nachdem hier bereits viele Informationen über die Fahrzeuge und deren Mission auf dem Mond zusammengestellt wurden, will ich ein paar Infos ergänzen, wie sie dahin gekommen sind.
Das Gesamtsystem Luna 17 (mit Lunochod 1) bzw. Luna 21 (mit Lunochod 2)wurde mit jeweils einer Proton-K ;Block-D - Rakete von Baikonur gestartet. Sowohl zur Proton-K ,als auch Block-D gibt es in diesem Forum bereits viele Infos, sodaß ich hier im Weiteren auf das kombinierte Transport- und Landemodul „Modulblock“ eingehen will.
Zur Übersichtlichkeit hier erst mal eine schematische Darstellung des Fluges von Luna 17/21.
Der Lunochod ist währen des Fluges auf einen „Modulblock“ aufgesetzt. Dieser Modulblock vereint in sich alle Systeme zur Bahnkorrektur, Bremsung und Landung und übernimmt diese Aufgaben ab der Trennung vom Block-D, 12 Sekunden nach dessen finaler Beschleunigungsphase Richtung Mond.
(https://images.raumfahrer.net/up039376.jpg)
Die Flugdauer von Start bis Landung betrug bei beiden Missionen jeweils ca. 7 Tage. In diesen 7 Tagen war der Lunochod keine passive Fracht, sondern hatte aktiv Aufgaben auszuführen.
Dies betraf das gesamte Energiemanagement – Laden der Batterien kombiniert mit gezieltem Öffnen und Schließen des (Solarzellen)Deckels um die Fahrzeugtemperatur innerhalb der definierten Systemgrenzen zu halten. Weiterhin das Senden und Empfangen von Telemetriedaten und der Test bzw. die Aktivierung aller Fahrzeugsysteme.
Das abschließende Missionsziel des Modulblocks ist die „мягкая посадка“ (mjachkaja posadka).
Das sind wieder 2 russische Worte, die vom aufmerksamen Raumfahrbetrachter leicht als Begrifflichkeit zu erschließen und zu merken sind.
Wer bei Antwort #56 im Thread aufmerksam war, dem erschließt sich das „мягкая (mjachkaja) fast von selbst. Zur Erinnerung: мягкий знак - mjachki snak „Weichheitszeichen“
Мягкий ( mjachki )– weich
Посадка – ist dann auch nicht ganz so schwer – kommt ja regelmäßig auch beim NASA TV ins Bild
und wird richtig interpretiert – als Посадка = Landung.
Landung erfolgreich! Laut MCC Bild (auch wenn ich kein russisch kann)
"Est' posadka" - "we have landing!"
(https://images.raumfahrer.net/up008517.jpg)
Also „weich“ und „Landung“ ergibt: weiche Landung oder auch мягкая посадка.
Und immer schön Bremsen zum Schluß, denn „Луна твёрдая!“, sagte schon Sergei Pawlowitsch.
dksk
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Zur weiteren Übersichtlichkeit hier erst mal ein paar Darstellungen vom System Lunochod + Modulblock.
Ich hab zum besseren Verständnis mal ein paar Begrifflichkeiten in den Bildern definiert, da diese in unterschiedlichen Quellen je nach Relativsichtweise teilweise sehr unterschiedliche Benennungen haben .
(https://images.raumfahrer.net/up038964.jpg)
Der Modulblock wird auch in einigen Quellen als:
Унифицированный корректирующий тормозной посадочный модуль лунных автоматических станций – benannt.
Ich würde das so übersetzen:
Einheitliches Korrektur- Brems- und Landemodul für automatische Mondstationen.
Die Bezeichnung Block KT könnte davon abgeleitet sein, wird aber auch für andere Zusammenstellungen genutzt. Daher für mich: Modulblock.
Hinzu kommt, daß es wirklich sehr gute und beeindruckende Bilder auf Basis der „Luna 25“ Exponate aus den 1970ern gibt, die auch in einem außerordentlich beeindruckenden Gesamtdisplay dargestellt werden – ABER eine „vermischte Missionsphasendarstellung“ vermitteln. (Luna 25 war die geplante 3. Lunochod –Mission mit Start für 1977, die komplett fertiggestellt war – aber nicht mehr flog.
http://de.wikipedia.org/wiki/Lunochod_3 (http://de.wikipedia.org/wiki/Lunochod_3)
Eine interessante Neuerung am Fahrzeug wäre u.a. die Stereokamera gewesen, mit der die Fahrzeugführung von der Erde deutlich verbessert werden sollte.
Der Missionsname „Luna 25“wird wohl demnächst im Rahmen der Luna-Glob Mission wieder Verwendung finden )
http://de.ria.ru/science/20130408/265891071.html (http://de.ria.ru/science/20130408/265891071.html)
Um einen tollen Gesamteindruck zu vermitteln – hier mal eine „vermischte Darstellung“ von Luna 25 (Hardware von 1977).
(https://images.raumfahrer.net/up039375.jpg)
Der ältere Herr (Konstantin Konstantinovich Davidovsky) war seinerzeit Mitglied der Bodenbetriebsmannschaft.
(https://images.raumfahrer.net/up056157.jpg)
(Die Zusatzmodule sind noch dran, hinten die Rampe zeigt Startstellung, Deckel des Lunochod ist offen, Lunochod steht verkehrt herum etc.)
Trotzdem zeigenswert…
Das Landemodul sieht nach erfüllter Aufgabe dann so aus (hab aus den Panoramaaufnahmen mal was zusammenkopiert).
Gut sind die Gesamtisolationmatten, die Anschlüsse der abgetrennten Zusatzmodule (mittig) und auch die ausgekleideten Fahrrampen zu erkennen.
(https://images.raumfahrer.net/up038966.jpg)
Quellen:
http://www.planetology.ru/panoramas/lunokhod1.php?language=english (http://www.planetology.ru/panoramas/lunokhod1.php?language=english)
http://arkady-z.livejournal.com/27079.html (http://arkady-z.livejournal.com/27079.html)
http://kik-sssr.ru/10.7_Lunohody.htm (http://kik-sssr.ru/10.7_Lunohody.htm)
dksk
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---------------- Luna 17 technische Beschreibung --------------------
Im ersten Schritt will ich mal ein paar allgemeine Infos zu Aufbau und Funktion des Modulblocks geben.
Danach plane ich dann auf Basis folgender Missionsphasen die jeweilig aktiven Funktionssysteme nochmal genauer zu beschreiben:
1. Allgemeine Beschreibungen
2. Finalkonfiguration von Luna 17 auf Block-D
3. Transferbahn zum Mond
4. Eintritt in den Mondorbit
5. Bahnkorrektur im Mondorbit
6. Eintritt in die Mondabstiegsbahn
7. Landung
8. Entfaltung der Rampen für das Fahrzeug
9. Fahrzeug verläßt das Landemodul und fährt auf den Mond
10. Referenzbetrachtungen zu Luna 16 und Luna 19
Innerhalb dieser Hauptphasen sind entsprechende Bordsysteme aktiv, die teilweise nacheinander zum Einsatz kommen. Die Reihenfolge des ersten bzw. letzten Funktionseinsatzes spiegelt sich auch in der Montageposition der Bordsysteme im Gesamtsystem Luna 17 wieder. Einige Baugruppen sind baugleich mit den Systemen von Luna 16 bzw. Luna 19, da sie ja auch in dem Grundsystem Luna E8 ihren Entwicklungsursprung haben. Diese habe ich als Referenz genutzt, wenn primär bei den Luna 17 Infos Nichts zu finden war.
Die konzeptionelle Auslegung des Gesamtsystems zeichnet sich durch eine optimale Bauraumausnutzung und Montagestaffelung aus.
Die Grundstruktur bilden je 2 sphärische Tanks an der Vorder- und Rückseite, die durch zylindrische Sektionen zu einer rechteckigen Grundstruktur verbunden waren. Auf diese Grundstruktur waren Druckgasbehälter, Versorgungsleitungen + Steuerungssysteme (mech. el. pneumat.) angebracht.
In den zylindrischen Sektionen befanden sich Batterien, Gyroskopsystem und Avionik etc.
An den 4 Ecken waren bewegliche Landebeinstrukturen an entsprechenden Lastknotenpunkten/Tankkugeln angebracht. In der Mitte dieser Struktur befand sich das kombinierte Haupt/Landetriebwerkssystem, dessen Austrittsdüsen an der Unterseite herausragten. Das Triebwerkssystem wurde von einer Tragrahmenstruktur aufgenommen, die ihrerseits mit den Lastknotenpunkten/Tankkugeln verbunden war. An der Oberseite dieser Rahmenstruktur war die mech./el. Schnittstelle zum Lunochod. Der Lunochod war mit den Fahrkameras nach vorne auf die Struktur montiert (Blickrichtung mit Radar Höhenmesser großer Höhen).
Im Umfangsbereich waren Lageregelungsdüsen für alle 3 Raumhauptrichtungen angebracht. An der Vorderseite befand sich ein Radar Höhenmesser für große Höhen und an der Rückseite ein Doppler-Radar für geringere Höhen.
An der Vorder- und Rückseite des Modulblocks befanden sich ausklappbare Fahrrampen für den Lunochod. An den beiden Seitenflächen waren Zusatzmodule (abnehmbar) angebracht, die Tankstrukturen, Antennensysteme , Raum-Feinorientierungs- und Lageregelungssystem etc. beinhalteten.
(Das Grundsystem mit den 4 Tanks, den 2 Gerätezwischensektionen (Tanks und Sektionen volumenangepaßt ineinandergreifend), Druckgaskugeln etc. , zentrales Triebwerk mit Mehrfachzündbarkeit , Lageregelungssystem usw. erinnert mich ein bisschen an die Fregat Oberstufe – ÄÄHHH oder eher umgekehrt!)
Hier mal eine Übersichtsdarstellung mit einigen Benennungen.
(https://images.raumfahrer.net/up038965.jpg)
(https://images.raumfahrer.net/up039374.jpg)
Quellen:
http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9B%D1%83%D0%BD%D0%B0-17 (http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9B%D1%83%D0%BD%D0%B0-17)
dksk
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------ Luna 17 – Fortsetzung Allgemeinbeschreibung und Finalkonfiguration auf Block-D -----
Die konzeptionelle Auslegung des Gesamtsystems zeichnet sich durch eine optimale Bauraumausnutzung und Montagestaffelung aus.
Die Zusatzmodule ragen mit den aufgesetzten Druckgaskugeln fast bis in die Kimme zwischen den Lunochod Rädern. Über den Rädern ergibt sich ein Zwischenraum, da der Kegelstumpf des Lunochod-Hauptkörpers erst weiter oben seinen maximalen Durchmesser hat.
(https://images.raumfahrer.net/up038962.jpg)
Abb. auf der Montagevorrichtung
Die Landebeingestelle sind vollständig nach unten geklappt.
Um den Lunochod herum füllen die Zusatzmodule und die Rampen die jeweiligen Freiräume bis zum maximalen Nutzlastdurchmesser unter der Nutzlastverkleidung aus.
(https://images.raumfahrer.net/up038959.jpg)
Abb. Integrationsübung
Luna 17 ist mit einem Trennadapter mit dem Bock D der Proton verbunden.
(https://images.raumfahrer.net/up038960.jpg)
Zur Optimierung des thermischen Verhaltens des Gesamtsystems war Luna 17 großflächig mit Isolationsmatten umgeben.
(https://images.raumfahrer.net/up038963.jpg)
Die Verbindung zwischen Lunochod und dem Modulblock ist mit einem mechan./el. Trennadapter ausgeführt. Dieser ist zentral auf der Oberseite der Triebwerks-Tragstruktur ausgebildet.
(https://images.raumfahrer.net/up039372.jpg)
Die Station Luna 17 ist in dieser Ausführung auf den Block D aufgesetzt und so geht es dann in den Erdorbit.
Block D mit Luna 17 hat 15 Minuten und 58 Sekunden nach dem Start seine erste Triebwerkszündung zur Erlangung der ersten definierten Erdorbitalbahn. Auf dieser Orbitalbahn werden nach weiteren 35 Minuten die Landebeingestelle von Luna 17 aus der Startstellung in die Flugkonfiguration gebracht.
(https://images.raumfahrer.net/up038961.jpg)
Durch eine Zugfeder wird das Landebein nach der Freigabe hochgezogen.
(https://images.raumfahrer.net/up039372.jpg)
Quellen:
Die Screenshots sind aus dem schon vorgenannten Film Объект "Е-8"/ Object E-8: Lunokhod (moonwalker). Луноход.
und
http://kik-sssr.ru/10.7.5_Pressa_3_Lunohod.htm (http://kik-sssr.ru/10.7.5_Pressa_3_Lunohod.htm)
http://fr7904ur.bget.ru/10.7.8.1_Avtomuseum_Lunohod_p.2.htm (http://fr7904ur.bget.ru/10.7.8.1_Avtomuseum_Lunohod_p.2.htm)
dksk
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3. Transferbahn zum Mond
Um aus dem Erdorbit zum Mond zu kommen, muß auf eine entsprechende Transferbahn gewechselt werden. Dazu wird das Gesamtsystem entsprechend ausgerichtet und um die nötige Geschwindigkeitsdifferenz aufzubauen (ca. 7,9 km/s + ca. 3,3 km/s = ca. 11,2 km/s) zündet Bock-D ca. 66 Minuten nach dem Start ein zweites Mal und es erfolgt der „Einschuß in die Mondtransferbahn“.
Grundinfos zum Thema Transferbahn:
http://www.openmoon.info/wp-content/uploads/2010/02/Moonshot-for-Dummies.pdf (http://www.openmoon.info/wp-content/uploads/2010/02/Moonshot-for-Dummies.pdf)
Nach Beendigung der Arbeit von Block D wird die Station Luna 17 abgetrennt und befindet sich auf der ersten Freiflugphase Richtung Mond.
12 Sekunden nach Beginn der Freiflugphase werden die Antennensysteme des Modulblocks entfaltet und die entsprechenden Systeme aktiviert. Dies stellt die Grundlage für die wechselseitige Kommunikation zu und durch Luna 17 dar.
Das Antennensystem am Modulblock bestand vergleichbar dem Lunochod aus unterschiedlichen Antennentypen, die entspechend ihrer Hauptaufgabe und Betriebszeitpunkt am Landemodul bzw. den abnehmbaren Zusatzmodulen befestigt waren.
(https://images.raumfahrer.net/up038955.jpg)
Die Antennen klappen nach unten und zur Seite weg.
(https://images.raumfahrer.net/up038956.jpg)
Beispiel für die Antennenbefestigung:
Der Antennenkegel ist an seiner Spitze mit Kugel/Pfanne gesichert Über eine Wippe wird die Kugel weggeschwenkt, wenn der Zugstab oben getrennt ist. Die Antenne mit Träger schwenken federgespannt nach außen in Flugkonfiguration.
Bildquelle:
http://spacemodels.nuxit.net/lunokhod/reference/Lunokhod.htm (http://spacemodels.nuxit.net/lunokhod/reference/Lunokhod.htm)
2 Stunden nach dem Start findet planmäßig eine vollständige Betriebsdatenübertragung statt.
Dabei werden u.a. auch Messdaten zur Flugbahnbestimmung, Geschwindigkeit, topozentrische Koordinaten, Temperaturen und Drücke der wichtigsten Systeme von Luna 17 übermittelt.
Def.: topozentrisch
(https://images.raumfahrer.net/up038957.png)
http://www.geodz.com/deu/d/topozentrisches_astronomisches_Koordinatensystem (http://www.geodz.com/deu/d/topozentrisches_astronomisches_Koordinatensystem)
Auf Grundlage der übermittelten Daten werden die projezierten Bewegungsbahnparameter (räumlich und zeitlich )ermittelt, mit den Vorgabewerten verglichen und die nötigen Korrekturwerte ausgegeben, welche zur Vorbereitung der nächsten aktiven Manöver an die Station übermittelt werden.
Die umfangreichen Datenverarbeitungen wurden durch bodengestützte Großrechenanlagen durchgeführt.
Die Steuerung der Station Luna 17 bestand prinzipiell aus kombinierten Befehl- und Programm- Methoden. Dabei wurden „statische Programmabschnitte“ als auch „dynamische Programmabschnitte“ genutzt. Damit war eine stabile Kombination aus automatisierten Flugabschnitten und entsprechenden Korrektur und Anpassungsabschnitten möglich.
Die energetische Steuerung berücksichtigte ebenfalls die statischen/dynamischen Flugabschnitte.
Während des Fluges zum Mond gab es innerhalb des Energiesystems von Luna 17 zwei Grundbetriebsarten, die für die aktiven und passiven Phasen eingestellt wurden. Speziell in den aktiven Flugphasen, bei denen durch die Bordsysteme aktive Änderungen durchgeführt wurden, war ein entsprechend höherer Energieverbrauch zu berücksichtigen. Nach jeder aktiven Phase wurden die zu erzielenden neuen Werte ermittelt und bei deren Erreichung wieder in eine passive Phase mit deutlich niedrigerem Energieverbrauch wechseln zu können.
Nach der Bestätigung der Zielwerte wurde der Solarzellendeckel geöffnet, auf die Sonne ausgerichtet und die Station in eine langsame Drehbewegung versetzt um ein vorgesehenes thermisches Verhalten zu erreichen. Da die Flugzeit bis zur Landung noch mehr als 6 Tage dauert, ist in dieser Zeit die elektrische Energieversorgung auch durch die Solarzellen sicherzustellen.
(https://images.raumfahrer.net/up038957.gif)
Zur Drehfrequenz habe ich keine Infos gefunden – die Screenshots sind wieder aus dem vorgenannten Объект "Е-8" Film.
Zur konkreten Finalgeschwindigkeit zu Beginn der Mondtransferbahn von Luna 17 gibt es mehrere Angaben, die etwas geringer als die 11,2 km/s liegen.
Da noch 2 Bahnkorrekturen auf dem weiteren Weg zum Mond erfolgten, wurde bei diesen die jeweilig nötige Differenzbeschleunigung/Geschwindigkeit/Richtung des jeweiligen Zielwertes erreicht.
Die Bahnkorrekturen waren für folgende Zeitfenster nach dem Start vorgesehen.
1. Bahnkorrektur: 32 – 36 Stunden nach dem Start
2. Bahnkorrektur: 80 – 84 Stunden nach dem Start
Um die Bahnkorrekturen durchführen zu können verfügte Luna 17 über ein entsprechendes
„Bahnkorrektur- und Brems- Triebwerk“ vom Typ KTDU-417 russ. КТДУ-417.
Damit geht es dann weiter.
dksk
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KTDU-417 russ. КТДУ-417
Im Russischen entspricht die Abkürzung auch КТДУ-Корректирующая Tормозная Двигательная Установка, was sinngemäß „Bahnkorrektur- und Brems- Triebwerk“ bedeutet.
Das KTDU-417 ist ein Kombinationstriebwerk und stellt quasi 2 Triebwerke in einem Block dar. In seiner primären Funktion (Hauptdüse) wird es als Bahnkorrektur- und Bremstriebwerk verwendet. In einer sekundären und finalen Einsatzfunktion dient es als Brems-/Landetriebwerk (Nebendüsen). Dessen Bezeichnung ist dann KTDU-417B.
(https://images.raumfahrer.net/up038951.jpg)
Das kleine Bild beim Triebwerk zeigt eine E-8 Konfiguration von z.B. Luna 16, bei der das Triebwerk auch zum Einsatz kam.
(https://images.raumfahrer.net/up038952.jpg)
Die Bilder habe ich aus einem Schriftstück rauskopiert und die Benennungen übersetzt.
Das KDTU-417 ist ein regelbares Flüssigkeitstriebwerk, welches auf Basis der Komponenten NTO und UDMH funktioniert.
Abkürzungen:
1,1-Dimethylhydrazin (abk. UDMH für Unsymmetrisches Dimethylhydrazin)
Stickstofftetroxid (engl. Abk. NTO (von Nitrogen Tetroxide)
Das stellt eine hypergole Treibstoffkombination dar, bei der NTO und UDMH im Verhältnis ca. 1.8 zu 1 verbrannt wurden.
http://de.wikipedia.org/wiki/Hypergolit%C3%A4t (http://de.wikipedia.org/wiki/Hypergolit%C3%A4t)
Das Triebwerk ist mehrfach zündbar – bis zu 11 mal - bei einer maximalen Brenndauer von 650 Sekunden.
Der Schub ist ein einem Bereich von 18.92-7.35 kN regelbar. Der spezifische Impuls lag bei 314 s bis 308 s. (angloam. Referenzangabe in den Quellen)
Damit sind die Grundvoraussetzungen für Bahnkorrektur und Bremsung gegeben.
Diese Angaben beziehen sich auf das Haupttriebwerk KTDU-417. Zum Nebentyp 417B plane ich bei der Beschreibung der Landung die Details darzustellen.
Die Bezeichnung des Treibwerks je nach Hersteller- oder Projektangabe ist auch 11D417 (11Д417), KDTU-417 (КТДУ-417 ) oder auch KRD-417 (КРД-417).
Weiterhin ist die Abkürzung KDT/КДT (Космический корабль-двигательные блоки – „Kosmisches Schiff“ bzw. Raumschiff-Antriebsblock) bei der Triebwerksbeschreibung zu finden.
Die Kommandos der Triebwerkssteuerung wurden durch pneumatische und elektromechanische Aktuatoren umgesetzt.
Die Treibstoff/Oxydatorkombination wird für das Haupttriebwerk mit Turbopumpen gefördert
Treibstoff und Oxydator sind in einem entsprechenden Tanksystem untergebracht, welches beim Landemodul und den Zusatzmodulen jeweils vorhanden ist.
Die Tankvolumina sind entsprechend dem Verbrauchs/Volumenverhältnis angepaßt.
Die Tanks sind mit Druckgas, welches in entsprechenden Kugelbehältern bereitgestellt wird, beaufschlagt. Durch Druckminderer/Regler wird damit ein stabiler Entnahmedruck gewährleistet. Die Druckgaskugeln sind auf die Tanks an mehreren Stellen des Modulblocks aufgesetzt.
Zum Gas/Drucksystem gibt es wieder mehrere, teils widersprüchliche Informationen bezüglich Druckgaskugelinhalt bzw. Funktion.
Die Haupfunktionen sind die Bereitstellung von:
- Druckgas zur Beaufschlagung der Treibstoff/Oxydatortanks
- Druckgas zum Betrieb des „kleinen Lageregelungssystems“ (Astroorientierung)
- Betriebsstoff zum Betrieb des „großen Lageregelungssystems“
- Druckgas zum Betrieb des Automatisierungs/Steuerungssystems des Gesamtsystems
Ich habe folgende Druckgase in den Quellen gefunden.
- Helium
- Stickstoff
An den Kugelanschlußleitungen sind unterschiedliche Farbkennzeichnungen zu erkennen.
Dazu habe ich eine Übersicht erstellt.
Es gibt die Leitungskennzeichnungen grün, rot, blau, und grün+rot+grün. Zu entsprechenden Funktions/Medienzuordnung habe ich keine weiteren Infos.
(https://images.raumfahrer.net/up038953.jpg)
An den beiden Kugeln, die vorne und hinten am Landemodul mittig aufgesetzt sind, kann man die Aufschrift N2 (Sticksoff) erkennen und die Anschlußleitung ist grün gekennzeichnet.
(https://images.raumfahrer.net/up038954.jpg)
Die Kugeln mit der grün+rot+grünen Kennzeichnung auf den Tanks der abnehmbaren Zusatzmodule werden dem „kleinen Lageregelungssystems“ (Astroorientierung) zugewiesen.
Diese sind ebenfalls mit Stickstoff gefüllt.
Daher nehme ich an, daß Stickstoff in einer Verwendung als Systemgas dient und in einer anderen Verwendung als „Treibstoffgas“ für die Kaltgasdüsen des „kleinen Lageregelungssystems“. Der unterschiedlichen Verwendung folgend, sind auch unterschiedliche Druckgastanks installiert.
Quellen:
http://www.b14643.de/Spacerockets_1/Diverse/KB-Isayev_KDUs/ (http://www.b14643.de/Spacerockets_1/Diverse/KB-Isayev_KDUs/)
http://www.rocket-propulsion.info/kbhm/index.htm (http://www.rocket-propulsion.info/kbhm/index.htm)
http://kbhmisaeva.ru/main.php?id=57 (http://kbhmisaeva.ru/main.php?id=57)
http://www.lpre.de/kbhm/index.htm (http://www.lpre.de/kbhm/index.htm)
http://e-strannik.livejournal.com/58824.html (http://e-strannik.livejournal.com/58824.html)
http://swalker.org/deistvuushie/2559-muzey-npo-im-sa-lavochkina.html (http://swalker.org/deistvuushie/2559-muzey-npo-im-sa-lavochkina.html)
http://pkk-avia.livejournal.com/53448.html (http://pkk-avia.livejournal.com/53448.html)
http://www.planetology.ru/panoramas/pichkhadze_2007_kosmicheskie_apparaty_dlya_issledovaniya_luny.pdf?language=english (http://www.planetology.ru/panoramas/pichkhadze_2007_kosmicheskie_apparaty_dlya_issledovaniya_luny.pdf?language=english)
dksk
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@dksk
Danke für diese wunderbar übersichtlichen Zusammenfassungen! :)
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Nur kurz:
Mit der Entwicklung einer selbstfahrende Maschine und deren Landung auf Mond (Thema E-8) wurde OKB-1 unter der Leitung von Tichonravov schon 1960 beauftragt. Der Start war mit N-2 vorgesehen. Am 3 August 1964 wurde ein Dekret des ZENTRALKOMITEES der KPdSU und des Ministerrates Nr. 655-268 über die Erforschung des Mondes und Weltraum mit N1-L3 erlassen. Im Lichte der Entscheidung Nr. 655-268 wurde die Hauptaufgaben für E-8 geändert. Lunochod wurde für eine eingehende Prüfung der Landeplätze für bemannte Mondlandefähren mit Kosmonauten vorgesehen. Wenig bekannte Details zu Lunochod und Koroljew. Ja, und Lunochod-3 (8ЕЛ №205) statt auf dem Mond, steht bis heute in NPO Lavotschin Museum.
http://selena-luna.ru/russkie-na-lune/istoriya-razrabotki-lunoxoda (http://selena-luna.ru/russkie-na-lune/istoriya-razrabotki-lunoxoda)
Nach meiner Information (Novosti Kosmonavtiki, dazu der Link), wurde Lunochod-1 mit der Landeplatform am 11 Dezember 1993 auf einer Auktion bei Sothebys für 68500 $ versteigert. Nach der russischen Presse erwies sich der Käufer als der Sohn eines amerikanischen Astronauten. Die Transportkosten von Mond zu Erde gehen natürlich zu Lasten des Käufers.
http://space.hobby.ru/projects/lunochod1.html (http://space.hobby.ru/projects/lunochod1.html)
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Dieses Prachtstück wieder auf der Erde zu haben, wäre schon was Schönes :)
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Dieses Prachtstück wieder auf der Erde zu haben, wäre schon was Schönes :)
Aber echt.
Und irgendwann wird es sowas auch geben, da bin ich mir sicher. Nur werden wir das nicht mehr erleben. Da bin ich mir leider auch sicher... :-\
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Ich schalte mal meinen „Spinnermodus“ ein!
Das wäre doch mal ein Themenvorschlag für eine Studienarbeit.
„Erarbeitung eines Konzeptes zur Rückführung eines inaktiven RaumFAHRzeugkomplexes von der Mondoberfläche zur Erde.“
Variantenuntersuchung:
Rückführung des Einzelkomplexes „Lunochod“ ohne das Landemodul:
- Auswahl eines Landeplatzes in der Nähe des Exponates
- Konzeption eines geeigneten Lande-Gesamtsystems – mit rückstartfähigen Komponenten
- Konzeption eines Transport und Bergungskomplexes
- unter Berücksichtigung der kinematischen Disposition der Einzelkomponenten (Deckel, Räder etc.) und möglicher Einflussnahme auf den
Masseschwerpunkt des Exponates
- Berücksichtigung der vor Ort Temperatur des Exponates in Abhängigkeit des Transportzeitpunktes
- Auswahl geeigneter Transportsicherungsverbindungen mit dem Exponat
- Auswahl eines optimalen Zeitpunktes für Anlandung und den Rücktransport in Abhängigkeit bahnmechanischer Randbedingungen
- Auswahl eines geeigneten Flugprofils durch Gegenüberstellung der Varianten mit und ohne Mondorbitaleinheit
- daraus Ableitung eines Rückflugprofils
- Untersuchung optionaler Einflussnahmemöglichkeiten auf das Exponat während des Transportes (el. mechan. etc.)
- Konzeption der Rückstartkomponenten
- Konzeption eines Mondrückkerflugprofils und Eintritt in die Erdatmosphäre
- Konzeption eines thermisch/mechanischen Schutzes beim Wiedereintritt
- Berücksichtigung der Maximalbeschleunigungen, der das Exponat ausgesetzt werden kann
- Betrachtung eines Lande- und Bergungskonzept auf der Erdoberfläche/Wasserung
- Erarbeitung eines Analysekonzeptes für das rückgeführte Exponat.
„Spinnermodus“ aus!
dksk
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@@ Nun ja, ich alter Knochen erlebs nimmer ....
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Nach meiner Information (Novosti Kosmonavtiki, dazu der Link), wurde Lunochod-1 mit der Landeplatform am 11 Dezember 1993 auf einer Auktion bei Sothebys für 68500 $ versteigert. Nach der russischen Presse erwies sich der Käufer als der Sohn eines amerikanischen Astronauten. Die Transportkosten von Mond zu Erde gehen natürlich zu Lasten des Käufers.
Nach meinen Informationen handelte es sich bei dem "amerikanischen Astronauten" um Owen Garriott. Sein Sohn Richard Garriott ist 2008 dann als Tourist auch selbst im Erdorbit gewesen. Vielleicht holt er ja "sein" Lunochod auch persönlich auf dem Mond ab ;)
Irgendwie fürchte ich aber, dass er es nicht persönlich wird in Augenschein nehmen können. Und meine einstige Hoffnung, doch noch eine bemannte Mondlandung bewußt zu erleben, geht mittlerweile auch eher gegen Null (bei den Apollo-Mondlandungen war ich noch zu klein, für das nächste Programm bin ich voraussichtlich dann zu senil oder zu tot >:( )
Olaf
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Ich mach mal weiter auf dem Weg zum Mond mit dem nächsten Ziel für Luna 17:
4. Eintritt in den Mondorbit
Nach den beiden Transfer-Bahnkorrekturen ist die nächste wichtige Etappe der Eintritt in die Mondumlaufbahn.
Dazu führt Luna 17 das Bremsmanöver zum Eintritt in die Mondumlaufbahn aus. In Vorbereitung des Bremsmanövers muß die Station um 180° geschwenkt werden– Triebwerk in Flugrichtung.
Der Solarzellendeckel ist auch hier, wie bei den anderen aktiven Bahnmanövern geschlossen.
Ziel ist ein Anfangsmondorbit mit Bahnhöhe von ca. 90 km über der Mondoberfläche. (unterschiedliche Angaben)
Wie bei allen Bahnmanövern ist die korrekte Ausrichtung von Luna 17 sicherzustellen. Die nötigen Informationen zur Orientierung im Raum liefert u.a. das Astronavigationssystem.
Das Astronavigationssystem ist in der Mitte eines der abnehmbaren Zusatzmodules installiert und liefert Navigationsdaten auf Basis des „Mitbewegtes Bezugssystem“.
Im Bild ist die Einbauposition am linken Modul in der Mitte zwischen den Tanks zu erkennen (E 8 Luna 16 Referenz).
(https://images.raumfahrer.net/up039367.jpg)
Entwicklungslieferant war eine Forschungs- und Produktionsvereinigung, die heutzutage unter dem Namen “ Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" /” Moskauer Experimental Design Büro „Mars“ bekannt ist.
Das System mit der Bezeichnung A-31 besteht aus optisch-mechanischen Visiereinrichtungen und dazugehörigen mechatronischen Systemen. Es können Erde, Sonne und Mond je nach Fluglage über Strichmarken anvisiert werden.
Dabei wird als erstes eine Groborientierung durchgeführt, auf deren Basis jeweils eine Feinorientierung folgt.
Durch eine logische Operation wird eine Verwechslung der optischen Zielobjekte ausgeschlossen.
Zusätzlich sind Sensoren zur Ermittlung der Winkelgeschwindigkeit mit dem System kombiniert.
(https://images.raumfahrer.net/up039367.jpg)
Im damaligen Flugzeitraum (10.11 – 17.11.1970) befand sich der Mond in der -361ten Lunation.
Hier mal die entsprechenden Mondphasen im Kalender November 1970.
(https://images.raumfahrer.net/up039369.jpg)
Der Mond war zu diesem Zeitpunkt für das System mit ausreichender Helligkeit und Fläche sichtbar.
Mit dem Astronavigationssystem werden zusätzliche Lagedaten in Referenz zu Sonne und Erde gewonnen. Diese werden neben den bodengestützten Telemetrie/Trackingdaten noch mit Daten aus dem Gyroskopsystem verarbeitet.
Insgesamt werden vom Astronavigationssystem 2 Hauptaufgaben erfüllt.
1. Ermittlung von Daten zur dreiachsigen Orientierung im Raum vor der Durchführung von Bahnmanövern an mehreren Positionen des Fluges.
2. Ermittlung von Daten zur „groben“ Ausrichtung zur Sonne auf den freien Flugphasen als Ausrichtungsgrundlage der Einleitung der langsamen Drehung um die Längsachse.
Die Orientierungsdaten vor Bahnmanövern werden auch zum Gyrosystem übertragen um dieses jeweils zu aktualisieren. Während der Bahnmanöver und danach kann das Gyrosystem die schnellste Referenz für die Lageänderung darstellen.
Die grundsätzliche Ermittlung der Bahnpositions- bzw Raumlagedaten mit mehreren Systemen macht Sinn hinsichtlich möglicher Redundanz bzw. Abgleichbarkeit und auch dadurch, daß je nach Flugphase die Systeme unterschiedlich eingesetzt werden. Durch die Raumlage bzw. Arbeitsposition des Haupttriebwerks ergibt sich für das Astroorientierungssystem z.B. wechselnder Sichtbereich Sonne, Erde und Mond.
Das Astroorientierungssystem hat seine Hauptfunktionsbereich ab der Transferbahn zum Mond.
Im Erdorbit sind in Bezug auf die räumliche und zeitliche Nähe die bodengestützten Telemetrie/Trackingdaten als Informationsbasis noch geeignet.
Damit sind die Lagedaten aus Telemetrie/Tracking, Gyrosystem und Astronavigation teilweise ergänzend bzw. zur Systemabstimmung verfügbar.
------- --------- ---------
Astronavigation und Lageregelung:
Zur Lageregelung bzw. Drehung der Station um die Hauptachsen wird während der Transferflugphase ein Kaltgasdüsensystem auf Stickstoffbasis eingesetzt, welches direkt mit dem Astronavigationssystem verblockt ist.
Am zweiten Zusatzmodul sind auf der gegenüberliegenden Seite des Astronavigationssystems entsprechende Düsenpaare angebracht. Auf dem Modul befindet sich ein Arm, der das obere Düsensystem trägt.
(https://images.raumfahrer.net/up039370.jpg)
Der Düsenblock für die Haupt- Drehbewegung ist als 3er-Modul ausgeführt. Das deutet auf eine Besonderheit in dieser Bewegung hin. Es könnte für eine größeren Schubbereich, der auch dreifach dosierbar ist sorgen – oder bei geöffnetem/geschlossenen Solarzellendeckel einen wahlweisen Positionsausgleich gegen die „Unwucht“ schaffen, die dann dort in der Hauptrichtung liegt. Damit wäre dann eine, einer Schwenkdüse vergleichbare Funktion realisierbar (z.B. nur 1 von 3 oder 2 von 3 betreiben).
Die verblockte Einheit Astronavigationssystem + Kaltgasdüsensystem muß seine Funktion bis kurz vor der finalen Landephase erfüllen. Danach werden beide Systeme mit der Abtrennung der Zusatzmodule (leere Tanks etc.) vom Landemodul entfernt.
Die verblockte Einheit verfügt über eigene Energieversorgung, Avionik etc.
D.h. hier ist quasi das Prinzip einer Stufenabtrennung nach Verbrauch des Treibstoffs und nach dem Ende ihrer Funktionsdauer als Konzept realisiert. Damit verringert sich die Landemasse, was wiederum entsprechende Vorteile mit sich bringt.
Interessant ist noch die Ausrichtung des oberen Kaltgas-Düsenpaares an dem langen Arm.
Auch für das Flüssigkeitstriebwerk-Stabilisierungssystem ist ein Düsenpaar an einem Ausleger in ähnlicher Position, neben dem Kaltgassystem vorhanden.
Unter der Annahme, daß die Düsenpaare bei beiden Systemen jeweils tangential zum Masseschwerpunkt ausgerichtet sind, ergeben sich Rückschlüsse auf die Veränderung des selbigen nach dem Abtrennen der Zusatzmodule.
Ich hab mal eine Hilfslinienskizze erstellt. Der Schwerpunkt liegt nach der Abtrennung die Zusatztanks höher. Das ist eine tendenzielle Aussage. Die Lage des Schwerpunktes verändert sich ja auch in den Flugphasen durch Treibstoffverbrauch etc. Die Seitendüsen liegen auch etwas niedriger als die skizzierten Schnittpunkte. Ich denke aber, daß das in die Richtung geht.
Damit ist ein konzeptionelles „Nachtrimmen“ gewährleistet, da nach der Abtrennung der Zusatzmodule das Flüssigkeitstriebwerk-Stabilisierungssystem in der Abstiegsphase aktiv wird.
(https://images.raumfahrer.net/up039371.jpg)
Quellen:
http://www.ninfinger.org/models/vault/Luna%20Probes/ (http://www.ninfinger.org/models/vault/Luna%20Probes/)
http://www.mars-mokb.ru/eng/history.html (http://www.mars-mokb.ru/eng/history.html)
http://www.uledoc.de/kalender/kalender.html?yy=1970&lang=de_DE.UTF8&mode=2 (http://www.uledoc.de/kalender/kalender.html?yy=1970&lang=de_DE.UTF8&mode=2)
http://metalyuga.livejournal.com/54490.html (http://metalyuga.livejournal.com/54490.html)
Screenshots aus dem Объект "Е-8" Film.
dksk
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Ist schon sagenhaft, was da für Ideen und Überlegungen eingeflossen sind ! Wenn man bedenkt - die "große" Raumfahrt war ja so alt noch nicht......
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------------- 5. Bahnkorrektur im Mondorbit --------------------
Nach dem erfolgreichen Eintritt von Luna 17 in den Mondorbit beginnen die Vorbereitungen zur Landung.
Zur besseren Übersichtlichkeit habe ich hier mal was zusammengestellt.
(https://images.raumfahrer.net/up039362.jpg)
Dazu wird als nächster Flugabschnitt der Übergang aus der runden Orbitalbahn in eine elliptische Bahn vorbereitet.
Bei den Bahnkorrekturen im Mondorbit wird zunehmend die relative Position, Geschwindigkeit etc. zur Mondoberfläche interessant und in zunehmendem Maße von den entsprechenden Sensorsystemen als Grundlage verwendet.
Wie im vorherigen Abschnitt erwähnt, stellt das Gyrosystem die schnellste Referenz bei Lageänderungen dar.
Das Gyrosystem ist in einer der Gerätesektionen zwischen den Tankpaaren untergebracht.
Auf dem Bild sieht man, in der linken Bildmitte eine entsprechende Montageöffnung, die hermetisch verschlossen werden kann (metallener Deckel mit Rippen am Umfang).
Zentral ist das abgedeckte KTDU417 und 417 B zu erkennen (Tennisschläger?). Zwei der vier Vernierdüsen ragen nach vorne und hinten heraus. Die Farbkennzeichnung der Zuleitungen Rot und Ocker müßten entsprechend Oxydator- und Treibstoffleitungen kennzeichnen. (Farbreferenz Fregat Oberstufe)
(https://images.raumfahrer.net/up039363.jpg)
Zum Gyrosystem gibt es sogar eine Darstellung aus dem vorgenannten Объект "Е-8" Film.
(https://images.raumfahrer.net/up039364.jpg)
Nach der Lageüberprüfung und Ausrichtung der Station beginnt nun das Bahnkorrekturmanöver mit dem KTDU 417, welches an seinem Ende zu einer elliptischen Umlaufbahn mit einem Perilunum bei ca. 20 km über der Mondoberfläche führt. (Apolunum 90 km)
Die Grundausrichtung der Station ist wieder mit Haupttriebwerk in Flugrichtung und das Radarsystem für große Höhen zeigt Richtung Mondoberfläche. Damit kann dann die nächste Bahnänderung vorbereitet werden.
Auf der elliptischen Bahn wird das letzte mal eine kombinierte Messung der Positions- und Bewegungs-
parameter durchgeführt, auf deren Grundlage die finalen Abstiegsparameter festgelegt werden.
Ab jetzt ist das Gyro-Stabilisierungssystem das Hauptreferenzsystem um die Station „stabil“ zu halten.
Die Detail-Angaben für den Abstieg sind wieder je nach Quelle unterschiedlich. Das hängt wohl auch damit zusammen, daß auf dem E-8-Luna-Lander-System je nach Einsatztyp auch unterschiedliche Flugprofile realisiert wurden.
Bei den E-8 basierenden Probenrückholsonden war das grundsätzliche Gesamtflugprofil zum Mond auch so ausgelegt, daß eine vorteilhafte „Rückkehrbahn“ zur Erde genutzt werden konnte. Die Differenzen der zu landenden Gesamtmassen spiegelten sich dann auch in gewissen Unterschieden der Bahnparameter wieder.
(https://images.raumfahrer.net/up039365.jpg)
Die Werte für Höhen und Geschwindigkeiten sind daher gerundet. Die weiteren Beschreibungen folgen dann den Abschnittspunkten 1 bis 7.
Mit dem Flug auf der elliptischen Bahn ergibt sich im Perilunum (ca. 20 km) die bisher dichteste Annäherung von Luna 17 an die Mondoberfläche. Von dieser Bahnposition aus wird dann der finale Abstieg eingeleitet.
Zum bildlichen Vergleich - hier mal ein paar Referenzinfos zur in näherer Zukunft geplanten
Landemission mit erkennbaren historischen Wurzeln.
(https://images.raumfahrer.net/up039366.jpg)
Bild ist Seite 7 ist aus einer Präsentation von 2011.
http://www.iki.rssi.ru/conf/2011-lg/presentations/1_DAY/20110125_Zaitseva(NPOL).pdf (http://www.iki.rssi.ru/conf/2011-lg/presentations/1_DAY/20110125_Zaitseva(NPOL).pdf)
weitere Quellen:
http://www.ninfinger.org/models/vault/Luna%20Probes/ (http://www.ninfinger.org/models/vault/Luna%20Probes/)
http://rumlin.wordpress.com/2013/04/09/polet-i-posadka-avtomaticheskoi-stantcii-luna-17/ (http://rumlin.wordpress.com/2013/04/09/polet-i-posadka-avtomaticheskoi-stantcii-luna-17/)
Screenshots aus dem Объект "Е-8" Film
dksk
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Und meine einstige Hoffnung, doch noch eine bemannte Mondlandung bewußt zu erleben, geht mittlerweile auch eher gegen Null (bei den Apollo-Mondlandungen war ich noch zu klein, für das nächste Programm bin ich voraussichtlich dann zu senil oder zu tot >:( )
Gilt für mich genauso.
Allerdings würde ich eine bemannte Mission zu einem Asteroiden als vollwertigen Ersatz akzeptieren, wenn sie auf dem Brocken dann auch "landen"(*). Und da sieht es ja nicht ganz so schlecht aus, dass das in absehbarer Zukunft zustande kommt, wie eine bemannte Rückkehr zum Mond. :)
Terminus
(*) die einschränkenden Anführungszeichen wegen der extrem geringen Gravitation. Stehen oder gehen wie auf dem Mond wäre da ja kaum möglich, dürfte mehr ein "Nebeneinanderherschweben" sein.
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...wenn sie auf dem Brocken dann auch "landen"...
Da war doch was vor ein paar Tagen.....
(https://images.raumfahrer.net/up044405.jpg)
dksk
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;D ;D ;D
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------ Eintritt in die Mondabstiegsbahn -------
Nachdem Luna 17 in der Nähe des Perilunums ist, wird die Finalphase der Landung vorbereitet.
Dazu werden die möglichst genauen Bahndaten ermittelt um die Ausgangsposition für die Landung (rückwärts) zu berechnen.
Alle Systeme, die zur Landung benötigt werden sind jetzt aktiv. Diese Phase stellt auch eine hohe Energieverbrauchsphase dar. Daher werden diese erst jetzt vollumfänglich aktiviert.
Die weiche Landung einer automatischen E-8 Station ist zu diesem Zeitpunkt erst einmal mit Luna 16 erfolgreich durchgeführt worden. D.h. jetzt ist eine hochkomplexe Phase erreicht.
Es sind mehrere Programmcodes im System gespeichert, von denen entsprechend der aktuellen Datenlage der passende ausgewählt wird um die automatisierte Landung ab jetzt für die Systeme zu führen.
Wie schon vorher erwähnt werden die Zusatzmodule zur Vorbereitung abgetrennt.
Das geschieht 5 min. 45 s vor der Landung.
Die Zusatzmodule waren durch mehrere Schnittstellen mit dem Landemodul verbunden.
Aufgrund der Funktion der Module ergab sich hier eine komplexe Schnittstelle.
Es gibt trennbare Schnittstellen für die Betriebsstoffe, Elektrik/Elektronik und natürlich eine mechanische Schnittstelle.
So sehen diese Stellen stationsseitig aus.
(https://images.raumfahrer.net/up039748.jpg)
Bei Exponaten ohne die Thermoschutzverkleidung ergeben sich mehr Einzelheiten.
(https://images.raumfahrer.net/up039749.jpg)
Unter der Station verlaufen die Leitungen zum Triebwerk.
(https://images.raumfahrer.net/up039750.jpg)
Die Haupttrennung erfolgt pyrotechnisch an den 4 mechanischen Hauptbefestigungs-Schnittstellen.
Um eine zuverlässige Trennung zu gewährleisten ist an den oberen Befestigungspunkten noch eine Art Führungsstab eingearbeitet, der bei der Abtrennbewegung ein Verkippen des Moduls verhindert. Die Trennbewegung der Kontakte ist z.B. kürzer als die der Medienkupplung mit Dichtung etc. Daher ist der Führungsstab so ausgeführt, daß er erst nach der Trennung aller Funktionsschnittstellen aus seiner Führung gleitet.
Im Bild ist der Stab erkennbar.
(https://images.raumfahrer.net/up039743.jpg)
Problematisch sind hier auch die unterschiedlichen Einzelschnittstellen (Kontakte, Dichtungen etc.), die einerseits unterschiedliche Hemmkräfte erzeugen, und andererseits ein in Bezug auf die Hauptbefestigung außermittiger Kraftschwerpunkt (alle Hemmkräfte als Linien betrachtet – Analogie zu Schnittwerkzeugen und Schwerpunktermittlung).
Hier wieder eine Darstellung aus dem Объект "Е-8" Film – während der Erprobungsphase. Ich hab oben mal den Bauraum der restlichen Station dargestellt.
(https://images.raumfahrer.net/up039742.gif)
Nun ist die Station Luna 17 landebereit und die nächsten Aktivitäten folgen.
dksk
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------- Fortsetzung Abstiegsbahn -------
Um die Bewegung auf der vorgesehenen Abstiegsbahn weiter zu kontrollieren sind u.a. Höhenangaben relativ zur Mondoberfläche wichtig.
Zur mondbezogenen Höhen- und Bewegungsermittlung von Luna 17 gibt es 3 Hauptsysteme, die ab jetzt aufeinanderfolgend zum Einsatz kommen.
Diese sind:
1. Höhenmeßradar für große Höhen „Vega“
2. Dopplerradar „Planeta DA 18“ für geringere Höhen (Höhe und Seitenbewegung)
3. Gammastrahlen Höhenmesser „Kvant 2“ (unmittelbar in Bodennähe)
Die Einbauposition und Ausrichtung dieser Systeme spiegelt auch hier die grundsätzliche Ausrichtung/Raumlage der Station zum entsprechenden Einsatzzeitpunkt während des Abstieges wieder.
Die unterschiedlichen Systeme berücksichtigen auch die jeweils nötige Meßgenauigkeit bzw. Systemsicherheit/Fehlerrobustheit.
(https://images.raumfahrer.net/up039746.jpg)
Als erstes kommt das „Vega-System“ zum Einsatz. Der Arbeitsbereich dieses Systems liegt in Höhen um 20 km. D.h. dem Höhenprofil im Bereich des Perilunums.
Der Radar arbeitete in einem Frequenzbereich von 1 GHz. Das System ist +/- 35° schwenkbar an der Vorderseite der Station angebracht.
(https://images.raumfahrer.net/up039747.jpg)
Das „Vega-System“ ermittelt die nötigen Daten vor der Zündung des Haupttriebwerks KTDU 417, welches den finalen Abstieg einleitet. Während des Abstiegs werden noch weitere Meßwerte ermittelt.
Abgebremst durch das Haupttriebwerk verringert die Station ihre Geschwindigkeit und Höhe. Es erfolgt ebenfalls eine Drehung in Fallrichtung. In wieweit diese Drehung durch einen Gravity Turn oder das Lageregelungssystem erfolgt – dazu habe ich keine eindeutigen Infos gefunden.
Am Ende dieses Bremsmanövers befindet sich die Station im freien Fall. In diesem erfolgt nun die kontrollierte vertikale Ausrichtung mit Hilfe des Flüssigkeitstriebwerk-Stabilisierungssystems.
Quellen:
http://www.svengrahn.pp.se/radioind/E8radio/E8Radio.htm (http://www.svengrahn.pp.se/radioind/E8radio/E8Radio.htm)
http://www.vega.su/en/about/history/ (http://www.vega.su/en/about/history/)
dksk
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---- Flüssigkeitstriebwerke des Stabilisierungssystems ---
Insgesamt sind am Landemodul 4 Triebwerkspaare zur Stabilisierung/Lageregelung vorhanden.
(https://images.raumfahrer.net/up039744.jpg)
Mit dem System wird jetzt die horizontale Raumlage der Station stabilisiert und die Seitenbewegung auf max. 0,5 m/s begrenzt.
Mit den beiden seitlichen Düsenpaaren ergibt sich auch in der Landesituation die Möglichkeit ein Umkippen zur schmalen Abstützseite zu verhindern.
Die Triebwerke arbeiten wieder mit der Betriebsstoffkombination
1,1-Dimethylhydrazin (abk. UDMH für Unsymmetrisches Dimethylhydrazin)
Stickstofftetroxid (engl. Abk. NTO (von Nitrogen Tetroxide), welche im Verhältnis NTO und UDMH ca. 1,85 zu 1 verbrannt werden.
Die Triebwerke haben einen Einzelschub im Vakuum von 100 N.
Entwicklungslieferant für die Triebwerke war das „Maschinenbau und Design Büro Sojus“
Den Parametern nach, müßte es sich um ein „МДТО-123“ (MDTO-123) Triebwerk handeln.
Dieses ist Bestandteil einer ganzen Triebwerksfamilie mit modularem Aufbau und variablen Leistungswerten, die u.a. auch zur Lageregelung von Block-D zum Einsatz kamen.
Wenn die vertikale Ausrichtung stabilisiert ist, kann der Dopplerradar „Planeta DA 18“ seine Aufgabe erfüllen. Dieser mißt die weiter abnehmende Höhe und gibt dem Steuerungssystem das Signal, um bei ca. 760 m Höhe die zweite Zündung des Haupttriebwerks zu starten und bei 20 m Resthöhe zu beenden.
Das Planeta-System ist auf der dem Vega System gegenüberliegenden Stationsseite, mit Arbeitsrichtung nach unten installiert.
Die Auslegung als Dopplerradar ermöglicht die erforderliche Messgenauigkeit bezüglich Höhe in Kombination mit der Messung der Seitenbewegung/Geschwindigkeit.
(https://images.raumfahrer.net/up039745.jpg)
Das Radarsystem Planeta war technisch so ausgelegt, daß neben der Messung der primären Höhen/Bewegungswerte weitere Parameter ausgewertet werden konnten um den Grad der Rauheit der Mondoberfläche, die effektive Dielektrizitätskonstante und die Dichte des Bodens zu bestimmen.
Diese radarbasierenden Messergebnisse zum Landegebiet wurden nachfolgenden mit denen, die durch die Lunochod-Messgeräte direkt am Boden ermittelten wurden, verglichen.
Dadurch konnte das Radarmessverfahren bzw. die Interpretation dessen Messewerte schrittweise weiter verbessert werden.
Noch eine Nebeninfo:
Im Detailbild der Sende/Empfangseinheit liegt ein Rechenschieber vor dem Exponat.
http://de.wikipedia.org/wiki/Rechenschieber (http://de.wikipedia.org/wiki/Rechenschieber)
Das war seinerzeit ein durchaus nützliches Hilfsmittel, auch zur Förderung des logischen Denkens und des rationellen Rechnens.
In der „Generation CAS-Rechner“ ist dieses Gerät auf Nachfrage kaum noch bekannt.
Weitere Quellen:
http://www.tmkb-soyuz.ru/Production-Rus (http://www.tmkb-soyuz.ru/Production-Rus)
http://www.ktrv.ru/about/structure/388/389/ (http://www.ktrv.ru/about/structure/388/389/)
http://www.tmkb-soyuz.ru/31 (http://www.tmkb-soyuz.ru/31)
ftp://ftp.radio.ru/pub/2011/08/8.pdf (http://ftp://ftp.radio.ru/pub/2011/08/8.pdf)
dksk
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------------------Abbremsung zu Landung -----------------------
Die Ermittlung der Resthöhe von 20 m über dem Mondboden (letzte Aufgabe Planeta DA 18) ist nicht nur für die Abschaltung des Haupttriebwerks wichtig, sondern gleichzeitig wird das Nebentriebwerk KTDU 417B zur finalen Abbremsung eingeschaltet.
Dieses Triebwerk ist mit insgesamt 6 Düsen um das Haupttriebwerk herum positioniert.
Dabei befinden sich 2 Düsen direkt neben dem Haupttriebwerk und die 4 weiteren an den Außenseiten der Station. Damit ergibt sich eine ausgedehnte „Abstützfläche“.
(https://images.raumfahrer.net/up040052.jpg)
Die Triebwerke arbeiten, wie das Haupttriebwerk mit der Betriebsstoffkombination
1,1-Dimethylhydrazin (abk. UDMH für Unsymmetrisches Dimethylhydrazin)
Stickstofftetroxid (engl. Abk. NTO (von Nitrogen Tetroxide), welche in diesem Falle im Verhältnis NTO und UDMH ca. 2,4 zu 1 verbrannt werden.
Das KTDU 417B-Triebwerk ist nur für eine einmalige Zündung ausgelegt - bei einer maximalen Brenndauer von 30 Sekunden.
Der Schub ist in einem Bereich von 3,5-2,1 kN regelbar. Der spezifische Impuls lag bei 254 s bis 252 s. (angloam. Referenzangabe in den Quellen)
Die ggü. dem Haupttriebwerk niedrige Schubkraft folgt u.a. aus 2 Randbedingungen:
1. die abzubauende Geschwindigkeit ist deutlich kleiner
2. die Mondstaubaufwirbelung durch die Triebwerksgase soll möglichst gering sein
Durch die Anzahl und räumliche Verteilung der Düsen kann hier ein optimales Ergebnis erzielt werden.
Eine weitere Maßnahme zur Minimierung der Staubaufwirbelung war, das Bremstriebwerkssystem in einer Höhe von ca. 2,5 m über der Mondoberfläche ganz auszuschalten. Die Fallgeschwindigkeit an diesem Punkt mußte auf einen Maximalwert von 3,5 m/s, bei einer Seitengeschwindigkeit mit Maximalwert von 0,5 m/s reduziert sein. Die Auslegungs- und Betriebsparameter des KTDU 417B waren entsprechend dieser Zielwerte definiert worden.
Um in unmittelbarer Nähe der Oberfläche und innerhalb der Bewegungsparameter eine sichere Abstandserkennung zu ermöglichen, wurde hier ein auf Gamma Strahlenmessung basierendes System – Kvant 2 - eingesetzt.
Das Kvant-2 System ist zwischen den unteren „Dreieckslenkern“ eines der Landebeine befestigt.
(https://images.raumfahrer.net/up040051.jpg)
Grundlage des Höhenmessers ist die Verwendung einer Gammastrahlenquelle, deren Hauptrichtung nach unten zeigt. Der Empfänger erfaßt die Photonenstrahlung, die von der Mondoberfläche (reflektiert) rückgestreut wird. Das System ist dabei resistent gegen verschiedene Arten von Störungen. Wenn die höhenabhängige „Rückstrahlung“ einen bestimmten Wert überschreitet, wird ein Signal für das Steuerungssystem der Luna Station gegeben.
Ein ähnliches System mit Namen „Kaktus“ wird bei der Landung der Sojus-Kapseln seit Jahrzehnten eingesetzt.
Die Zuverlässigkeit des Kvant 2 Höhenmessers wurde mit 0,9999 über eine Zeitdauer von 1h angegeben.
Der effektive Messbereich des Systems lag zwischen 3,5 und 0,5 Meter über der Oberfläche.
Nachdem die Triebwerke ca. 2,5 m ober dem Boden abgeschaltet wurden, setze Luna 17 im freien Fall mit einer Restgeschwindigkeit von max. 3,5 m/s auf der Mondoberfläche auf. Um die finale Bremsbeschleunigung beim Aufsetzen zu verringern, waren die Landebeine stoßdämpfend ausgelegt.
Die weiche Landung gelang am 17. November 1970 im Mare Imbrium.
Damit war aber die Mission noch nicht am Ziel. Das Fahrzeug mußte noch vom Landemodul auf die Mondoberfläche zum Einsatz kommen. Damit geht es dann weiter.
weitere Quellen:
http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%92%D1%8B%D1%81%D0%BE%D1%82%D0%BE%D0%BC%D0%B5%D1%80 (http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%92%D1%8B%D1%81%D0%BE%D1%82%D0%BE%D0%BC%D0%B5%D1%80)
http://www.rtc.ru/publication/posadka.shtml (http://www.rtc.ru/publication/posadka.shtml)
dksk
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Nach der Landung von Luna 17 wurden erst mal die Systeme überprüft und die nächsten Aktionen vorbereitet. Das Landemodul hat jetzt noch die Aufgabe die Herunterfahrt des Lunochod zu gewährleisten.
Dazu werden im nächsten Schritt die beiden Fahrrampenpaare ausgeklappt.
Die Klapprampen sind jeweils an den Enden der Transportführungen, auf denen die Lunochod-Räder stehen mit einem Drehgelenk angebracht.
In dem Drehgelenk ist eine Feder integriert und die Rampen haben am oberen Klappscharmier eine kinematische Zugumlenkung. Damit klappen sie bei der Drehung um das untere Federgelenk in der Bewegung auf, bevor sie den Boden berühren.
Im Bild ist die Drehfeder auf der Klappachse zu erkennen.
Die Rampen wurden bis zur Landung mit einem Zugstab gesichert, der direkt vor der Entfaltung der Rampe pyrotechnisch durchtrennt wird und an seiner unteren Anbindung zur Seite klappt.
(liegt im Bild rechts horizontal)
Somit kann die Drehfeder die Rampenklappung antreiben.
(https://images.raumfahrer.net/up040050.jpg)
Bildquelle http://swalker.org/deistvuushie/2559-muzey-npo-im-sa-lavochkina.html (http://swalker.org/deistvuushie/2559-muzey-npo-im-sa-lavochkina.html)
Die kinematische Zugumlenkung ist so ausgelegt, daß bereits bei horizontaler Ausrichtung die vollständige Ausklappung erfolgt. Damit kann die Rampe auch auf unebenem Gelände sicher nach unten gesenkt werden (keine Schubbewegung).
(https://images.raumfahrer.net/up044404.gif)
Mit der Möglichkeit das Landemodul in 2 Richtungen verlassen zu können, wurde hier eine Redundanz geschaffen, für den Fall, daß eine Seite geländebedingt keine Herunterfahrt zuläßt.
Da die Landung passiv einem vordefinierten Programm folgte, war eine Landung in „ungünstigem“ Gelände von zu berücksichtigender Wahrscheinlichkeit.
Hier war bei unbemannten Systemen zur damaligen Zeit eine technische Grenze erreicht.
Beim Vergleich zur Chang’e-3 Mission wird deutlich, daß diesbezüglich ein Fortschritt festzustellen ist.
Das ist zum Einen im Abstiegsprofil von Chang’e-3 erkennbar. Der Endanflug wird durch Sensorsysteme in deutlich größerem Maße beeinflußt. Die Zwischenphase des „Hoverings“ macht hier eine Reaktion des Gesamtsystems möglich um die optimale Landestelle und Position zu erreichen.
Zum Anderen verzichtet Chang’e-3 auf eine Lösung mit 2 Rampenrichtungen, da das Gesamtsystem in der Lage ist eine entsprechende Ausfahrsicherheit des Rovers durch die Auswahl der Landeposition zu gewährleisten.
Bei den Luna Stationen steht das Fahrzeug nach der Landung in einer Höhe von ca. 1 m (abhängig vom Einsinken/Landebeinabsorbtionsdeformation) über der Oberfläche. Die Klapprampen stehen nach der Entfaltung auf ebenem Untergrund in einem Winkel von ca. 30°.
Die Stützkräfte werden durch die Anbindung der Rampe an den Drehpunkten und die Bodenauflage aufgenommen. Das Fahrzeug kann hier problemlos herunterfahren.
Beim Chang’e-3 System steht das Fahrzeug in ca. 1,5 m Höhe. Hier wird eine kombinierte Auffahrt auf die Rampe mit anschließender Absenkung umgesetzt. Der Yutu Rover verläßt dann die Rampe „ebenmondig“.
Bevor aber der Lunochod das Landemodul über die Rampe verläßt, müssen noch die mechanischen und elektrischen Verbindungen getrennt werden. Hier gibt es weitere interessante Punkte.
Ich hab mal zum Ausblick ein Bild gemalt, wie es ausgesehen haben könnte, als das erste Räderpaar auf die Mondboden auffuhr.
(https://images.raumfahrer.net/up040053.jpg)
dksk
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Muß mal wieder ein Danke ablegen für die viele Mühe des Zusammentragens und Aufbereitens :)
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muss mich McFire anschließen : tolle Aufbereitung, auch für Laien wie mich toll zu lesen, DANKE dafür,
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Bis zur Anlandung ist der Lunochod mechanisch und elektrisch mit dem Landemodul verbunden.
Die mechanischen Verbindungen sind pyrotechnisch trennbar. Die elektrischen Verbindungen sind wieder als Steckverbindung ausgelegt.
Die Hauptverbindungen sind um den zentralen Verbindungsblock (Stationsmitte) angeordnet. Zusätzlich liegen die Räder auf Führungsbahnen auf. Unter den beiden Führungsbahnen befinden sich unter den äußeren Rädern Stützrippen. Damit ergibt sich eine geometrisch ausgebreitete Abstützfläche, die die Anbindungen am zentralen Verbindungsblock mechanisch entlasten.
Da die Fahrzeugräder gefedert angebracht sind, muß das Gesamtsystem hier verspannt werden, um eine Mindeststützkraft = Vorspannkraft zu realisieren. D.h der Lunochod wird vor dem Anschrauben heruntergedrückt und die Räder federn ein.
Die Radaufhängungen sind mit Torsionsstabfedern ausgelegt. Dazu gab es am Anfang des Threads schon einige Infos. Um ein optimales Federverhalten Kraft/Weg-Verhältnis zu erreichen wurden in diesem Falle jeweils 3 Torsionsstäbe parallel eingebaut.
(https://images.raumfahrer.net/up040048.jpg)
Damit ergibt sich eine genügend hohe Federkraft – aber mit relativ flacher Kennlinie gegenüber einer einteiligen Lösung mit entsprechend größerem Torsionsstabdurchmesser. Die einzelnen Stäbe können bei der Verspannung noch eine Relativbewegung zueinander machen, bei der es zu keinen zusätzlichen Schubspannungen gegenüber einem verbundenen dickeren Stab kommt. Zwischen den Anbindungsenden sind die Stäbe auch entsprechend verjüngt.
Die Momentenübertragung erfolgt über einen Formschluß an den jeweiligen Enden. Der Übertragungsring mit Außenverzahnung hat innen eine 6-Kant Öffnung, in die 3 Stäbe mit rautenförmigem Ende eingelegt sind.
Damit ist die Stabilität des Gesamtsystems sehr hoch.
Gleichzeitig wird mit der Federung auf einfache Weise eine Funktion realisiert, die nach der pyrotechnischen Durchtrennung der mechanischen Verbindung nötig ist, um eine vollständige Trennung des Fahrzeuges zum Verlassen des Landemoduls zu gewährleisten.
Um die elektrischen Steckverbindungen zu trennen, muß das Fahrzeug eine „Hubbewegung“ nach oben vollführen. Diese wird ganz einfach durch die Entlastung des vorgespannten Fahrwerks ermöglicht (Pyrotrennung). Dabei überlagern sich 2 Effekte.
1. Das Fahrwerk wurde vor dem Start vorgespannt. Zusätzlich zum gewichtsbedingten Einfedern (Erdschwere = „Federweg 1“) wird noch weiter bis
zur nötigen Mindeststützkaft mit „Federweg 2“ verspannt.
2. Bei der Freigabe des Fahrzeuges auf dem Mond entspannt sich das System, wobei das Fahrzeug am Ende durch das Fahrwerk in eine insgesamt
höhere Position über den zentralen Verbindungsblock angehoben wird.
Durch die gegenüber der Erdschwere geringere Mondschwere kommt es zu einer Überkompensation – hier geht das Gesamtsystem über den Mindestabstand beim „Nullpunkt“ zurück und hebt das Fahrzeug zusätzlich an. Auf der Federkennlinie würde quasi eine Kraft/Weg Koordinate weiter links erreicht.
(https://images.raumfahrer.net/up040049.jpg)
Im Bild ist an der Stellung der Radaufhängung VOR und NACH der pyrotechnischen Trennung der Unterschied erkennbar.
Das Verhältnis Erdschwere/Mondschwere (ca. 6/1) mußte auch generell bei der Auslegung der Gesamtsysteme berücksichtigt werden.
Die Masse der Systeme (Landemodul, Lunochod etc.) blieb ja, abgesehen vom Verlust der Verbrauchsstoffe gleich – die jeweilige Schwerebeschleunigung ändert sich aber, sodaß sie an der Mondoberfläche schließlich auf 1/6 der Wirkung gegenüber einer Position an der Erdoberfläche absank.
Um die relative Verringerung der Schwere auf dem Mond bei den Vorerprobungen auf der Erde zu simulieren kamen grundsätzlich 3 Maßnahmen zum Einsatz.
1. Aufhängung des Lunochod an einer Art Federwaage, die an einer Rahmenstruktur über dem Fahrzeug geführt wurde und Bewegungen folgte.
2. Räder mit Zusatzblechringen zur Vergrößerung der Auflage – ca. 6 mal größer – gleiches Bodendruckequivalent (das Laufflächennetz wurde quasi geschlossen)
3. Fahrübungen mit einem Fahrgestell mit deutlich reduzierten Aufbauten mit ca. 1/6 der Masse des Lunochod – Räder ohne Veränderungen
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Nach der Abtrennung des Lunochod vom Landemodul kann das Fahrzeug auf die Mondoberfläche fahren.
Das Landemodul hatte keine weiteren aktiven Aufgaben mehr zu erfüllen. Es wurde noch für Navigationstest verwendet und vom Fahrzeug nach der ersten Etappe nochmal angefahren und optisch inspiziert. Daher verfügte es auch nicht über langfristige Energieversorgungs- bzw. Thermoregelungssysteme.
Bei der Chang’e-3 Mission beinhaltet die Landeeinheit wissenschaftliche Experimente/Vorrichtungen mit kurz- und mittelfristiger Missions-/Funktionsdauer und auch über entsprechende Energie-/Thermosysteme sowie ein Kamerasystem für erste Statusbilder der Umgebung und vom Fahrzeug. Daher konnten auch die ersten Aktionen des Yutu Rovers live auf der Erde verfolgt werden.
Dadurch gibt es z.B auch viele Bilder und Filme vom Yutu-Rover. Weiterhin gibt es bei Chang’e-3 zusätzliche Nahbereichskommunikationsoption Rover-Lander etc.
Bei der Mission Luna 17 wurde die der Landung folgende Missionskommunikation vom Fahrzeug weitestgehend autonom durchgeführt. Weiterhin sind von Luna 17 u.a. Panoramaufnahmen des Landemoduls verfügbar. Vom Lunochod selbst sind in den Randbereichen der Panoramabilder mehrere Fahrzeugdetails erkennbar bzw. die Fahrzeugschatten für die Umrisskonturen einzelner Systeme.
Damit war/ist die Medienwirksamkeit dieser Bilder natürlich nicht so hoch wie bei der jüngsten Mondmission.
dksk
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Noch ein paar Referenzinfos:
Die Luna 17 Mission basierte auf dem Grundprojekt Luna E-8, welches durch seinen modularen Aufbau noch weitere Missionsszenarien ermöglichte.
Hier mal zur Übersicht die Hauptvarianten nach Nutzlast/Verwendung in Startkonfiguration dargestellt.
(https://images.raumfahrer.net/up040045.jpg)
Ich habe noch eine Matrix für die 3 Hauptkonzepte E-8 skizziert.
(https://images.raumfahrer.net/up040046.jpg)
Entsprechend dem modularen Aufbau konnten Landungs- und Probenrückführungs- sowie Mondsatelliten-Missionen realisiert werden.
Bei den Mondsatelliten kamen z.B. Lunochod-Grundkörper, Solarzellendeckel, Messgeräte etc.in Kombination mit dem Modulblock auch zum Einsatz. Damit konnte aus dem Grundprojekt ein hoher Nutzen gewonnen werden.
Mondsatellitenmissionen auf E-8 Basis wurden mit Luna 19 und Luna 22 erfolgreich durchgeführt.
Eine Besonderheit bestand bei diesen Missionen in der Anforderung langfristig Bahn(erhaltungs)änderungen durchführen zu können.
Der Mond hat großräumige Bereiche mit erhöhter Massekonzentration. Diese führen u.a. zu Bahnbeeinflussungen bei Mondsatelliten. Ohne eine aktive Bahnkorrektur durch den Satelliten würde dies in kurzer Zeit zu starken Bahnstörungen führen. Die Lebensdauer wäre damit auch nur kurz.
http://de.wikipedia.org/wiki/Mascon (http://de.wikipedia.org/wiki/Mascon)
Dafür konnte das Hautptriebwerkssystem KTDU 417 auf diese Anwendung hin umkonfiguriert werden. Bei den Landemissionen wurde das Triebwerk 6 mal gezündet. Dabei waren 3 Zündungen erforderlich um in einen Mondorbit einzutreten (1. und 2. Bahnkorrektur und 1. Bremszündung Mondorbit) Die Grundauslegung von 11 maliger Zündbarkeit des KTDU 417 war hier die Grundlage für die zusätzliche lange Einsatzdauer der E-8 basierenden Mondsatelliten.
Durch die langfristigen Bahnkorrekturen war es auch möglich die „Mascon“ Massekonzentrationen gezielt zu erforschen und u.a. die Oberfläche auf einer gleichmäßigen Basis zu untersuchen/kartografieren. Damit konnte bei Luna 19 eine Missionsdauer von über einem Jahr und bei der Nachfolgemission Luna 22 noch eine Steigerung auf 1 ½ Jahre erzielt werden. Soweit ich das überblicke, hat LRO Anfang 2011 diese bis dahin längste Missionsdauer für Mondsatelliten übertroffen.
Hier noch ein Vergleichsbild von Luna 19.
(https://images.raumfahrer.net/up040047.jpg)
Bildquelle:
http://nssdc.gsfc.nasa.gov/nmc/spacecraftDisplay.do?id=1974-037A (http://nssdc.gsfc.nasa.gov/nmc/spacecraftDisplay.do?id=1974-037A)
dksk
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Die LRO Mission brachte auch Erkenntnisse über die „aktuelle“ Position der Landemodule als auch der Fahrzeuge der Luna 17 und Luna 21 Missionen.
Hierzu gab es im Raumfahrer.net auch schon entsprechende Infos und Vorarbeit.
http://www.raumfahrer.net/news/raumfahrt/28042010215217.shtml (http://www.raumfahrer.net/news/raumfahrt/28042010215217.shtml)
http://www.raumfahrer.net/news/raumfahrt/23062013163419.shtml (http://www.raumfahrer.net/news/raumfahrt/23062013163419.shtml)
https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=6132.0 (https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=6132.0)
Somit können die Fahrzeuge mit ihren Laserretroreflektoren sogar heute noch einen Nutzen erbringen.
Die über 40 Jahre alten Missionsergebnisse und Übertragungsdaten können aktuell noch von anderem Nutzen sein, indem sie mit neuen Erkenntnissen kombiniert werden.
In den letzten Jahren wurden hierzu mehrere Projekte durchgeführt.
Mal ein aktuelles Beispiel dafür:
ISPRS Technical Commission IV Symposium, 14 – 16 May 2014, Suzhou, China
http://www.int-arch-photogramm-remote-sens-spatial-inf-sci.net/XL-4/121/2014/isprsarchives-XL-4-121-2014.pdf (http://www.int-arch-photogramm-remote-sens-spatial-inf-sci.net/XL-4/121/2014/isprsarchives-XL-4-121-2014.pdf)
Dabei werden vorrangig die Panoramabilder mit LRO Daten abgeglichen und in ihrer Kombination ergibt sich die Möglichkeit ein vollständigeres Modell der Mondoberfläche zu erstellen.
Eine großflächige detaillierte Datenbasis der Oberfläche ist dann auch wichtig für die
nächsten geplanten Missionen.
Eine Datensammlung zu Ergebnissen und weiteren Infos der Lunochod-Missionen vom
„Vernadsky Institute of Geochemistry and Analytical Chemistry of Russian Academу of Sciences“
sind im folgenden Link zu finden.
http://www.planetology.ru/panoramas/materials.php?language=english (http://www.planetology.ru/panoramas/materials.php?language=english)
dksk
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Gibt es von den Lunochod-Missionen zufällig irgendwo ein Online-Archiv mit Bildmaterial? Also, nicht von der Technik, die wurde hier ja schon hervorragend dokumentiert, sondern von der Oberfläche, Landschaft usw.?
Terminus
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Hier ist eine Zusammenstellung der meisten übertragenen Bilder.
Lunochod 1
http://www.planetology.ru/panoramas/lunokhod1.php?language=english (http://www.planetology.ru/panoramas/lunokhod1.php?language=english)
Lunochod 2
http://www.planetology.ru/panoramas/lunokhod2.php?language=english (http://www.planetology.ru/panoramas/lunokhod2.php?language=english)
dksk
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Hatten wir "Mit dem Auto auf dem Mond" schon?
ws
Gruß Pirx
Nachtrag: Die Doku enthält teilweise echten Bockmist. Zu Bildern von Redstone-Rakete und Mercury-Kapsel wird von Saturn-Starts salbadert, ein US-Fußabdruck wird zu einem Reifenabdruck, und kurz nach dem Start der Proton mit Luna 17 war man in 80 km Höhe schnell genug, um die Erdumlaufbahn verlassen zu können .... unglaublich. Parkbahn, quatsch, brauchen wir nicht, sind schon in 80 km auf Fluchtgeschwindigkeit .... Der klassische Mix aus Ahnungs- und Verantwortungslosigkeit gepaart mit Phantasie ....
Mein Fazit: Schöne Bewegetbilder aus Russland, alles andere nicht so toll.
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Naja die paar Korken muß man halt wegstecken, aber ansonsten - schlicht bewundernswert, was man zu der Zeit mit den Mitteln geschafft hat !
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Für Interessenten ist unten ein Link an eine Publikation im Journal "Leonardo Times" TU DELFT über Konkurrenz zwischen USA und UdSSR in der Monderoberung.
Interview mit Dr. Malenkov, Beteiligte an der Entwicklung Lunochod-1 (http://nordwest123.ucoz.net/Interview_with_Dr.Malekov.pdf)
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Für Interessenten ist ein Video über Lunokhod-1.
Grafisches Modell und grafische Animation wurde von dem talentierten garfischen Disigner aus St.Petersburg (Russland) Dimitry Sidorov gemacht. Feine Arbeit. Man kann sogar Radspeichen und Gitter auf der Radoberfläche sehen.
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Wirklich sehr fein. Man braucht ständig den Pause-Button (klick, klick, klick, ...). Zum Schluss dann nochmal die Radaufhängung isoliert und der Radnabenmotor aufgeschnitten.
Man verzeihe die blöde Frage: Die beiden Bauteile, die von den Wannenseiten nach unten weisen - sind das jetzt Düsen, Kameras oder sonstige Messinstrumente?
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Die beiden Bauteile, die von den Wannenseiten nach unten weisen - sind das jetzt Düsen, Kameras oder sonstige Messinstrumente?
Meinen Sie vielleicht die Telefotokamera für vertikale Aufnahme?
Hier ist ein Link zur Ausstattung.
https://books.google.de/books?id=Z7HmYvsXLdwC&pg=PA191&lpg=PA191&dq=Lunokhod+telephoto&source=bl&ots=y018v8-Xhf&sig=dKceTu9pnPCrMtSQhtyuuzuwbAw&hl=de&sa=X&ei=UZZDVZWqLoLaUZvHgLAM&ved=0CCQQ6AEwAA#v=onepage&q=Lunokhod%20telephoto&f=false
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Die beiden Bauteile, die von den Wannenseiten nach unten weisen - sind das jetzt Düsen, Kameras oder sonstige Messinstrumente?
Meinen Sie vielleicht die Telefotokamera für vertikale Aufnahme?
Hier ist ein Link zur Ausstattung.
https://books.google.de/books?id=Z7HmYvsXLdwC&pg=PA191&lpg=PA191&dq=Lunokhod+telephoto&source=bl&ots=y018v8-Xhf&sig=dKceTu9pnPCrMtSQhtyuuzuwbAw&hl=de&sa=X&ei=UZZDVZWqLoLaUZvHgLAM&ved=0CCQQ6AEwAA#v=onepage&q=Lunokhod%20telephoto&f=false (https://books.google.de/books?id=Z7HmYvsXLdwC&pg=PA191&lpg=PA191&dq=Lunokhod+telephoto&source=bl&ots=y018v8-Xhf&sig=dKceTu9pnPCrMtSQhtyuuzuwbAw&hl=de&sa=X&ei=UZZDVZWqLoLaUZvHgLAM&ved=0CCQQ6AEwAA#v=onepage&q=Lunokhod%20telephoto&f=false)
Nein, wohl eher die "Telekamera für horizontale Aufnahme" (9). In der Skizze, die dksk hier mal gepostet hat (https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=12187.msg275794#msg275794 (https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=12187.msg275794#msg275794)), müssten das entsprechend N1 und N3 sein.
Im Youtube-Video zeigt diese Kamera nur gerade nach unten. War die Kamera schwenkbar oder ist das ein Fehler in der Simulation?
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Ja, natürlich, für horizontale, pos.9. Die Drehung der Kamera ist möglich, wie ich weiss, 360°.
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Der Trichter unterhalb der Kameras N1 und N3 ist ein Neigungsanzeiger. Wenn der Drehscanner der Kamera in diesen Bereich kommt, wird durch den Trichter auf dessen Boden geschaut.
Am Boden des Trichters befindet sich ein nach unten gewölbter Glasboden mit Winkel/Radial-Strichskala. Im Trichter ist eine Metallkugel, die immer an den niedrigsten Punkt rollt.
Das ist wie „Stabiles Gleichgewicht“, wo bei Positionsänderung die Kugel dorthin geht, wo das Potential ein Minimum hat.
Die Öffnung des Trichters wird nach unten größer, um einerseits dem Blickwinkel der Kamera zu folgen, und andererseits kann der unten befindliche Glasboden bei gleicher Wölbung eine größere Höhen/Potentialdifferenz gegenüber der Kugel darstellen (als wäre der Glasboden oben, direkt unter der Kamera).
Aus folgenden Panoramaaufnahmen habe ich mal 3 unterschiedliche Kugel/Neigungspositionen rauskopiert und ein Selfie des Trichters.
Hauptseite:
http://www.planetology.ru/panoramas/lunokhod1.php?page=4&language=english (http://www.planetology.ru/panoramas/lunokhod1.php?page=4&language=english)
Einzelaufnahmen:
https://images.raumfahrer.net/up045916.jpg (https://images.raumfahrer.net/up045916.jpg)
https://images.raumfahrer.net/up045917.jpg (https://images.raumfahrer.net/up045917.jpg)
https://images.raumfahrer.net/up045918.jpg (https://images.raumfahrer.net/up045918.jpg)
https://images.raumfahrer.net/up045919.jpg (https://images.raumfahrer.net/up045919.jpg)
(https://images.raumfahrer.net/up045920.jpg)
(https://images.raumfahrer.net/up045921.jpg)
Damit kann jeder Panoramaaufnahme die entsprechende Fahrzeugstellung zur Ebene zugewiesen werden. Bei Vergleich mit dem Horizont oder in schwierigen Fahrabschnitten zur direkten Umgebung konnte diese Anzeige als einfache und effektive Hilfe zur Lagebeurteilung dienen. Da bei Lunochod 2 das „verbesserte“ System des „Block des automatischen Chassis“ nicht so gut wie bei Lunochod 1 funktionierte und die sensorisch ermittelten Kipp/Neigungswerte teilweise nicht verwertbar waren, konnte das optische System hier wenigstens Anhaltspunkte liefern. Bereits bei den ersten Bildern nach der Landung wusste man auch schnell wie die Lage aussah und ob „alles senkrecht“ war.
dksk
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Wenn man bedenkt - heute macht das ein kleiner Chip....
Man kann nur immer wieder "Respekt" sagen !
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Nein, wohl eher die "Telekamera für horizontale Aufnahme" (9). In der Skizze, die dksk hier mal gepostet hat (https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=12187.msg275794#msg275794 (https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=12187.msg275794#msg275794)), müssten das entsprechend N1 und N3 sein.
Im Youtube-Video zeigt diese Kamera nur gerade nach unten. War die Kamera schwenkbar oder ist das ein Fehler in der Simulation?
Meiner Meinung nach sind diese Kameras (N1 und N3) für vertikale Aufnahmen. Die Achse der Rotation ist horizontal. Der Zusammenbau der Kamera enthaltet in sich den Neigungsanzeiger (Düsenformiges Teil). Die Konstruktion des Neigungsanzeigers stellt ein Trichter vor. Die Kamera kann sich fast 360° drehen. Der Trichter ist aber starr befestigt.
Der Trichter war nur in der Konstruktion Lunochod-1. Bei dem Lunochod-2 hat man von dem Trichter mit dem Metallkugel verzichtet hat. Stattdessen wurde ein Gerät mit Gas-Blase in Flüssigkeit vorgeschlagen. Also könnte man die Neigung visuell wie in einer Wasserwaage beobachten und dabei das elektrische Signal für die Steuerung bekommen. Man hat aber damit nicht gerechnet, dass die Gas-Blase beim Fluge in Schwerlosigkeit sich zerbricht in mehrere und dieses Messgerät kaputt würde. Es ist bekannt, dass der Lunochod-2 ohne Informationen über Neigungen gesteuert wurde.
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Die Kameras basierten auf einer Entwicklung von 1963, deren Grundaufbau und Ausführung bereits bei Luna 9 (1966) erfolgreich im Einsatz auf dem Mond war. Für die Anwendung im Lunochod wurden sie entsprechend modifiziert und optimiert.
Der Grundaufbau als Zylinder mit Befestigungsmittenflansch entspricht dem Kameratyp „Я-198“.
(https://images.raumfahrer.net/up046688.jpg)
Bildquelle: http://www.spacecorp.ru/press/publications/item6526.php (http://www.spacecorp.ru/press/publications/item6526.php)
(https://images.raumfahrer.net/up046689.jpg)
Bildquelle:
http://www.spacecorp.ru/about/scientific/articles/item309.php (http://www.spacecorp.ru/about/scientific/articles/item309.php)
Gewicht - 1,3 kg
Größe - 80x250 mm
Stromverbrauch - 2,5 Watt
Grundaufbau:
In einem Zylinder ist unten stehend eine elektrische Bildaufnahmeröhre (Vidicon Prinzip) positioniert. Darüber eine Linse mit Blende, und oberhalb ein drehbarer Spiegel, der die Lichtstrahlen nach unten reflektiert.
(https://images.raumfahrer.net/up046691.jpg)
Der Spiegel ist in 2 Achsen drehbar; 30° schräg und 360° bezüglich Rotationsachse mit Referenz zur Linse.
(https://images.raumfahrer.net/up046692.gif)
Damit kann ein 360° Panorama in Einzelschritten aufgenommen werden. Bei jedem Einzelschritt wird der Spiegel über eine Nockenscheibensteuerung um 30° gedreht. Danach wird die Spiegelscaneinheit über einen Drehkrank innerhalb des Kamerazylinders um die Rotationsachse gedreht, bis der nächste „seitliche“ Einzelschritt folgen kann.
(https://images.raumfahrer.net/up046693.gif)
dksk
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Die Positionierung dieser Kameras am Lunochod ist so gewählt, dass die Umgebung großräumig abgescannt werden kann um Details der Mondoberfläche aufzunehmen, aber auch die Relativposition des Fahrzeuges einschätzen zu können.
Dabei wird das erste Panorama schon auf der Landeeinheit erstellt um die optimale Abfahrtrichtung zu ermitteln. Um dabei den Bereich hinter dem Fahrzeug ausreichend einsehen zu können, sind die horizontalen Panoramakameras etwas nach hinten versetzt.
(https://images.raumfahrer.net/up046685.jpg)
Damit ergaben sich je nach Position am Fahrzeug typische Aufnahmestreifen.
(https://images.raumfahrer.net/up046686.gif)
(https://images.raumfahrer.net/up046687.gif)
dksk
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Immer wieder erstaunlich......
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Schöne Animationen, die das elektromechanische Scannen-Verfahren der Kameras demonstrieren.
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In welcher Form sind die Bilder dann eigentlich im Kontrollzentrum angekommen - als Live-Videobild oder als Standbilder? So stückweise oder schon irgendwie vor-verarbeitet, also mehr oder weniger zu Streifen oder sogar zum fertigen Panorama zusammengesetzt?
Hm, statt der Schwenkoptiken hätte man ja auch (a) zwei feststehende Kameras mit Weitwinkeloptiken einsetzen können. Oder (b) vier oder noch mehr Kameras mit Normaloptiken und jeweils spezialisiertem Bildausschnitt (z.B. nah vs. fern). Ich spekuliere jetzt mal, warum man sich für das mechanisch aufwändigere System (wenige Kameras mit Schwenkoptiken) entschieden hat: Zu a) Die Weitwinkelbilder wären den Wissenschaftlern nicht detailliert genug gewesen? Zu b) Die Zahl der Kameras war durch die Datenübertragung limitiert?
War es damals auch noch so wie heute, dass aufgrund der Erddrehung keine permanente FUnkverbindung bestand und man auf ein "Fenster" angewiesen war?
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In welcher Form sind die Bilder dann eigentlich im Kontrollzentrum angekommen - als Live-Videobild oder als Standbilder? So stückweise oder schon irgendwie vor-verarbeitet, also mehr oder weniger zu Streifen oder sogar zum fertigen Panorama zusammengesetzt?
Hm, statt der Schwenkoptiken hätte man ja auch (a) zwei feststehende Kameras mit Weitwinkeloptiken einsetzen können. Oder (b) vier oder noch mehr Kameras mit Normaloptiken und jeweils spezialisiertem Bildausschnitt (z.B. nah vs. fern).
Panoramakameras machten die Bilder beim Stehen des Apparates. Diese Kameras hatten nur 250 Zeilen und lieferten im Mittel ein Bild in 10 Sekunden (http://www.bernd-leitenberger.de/luna.shtml (http://www.bernd-leitenberger.de/luna.shtml)). Wichtig dabei ist, dass diese Bilder eine höhe Qualität hatten.
Wahrscheinlich war es damals sehr optimale Lösung. In schweren Situationen sollte man ein volles Panoramabild rund um das Fahrzeug bekommen. Wie viele Kameras alternativ sollte man dafür einsetzen um beidseitig vordere und hintere Räder und die Umgebung rundherum zu kontrollieren und noch die Linie des Horizontes zu beobachten wenn das Fahrzeug zum Beispiel bergab stehet und die vordere 2 Kameras den Horizont nicht sehen.
Bei Lunochod -2 funktionierte der Neigungssensor nicht. Deswegen könnte man dank diesen Kameras durch das Beobachten der Neigungslinie des Horizontes die Neigung des Fahrzeuges feststellen.
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Die Bildaufnahmen der Panoramakameras sind erst mal als jeweiliges Bildsignal im Kontrollzentrum angekommen. Darauf folgte die Demodulation und Bearbeitung mit speziellen Filtern und Synchronisation, damit die einzelnen Abschnitte ein zusammenpassendes Panorama ergaben.
Die Bilderfassung konnte auf Foto-Film, Fototelegraphie auf elektrochemischem Papier (Faximile) und Magnetband erfolgen.
Je nach Trägerpapierlänge wurden dann mehrere Abschnitte zusammengefügt und auf dem Kartentisch ausgebreitet um das weitere Vorgehen und die Routenplanung zu diskutieren.
Auf dem Bild kann man die unterschiedlichen Papierpanoramavarianten erkennen. Die langen „matten“ Papierstreifen mit den Stapelfaltungen müssten die Faximile-Varianten sein und das längs auf dem Tisch liegende „glänzende“ 3er Blatt, die Foto-Variante.
(https://images.raumfahrer.net/up046683.jpg)
Bildquelle: http://dolinin.nethouse.ru/static/doc/0000/0000/0111/111018.j0tv91yna3.pdf (http://dolinin.nethouse.ru/static/doc/0000/0000/0111/111018.j0tv91yna3.pdf)
Seite 4
Die stehende Person ist Nepoklonov Boris V., Chef der Operationsforschungsgruppe der Akademie der Wissenschaften d. UdSSR. Er war ein erfahrener Geologe, der die entsprechende wissenschaftliche Ausrichtung der Lunochod Missionen verantwortete.
Die 4 sitzenden Herren identifiziere ich optisch als Lunochod-Operatoren.
Die Panoramaausdrucke wurden so also nicht „online“ zeitnah genutzt, sondern eher zur Vor- und Nachbereitung bzw. Validierung des Vorgehens.
Für die „online“ Führung des Fahrzeuges standen den Operatoren die beiden Fahrkameras im Frontbereich zur Verfügung.
Zu den Panoramakameras:
Bei der Auswahl des gewählten technischen Systems haben sicher viele Faktoren eine Rolle gespielt. Die zu übertragbaren Datenraten waren in der Tat stark begrenzt. Weiter hat die Leistungsaufnahme des Systems eine große Rolle gespielt. Zum Vergleich: Die „live“-Fahrkameras an der Front des Fahrzeuges hatten eine Leistungsaufnahme von 25 Watt je Kamera – also ca. Faktor 10 mehr als eine Panoramakamera (2,5 Watt). Bei einer theoretischen Ausrüstung mit 4 „live“-Panoramakameras kommt da mit 100 Watt schon nennenswert was zusammen. Die Bildauflösung der „live“ Kameras war aber zudem noch schlechter. Die Abwärme in dieser Größenordnung müsste dann auch noch
in der thermischen Bilanz berücksichtig werden.
Zurück zu den verwendeten Panoramakameras:
Die Unterteilung in einen festen, unbeweglichen Unterbau mit einfach drehbarer Scaneinheit oben hat auch Vorteile. Das zentrale Stützrohr nimmt die wirkenden Kräfte auf und dient gleichzeitig als Schutzkontur für die Bildaufnahmeröhre, Linse, Blende etc. Die Kontaktbahnen begrenzen das feste System und stellen mit ihrer Unterlage zur drehbaren Scaneinheit eine Stützgeometrie dar.
Die zu bewegenden Teile haben eine geringe Masse – ist da wohl auch kein Nachteil.
Die Kameras müssen aber nicht nur mechanisch „was abkönnen“. Durch die Position auf der Außenseite des Fahrzeuggrundkörpers stellen sie Wärmebrücken dar. „Oberhalb“ des Befestigungsmittenflansches (bei den Hauptbewegungsteilen) wirkt sich die Mondumgebung voll aus. D.h. auch die Temperaturschwankungen MONDTAG/MONDNACHT müssen hier ausgehalten werden. Hier handelte es sich um Langzeitkameras – im Gegensatz zu z.B. Panoramakamera des Chang’e-3 Landers. Diese stellte planmäßig ihre Funktion in der ersten MONDNACHT ein. Auch die Panoramakamera des Yutu Rovers konnte die Temperaturwechsel ohne den geplanten funktionellen Schutz durch die Solarzellenabdeckung und die Wärme vom Fahrzeughaupkörpernicht mehr überstehen. Beide CE 3 Kamerasysteme basieren ja auf einem scheinbar einfacheren „moderneren“ System.
Am Lunochod-3 kann man sehen, welcher Einhausungsaufwand, robuste Mechanik etc. für eine bewegliche „live“-Kameravariante betrieben worden wäre, um diese langfristig zu nutzen.
(https://images.raumfahrer.net/up039375.jpg)
Weiterhin wurden bei der Grundentwicklung des genutzten Panoramakameratyps auch Anforderungen gestellt, die bei den Lunochod Missionen primär nicht erfüllt werden mussten. Beim Ersteinsatz mit Luna-9 und später mit Luna-13 war bedingt durch das Landeprinzip den Kameras erst mal ein (Mehrfach?)Salto-Flug vergönnt, bevor sie zum Einsatz kamen. Diese Robustheit der technischen Lösung wurde beim Lunochod übernommen.
Bezüglich Weitwinkeloptik hätte dies die Anforderungen der Datennachbearbeitung auf der Erde weiter verkompliziert. Die Korrektur der Verzeichnung wäre wahrscheinlich zu aufwendig gewesen bzw. hätte nochmal sehr lange gedauert.
In wieweit die verfügbare Bildstreifenbreite der Ausgabegeräte, und damit die daraus folgende Verschmälerung der nutzbaren wahren Abbildung auch begrenzend wirkte, kann ich nicht abschätzen. Ich vermute aber hier wäre auch die am Ende nutzbare Sichtbreite stark begrenzt worden.
Wenn die ausgedruckten Panoramastreifen Bogenförmig und schräg positioniert werden, kann man die wahre Abbildung mit einfachen Mitteln schon besser erkennen.
Beispiel mit folgendem Panorama:
https://images.raumfahrer.net/up046684.jpg (https://images.raumfahrer.net/up046684.jpg)
(https://images.raumfahrer.net/up046684.jpg)
Das Panoramakamerasystem – als technische Lösung für die damalige Zeit insgesamt sicher eine ganz gute Lösung.
So hatte z.B. die Viking Marslander ein paar Jahre später auch ein sehr ähnliches Panoramakamerasystem gehabt. (Mars-3 Lander hatte übrigens auch Kamera auf Basis Luna-System).
Zur Funkverbindung:
Diese war nur während der Phasen des direkten Sichtkontaktes Sender/Empfänger möglich – also in den „Fenstern“, wie heute.
dksk
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Habe ein neues Dokument mit historischem Abriss zur Entwicklung des Lunochod-Chassis gefunden.
Stammt von einem Workshop in St. Petersburg. Rückblickend bis Anfang der 1960er Jahre und den ersten Entwürfen über Bezug zu N1-L3. Schnittzeichnung und Bauteilbeschreibung des Testgetriebes R-1, Radkonstruktion mit Federungssystem, Getriebe und Steuerblock.
Das neu gerenderte 3D Modell von Dimitry Sidorov wird auch zur Darstellung verwendet.
Link:
dksk
Edit: Link entfernt. Er führte mittlerweile zum einem Inhalt, den wir hier nun überhaupt nicht haben wollen. Schade ... Gruß Pirx
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Am 17. November jährt sich zum 45ten Mal die Landung von Luna 17 und damit die Anlandung von Lunochod 1 auf dem Mond.
Die Daten, die während der Lunochod-Missionen gesammelt wurden dienen auch heute noch zum Vergleich und Diskussionen mit entsprechenden Ergebnissen jüngerer oder aktueller Projekte.
Passend dazu gab es Anfang Oktober dieses Jahres, auf dem 6. Moskauer Sonnensystem Symposium (The Sixth Moscow Solar System Symposium), einen Vortrag zum Vergleich der Daten von Lunochod 1 und Yutu, der u.a. durch Dr. Alexander Bazilevsky erarbeitet und vorgetragen wurde.
Unter dem Titel „Geologic characteristics of the Lunokhod 1 and Yutu rover landing sites“ wurden mehrere Themen hinsichtlich Gemeinsamkeiten aber auch Unterschieden erläutert.
Beginnend mit der Darstellung der jeweiligen Landestellen im Mare Imbrium über Lunochod Fahrtroute und Kraterklassifizierung, Steine an der Oberfläche, Chang’e-3 Landestelle mit Lander und Yutu-Rover, Oberflächenmerkmalen mit Fahrspurvergleichen, dem Loong Felsen, Ergebnisdiskussionen und Ausblick bis hin zu Empfehlungen für zukünftige Missionen.
(https://images.raumfahrer.net/up050496.jpg)
Bildquelle: Youtube Video zum Vortrag
Ein Video zum Vortrag mit englischer Beschreibung:
Das Video gibt es auch mit russischer Tonspur unter dem Titel:
Геологическая характеристика СЗ части Моря Дождей в районах работы роверов Луноход-1 и Yutu
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Die entsprechenden Ergebnisse sind auch nochmal in folgendem Dokument dargestellt, wobei die Bildqualität im Video besser ist.
http://www.planetary.brown.edu/pdfs/5083.pdf (http://www.planetary.brown.edu/pdfs/5083.pdf)
Die für die o.g. Präsentation genutzten Aufnahmen wurden beim Lunochod bei Stillstand des Fahrzeugs und durch spezielle Panoramakameras mit hoher Auflösung übertragen.
Für den laufenden Fahrbetrieb des Fahrzeuges standen zur damaligen Zeit aber nur deutlich schlechtere „Livebilder“ zur Verfügung. Die Kamera- und Übertragungstechnik war da noch deutlich weniger leistungsfähig als heutzutage. Erschwerend kam hinzu, dass die Bilder bei Fahrt von einem bewegten Objekt zur Erde übertragen werden mussten, was diesen Vorgang mit geringerer Übertragungsrate weiter verlangsamte.
Bedingt durch die Signallaufzeig Mond-Erde + Erfassungs- und Reaktionszeit des Fahrers + Signallaufzeit Erde-Mond, ergab sich eine durchschnittlicher Gesamtzeitverzögerung von ca. 6 Sekunden zwischen Bild und rückwirkender Aktion auf dem Mond.. Zusammen mit der niedrigen Bildübertragungsrate war da Stress bei der Arbeit zu erwarten.
Die Front-Fahrkameras übertrugen je nach Auflösung (maximal 400 Zeilen) alle 3.2, 5.7, 10.9 oder 21.1 Sekunden ein Bild bei einer Fahrgeschwindigkeit von bis zu mehreren hundert Metern/Stunde.
Zum Vergleich der Kameratechnik: Bei der Live-Fernsehübertragung der ersten Mondladung von einem unbewegten Objekt hatte die Westinghouse Apollo Lunar Television Camera folgende Parameter
• Auflösung: 250 Zeilen (bei 10 Bildern pro Sekunde) / 500 Zeilen (bei 0,625 Bildern pro Sekunde)
Um sich die Herausforderung bildlich vorstellen zu können – mal eine entsprechende Sequenz aus dem Bodentraining Fahrzeug+Bodencrew. Die starke Sichteinschränkung, speziell bei Fahrzeugneigung im Krater wird sehr deutlich.
(https://images.raumfahrer.net/up050497.gif)
Die Bilder sind dem Dokumentarfilm ab ca. 25 min. entnommen, der hier schon mal Thema war.
https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=12187.msg275847#msg275847 (https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=12187.msg275847#msg275847)
Da kann man sich schon einen Eindruck verschaffen wie anstrengend diese Konzentrationsarbeit am Bildschirm war.
Zur Übersichtlichkeit mal ein deutlich flüssigerer Eindruck von der Fahrt aus einer erhöhten Übersichtsposition:
Ein relativ einfach gestaltete Animation, die aber sehr gut geeignet ist, die Unebenheiten und vielen Krater auf der Wegstrecke zu erkennen, die umfahren und auch durchfahren wurden. Das Fahrzeug sicher durch diese Umgebung zu manövrieren war mit den technischen Möglichkeiten der damaligen Zeit auch eine große menschliche Leistung der Bodenoperatoren.
An einigen Stellen, wie z.B. bei 3.47 min. oder 8.26 min. sind die dazu passenden Panoramaaufnahmen eingeblendet.
Wer einfach mal Musik hören möchte – die Mondscheinsonate von Beethoven hat durchaus beruhigende Wirkung (außer in „Das indische Tuch“ mit Hans Clarin, wo er härter als Kinski ist…).
Ergänzend gibt es noch eine Präsentation zur Verarbeitung von Daten der Mondoberfläche wie im vorgenannten Video gezeigt durch die Moskauer Staatlichen Universität für Geodäsie und Kartographie (MIIGAiK)
https://www.google.de/url?sa=t&rct=j&q=&esrc=s&source=web&cd=2&ved=0CCQQFjABahUKEwi00dWh0JDJAhVFNxQKHZ3XCLU&url=https%3A%2F%2Fissues.cosmos.esa.int%2Fpsawiki%2Fdownload%2Fattachments%2F3342712%2FS1_1500_Karachevtseva_PROGIS2.0_MExLab.pdf%3Fversion%3D1%26modificationDate%3D1432633783000%26api%3Dv2&usg=AFQjCNGV6yguuV6SktqTXbSIsVv2jK7Hlg&cad=rja (https://www.google.de/url?sa=t&rct=j&q=&esrc=s&source=web&cd=2&ved=0CCQQFjABahUKEwi00dWh0JDJAhVFNxQKHZ3XCLU&url=https%3A%2F%2Fissues.cosmos.esa.int%2Fpsawiki%2Fdownload%2Fattachments%2F3342712%2FS1_1500_Karachevtseva_PROGIS2.0_MExLab.pdf%3Fversion%3D1%26modificationDate%3D1432633783000%26api%3Dv2&usg=AFQjCNGV6yguuV6SktqTXbSIsVv2jK7Hlg&cad=rja)
Es gibt schon einige Zeit auch Kontakte und Zusammenarbeit mit dem DLR – Institut für Planetenforschung Berlin.
Eine allgemeine Präsentation über die ersten Projekte, Räumlichkeiten und Lage, sowie Arbeit des Laborteams für Geodäsie und Kartographie am MIIGAiK und Kooperationen ist hier zu sehen.
http://www.iki.rssi.ru/conf/2012oct4/oberst.pdf (http://www.iki.rssi.ru/conf/2012oct4/oberst.pdf)
dksk
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Für Interessenten ist der Link an die Publikation "Self-propelled automatic chassis of Lunokhod-1: History of creation in episodes" von Dr. M.I.Malenkov
http://link.springer.com/article/10.1007/s11465-016-0370-5 (http://link.springer.com/article/10.1007/s11465-016-0370-5)
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Kürzlich war ich in Sankt-Petersburg im Russland und besuchte das Museum der Raumfahrttechnik in der Peter und Paul Festung. Die Internetadresse des Museums ist http://www.spbmuseum.ru/exhibits_and_exhibitions/92/48241/. (http://www.spbmuseum.ru/exhibits_and_exhibitions/92/48241/.)
Im Museum gibt es in Moment kleine Ausstellung, die sich dem Prof. Alexander Kemurdzian, dem Leiter des Teams von Entwickler des Chassis des sowjetischen Mondrover "Lunochod-1" widmet. In der Ausstellung sind die interessante Informationen, persönliche Gegenstände, biographische Daten vorgestellt. Die Ausstellung ist von 04.10 bis 15.11.2016 zu sehen. Für Interessenten habe ich ein paar Fotos gemacht, die ich unter https://drive.google.com/open?id=0BzHqTFc-hHbzeDhyYlNSMlIyejg (https://drive.google.com/open?id=0BzHqTFc-hHbzeDhyYlNSMlIyejg) hochgeladen habe.
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Im Internet habe ich auf eine Internetseite aufgestoßen, wo Videoanimationen von Dmitry Sidorov um das Thema Lunochod-1 vorgestellt sind. Für Interessenten ist der Link unter https://www.behance.net/gallery/10431893/Lunokhod-1 (https://www.behance.net/gallery/10431893/Lunokhod-1)
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Auf UMSF habe ich auf eine Visualisierung von Lunochod-1 aufgestoßen. Das findet man unter http://www.unmannedspaceflight.com/index.php?showtopic=8185 (http://www.unmannedspaceflight.com/index.php?showtopic=8185)
Das Bild hat viele Fehler. Besonderes auffällig sind diese Fehler bei Fahrgestell: Aufhängung, Räder usw.
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Für Interessenten möchte ich einen Film von Discovery Channel über Lunochod-1,2 verlinken.
Der Film ist auf Russisch. Man kann die Untertitel auf verschiedenen Sprachen einschalten. Es ist nicht perfekt aber man kann hoffen dass die Roboterübersetzung im Grunde verständlich ist.
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Für Interessenten:
Auf Grund der Analyse der Route Lunochod-2 durch Aufnahmen des LRO wurde ermittelt, dass die Fahrtstrecke, die von Lunochod-2 zurückgelegt wurde, 39,1 km beträgt.
https://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S0019103516301981 (https://www.sciencedirect.com/science/article/pii/S0019103516301981)
Zitat:"Lunar Reconnaissance Orbiter Camera (LROC) system consists of a Wide Angle Camera (WAC) and Narrow Angle Camera (NAC). NAC images (∼0.5-1.7 m/pixel) reveal details of the Luna-21 landing site and Lunokhod-2 traverse area. We derived a Digital Elevation Model (DEM) and an orthomosaic for the study region using photogrammetric stereo processing techniques with NAC images. The DEM and mosaic allowed us to analyze the topography and morphology of the landing site area and to map the Lunokhod-2 rover route. The total range of topographic elevation along the traverse was found to be less than 144 m; and the rover encountered slopes of up to 20 degrees. With the orthomosaic tied to the lunar reference frame, derived coordinates of the Lunokhod-2 landing module, its final position and overnight stop points. We identified the exact rover route by following its tracks and determined its total length as 39.16 km, more than was estimated during the mission (37 km), which until recently was a distance record for planetary robotic rovers held for more than 40 years."
In Wikipedia steht aber 42,1-42,2 km. Komischerweise habe ich keine Begründung für diese Daten gefunden. Interessant, wer ist für die Daten im Wiki verantwortlich? Man müsste diesen Wiederspruch korrigieren.
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In Wikipedia steht aber 42,1-42,2 km. Komischerweise habe ich keine Begründung für diese Daten gefunden. Interessant, wer ist für die Daten im Wiki verantwortlich? Man müsste diesen Wiederspruch korrigieren.
Korrigier es selbst! Mit oder ohne Anmelden mit Verweis auf dieses Forum oder deinem Link. Innerhalb weniger Stunden wird deine Aenderung 'gesichtet' (gegengeprueft ob diese Aenderung nicht irgendein kindisches Geposte ist) und deine Aenderung ist online. Glueckwunsch, damit hast du dann beigetragen, die Wikipedia ein bisschen genauer zu machen.
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Ich habe nicht gemerkt, dass es in der Wikipedia die Ergänzung gibt: Subsequent discussions with their American counterparts ended with an agreed-upon final distance of 39 km (24 mi)" Also ist es korrekt.
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Für Interessenten: Gerade geht online Lektion "Lunochod-1 ..."von Prof.Malenkov in der Redaktion der Zeitung "Sankt-Peterburger Vedomosti". https://vk.com/video-56949756_456239199 (https://vk.com/video-56949756_456239199)
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Schöne zusammenfassende Darstellung der nicht nur sowjetischen Aktivitäten im Mondprogramm - auch im weiten Umfeld zum Lunochod.
dksk
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Zum 50jährigen Jubiläum der Luna-17 Mission mit Landung und nachfolgendem Betrieb von Lunochod-1 auf dem Mond will ich mal ein paar gesamtheitliche Gedanken mit Blick auf das Projekt von mir geben. Im Rückblick war die Landung und Betrieb eines ferngesteuerten unbemannten Forschungsfahrzeuges auf dem Mond ein großer Erfolgt und es wird auch immer wieder als Referenz für nachfolgende Mond- und Marserkundungsmissionen mit ähnlichen Fahrzeugkonzepten herangezogen.
An der Komplexität solche Missionen hat sich bis heute Nichts geändert. Man muss erst mal hinkommen, darf sich dann nicht festfahren, Elektronik und Mechanik dürfen nicht schlapp machen und Staub ist sowieso schlecht. Zu jedem dieser Punkte gab es ja auch in der Neuzeit schon Probleme.
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Wie war die Lage vor 50 Jahren bzw. noch ein paar Jahre weiter vorher als das Projekt erdacht, beschlossen und umgesetzt wurde?
Innerhalb der 3 Monderforschungsprojektgruppen L1/L2/L3 stellen die Lunochodmissionen insgesamt nur einen kleinen Teilaspekt dar. Dieser Teilaspekt wurde im Rahmen der L2 Projekte zur unbemannten Erforschung des Mondes mit Sonden einer „neuen Generation“ – E-8 umgesetzt. Diese E-8 Sondenfamilie war die Nachfolgeentwicklung der E-6 Sonden, mit denen viele Grundlagen (weiche Landung auf dem Mond mit Oberflächenbewertung, Mondsatelliten, Testsonden für Technologieüberprüfung in Mondumgebung) gelegt wurden.
Wobei man aber auch sehen muss, dass das vorangegangene Grundlagenprogramm mit den E-6 Sonden auch sehr viele Rückschläge hinnehmen musste, aus denen aber offensichtlich viele richtige Lehren gezogen wurden, sodass die E-8 Sonden eine ordentliche Erfolgsstatistik aufweisen konnten.
Im Rahmen der E-8 Sonden waren Mondprobenrückführung, Mondorbiter und Fahrzeuge zur Oberflächenerforschung vorgesehen. Zu diesen 3 Schwerpunkten gab es jeweils mindestens 2 erfolgreiche Missionen zu verzeichnen, was auch insgesamt für das E-8 Programm spricht.
Auf dieser Basis wurde seinerzeit auch eine entsprechende Kommunikationsstrategie an den Tag gelegt um von den erfolglosen Anstrengungen zur bemannten Mondlandung abzulenken oder diese quasi wegzukommentieren. So etwas würde heutzutage mit dem Schlagwort „Euphemismus“ charakterisiert werden…
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Interessant ist auch der Umstand, dass Lunochod quasi eines der wenigen Dinge innerhalb der L1/L2/L3 Projekte war, die final umgesetzt wurden. Dabei haben die beiden durchgeführten Missionen noch gar nicht das projektierte Potential ausgeschöpft. Bedenkt man die geplanten Aufgaben im Rahmen des bemannten Mondlandeprogamms und die Evolution hin zur 3. unbemannten Mission, so kann man erkennen – da wäre noch einiges drin gewesen.
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Die Doppelfunktion im Rahmen unbemannter als auch bemannter Mondmissionen ist aus meiner Sicht eine der wesentlichen Grundlagen, dass ausreichend Ressourcen und Mittel für die Vorbereitung und Umsetzung der Missionen zur Verfügung standen und insbesondere auch der zeitliche Rahmen nicht zu viel Verspätung hatte.
Das zeigt sich auch daran, dass Anfang 1969 bereits der erste Starversuch einer Lunochod Mission stattfand. Zu diesem Zeitpunkt waren die Informationen über die Mondoberfläche in einem potentiellen bemannten Landegebiet noch sehr vage. Zwar gab es mit Luna-9 und Luna-13 schon ein paar Ergebnisse zur Oberflächenstruktur, Festigkeit etc. aber eben noch nicht viel – vor allem in einem größeren räumlichen Gebiet sah es sehr mager aus.
Die Einbindung in ein bemanntes Programm macht das Lunochod für mich auch zusätzlich interessant- obgleich hier kaum belastbare Informationen vorliegen und nach wie vor die Gefahr von Fehlinterpretationen und spekulativen Aussagen besteht.
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Bedenkt man, dass im Hinblick auf die Landegenauigkeit der automatischen unbemannten LK-Lander und der sehr begrenzten Manövrierreserven der bekannten LK-Lander sehr gute Kenntnisse zur Gestalt des Ankunftsortes bzw. sogar ein Landeleitsystem quasi überlebenswichtig waren, so war der frühzeitige Einsatz von Fahrzeugen zur weiträumigen Analyse einer Landezone unabdingbar.
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Dabei war der Einsatz des Lunochod selbst bei seiner Projektierung mit vielen Unwägbarkeiten verbunden. Das Thema Fahrwerk ist ja bis heute bei allen Missionen sehr diskutabel – damals musste dazu viel ins Blaue entschieden werden. Somit erklärt sich auch die etwas rustikal anmutende Lösung mit den 8 Rädern und der „Raupenlenkung“. Starker Traktionsüberschuss in allen Situationen – beim Lenken wird halt was zur Seite geschoben. Weiterhin ist auch die Ausstattung mit einem Penetrometer und die vielen durchgeführten Test nur folgerichtig um entsprechend viele Ergebnisse zu erzielen, die auch einer bemannten Landung zu Gute gekommen wären. Die Dokumentation von Seitensichtpanoramas war ebenfalls für Landegebietsvermessung und Kartographie eine wichtige Grundlage. Wenn man vom Orbiter wenig genaue optische Auflösung bekommt – warum nicht vor Ort direkt was machen. Anflugprofil über Berge galt es zu vermeiden … Luna-15…
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Ein weiterer Aspekt zur Unterstützung der bemannten Landemissionen ist sicher auch ein psychologischer Anker. Der Landekosmonaut weiß, da unten erwartet mich ein System, welches den Abstieg schon erfolgreich geschafft hat, mich bei der Landung technisch unterstützt, nach dem ich im Endanflug Ausschau halten kann und das vor Ort mit Versorgung und Transport mein Leben retten kann. Somit war auch eine rustikale Auslegung der Lunochod-Systeme nur logisch.
Das kam natürlich auch der Gesamtmissionsdauer auch bei „nur“ unbekannten Missionen zu Gute.
Die komplizierten Umweltbedingungen auf dem Mond mit den extremen Temperaturschwankungen Mondtag/Nacht, stellten hierbei die größte Herausforderung dar, die in Bezug auf die Mondnachtkälte bis heute nur mit Einsatz von nuklearen Heizelementen gelöst wird.
Es gibt natürlich Dinge, die heute eleganter und mit modernen technische Mitteln einfacher gelöst werden können (50 Jahre sind ja auch lange genug). Beispielsweise gab es einen Antennenoperator, der ständig die Hauptsendeantenne auf die Erde – insbesondere im Fahrbetrieb ausrichten musste. Die Lösung funktionierte und war gut. Das dabei übertragbare Bild war weit von dem entfernt, was heute quasi Standard ist. Abfolge von Standbildern mit einer Auflösung, die an der Konturerkenngrenze lag – musste man mit umfangreichem Training als Vorbereitung üben, üben und nochmals üben. Die Stressbelastung für das Operatorenteam war außerordenlich hoch und die Auswahlkriterien des selbigen ebenso.
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Einmalig aber auch die Eindrücke und Erlebnisse beim unmittelbaren Betrieb der Missionen. Die erzielten Ergebnisse sind bis heute als Referenzinformationen von Nutzen und rechtfertigen die eingesetzten Mittel.
Damals ist Viel gegangen und der Wille zum Erfolgt war auf jeden Fall da. Niemand hätte sich vorstellen können, dass diese Erfolgsgeschichte nach 2 Missionen für über 50 Jahren zum Erliegen kommt. Die Aussichten für ein neues Lunochod sind da – nur zeitlich kann sich da Niemand wirklich festlegen.
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Es gibt von Roscosmos noch ein paar Bilder, die in guter Qualität noch nicht verfügbar waren.
Bildquelle: https://www.roscosmos.ru/29547/ (https://www.roscosmos.ru/29547/)
(https://www.roscosmos.ru/media/gallery/big/29547/2468120614.jpg)
Lunochod-1 - die Grafiker haben da in den 60ern wirklich eine sehr schöne Arbeit geleistet.
(https://www.roscosmos.ru/media/gallery/big/29547/2771576967.jpg)
Luna-17 auf dem Block-D mit Nutzlastverkleidung in Flugstellung.
(https://www.roscosmos.ru/media/gallery/big/29547/5308686606.jpg)
Der Arbeitsbereich der 3 Kamerasysteme – Front-Fahrkamera, Seitenphotometer Horizontalsicht und Seitenphotometer Vertikalsicht.
Siehe zu Detailinfos hier:
https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=12187.msg331973#msg331973 (https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=12187.msg331973#msg331973)
Mal sehen ob nächste Woche zum Landejubiläum noch weitere Dokumente von Roskosmos kommen – hat ja bei Luna-16 auch noch was gegeben.
dksk
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(https://www.roscosmos.ru/media/gallery/big/29547/2771576967.jpg)
Bild: roscosmos
In dem Bild sticht der leicht "schräge" Torustank im Block-D ins Auge. Was war Grund für diese Konfiguration?
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Stichwort ist: Garantierte Treibstoffsammlung.
Nach dem Abtrennen von der Proton oder während Freiflugphasen herrscht Schwerelosigkeit in den Tanks, der Treibstoff verteilt sich ziemlich zufällig in den Tanks. Kurze Vorbeschleunigung mit Steuertriebwerken (gut zu sehen in der Zeichnung) sorgt dafür, daß der Treibstoff sich an der 'tiefsten' Stelle sammelt. So ist garantiert, daß die Treibstoffpumpe des Hauptriebwerks bei Zündung Treibstoff ansaugt und keine 'Luft'.
Als Block-D entwickelt wurde (in den 60ern) gab es Propellant Management Devices (PMDs) wie Bladder Tanks oder Surface Tension Devices noch nicht und das Verhalten von Flüssigkeiten in Schwerelosigkeit war auch noch nicht gut erforscht.
Nebenbei: die Verwendung von Torustanks war UdSSR spezifisch, hat sonst niemand gemacht. Der Block-D war schon ein sehr guter ingenieurtechnischer Entwurf damals.
Gruß
roger50
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Ah, danke für die Erläuterung. So ein "Trick" ist natürlich nur notwendig, wenn es keine ausgezeichnete "tiefeste, erreichbare Stelle" gibt, quasi durch den Torus selbst notwendig geworden.
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Ja. Wenn ein Triebwerk bei Zündung 'Luft' ansaugt -> Kabumm. Man kannte damals das Verhalten von Flüssigkeiten in Schwerelosigkeit noch nicht. Verschiedene Flüssigkeiten - verschiedenes Verhalten. Heute kein Problem mehr: PMDs oder Vorbeschleunigung.
Der Vorläufer von Block-D war Block-E (R-7, frühe Luna, Wostok), besaß sogar Torustanks für Treibstoff und Oxidator, beide waren genau horizontal angeordnet. Funktionierte nur, weil Block-E nur 1x beim Aufstieg gezündet wurde, und das unter Beschleunigung (heiße Zündung).
Gruß
roger50
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Es gibt weitere Dokumente anlässlich des Lunochod-Jubiläums.
Dekrete/Beschlüsse, Sitzungsprotokolle, Lastenhefte, Zeitpläne, Trainingsunterlagen und eine schöne Projektabschlussmappe.
Auf einer Hauptseite von Roskosmos zusammengefasst:
https://www.roscosmos.ru/29563/ (https://www.roscosmos.ru/29563/)
Interessant ist ein Protokoll vom 08.03.1969, bei dem die Situation und Konsequenzen bei erfolgreicher bemannter Mondlandung durch das US Projekt diskutiert werden.
Die Hauptdiskussion führt der Minister für allgemeinen Machinenbau - Afanasyev und Babakin – Chef der E-8 Mondprojekte.
Habe die Diskussionseinleitung mal maschinell übersetzten lassen.
https://www.roscosmos.ru/media/files/history/luna17lunohod/1969-05-08_mom-protokol-stenograf.pdf (https://www.roscosmos.ru/media/files/history/luna17lunohod/1969-05-08_mom-protokol-stenograf.pdf)
Ein Dokument mit einer Diskussion verschiedener Optionen für den nächsten (zu diesem Zeitpunkt) Start auf dem Mond im Rahmen der Projekte L-1, E-8 und E8-5 zur Wahrung der sowjetischen Priorität im Weltraum. Der folgende Dialog ist interessant, der direkt besagt, dass das E-8-Programm Teil eines politischen Wettlaufs mit den Vereinigten Staaten um den Vorrang bei der Monderkundung war:
Genosse Afanasyev: Wenn sich die Amerikaner am 17. Juni hinsetzen und uns den Boden schicken, wenn sie ihn nehmen, werden sie ihn uns schicken, was sind dann Ihre Vorschläge? Was passiert mit dem Programm [E-8-5], wenn es im Juni nicht erfolgreich startet?
Genosse Babakin: Dieses Problem wird oben entschieden. Ich glaube, dieser Start sollte durchgeführt werden.
Genosse Afanasyev: Wir werden Ihnen den Boden schicken.
Genosse Babakin: Die Presse sagte, dass die Sowjetunion dem Weg der automatischen Geräte folgt. Es wird nichts Besonderes geben, wenn wir später automatisch liefern.
Genosse Afanasyev: Wir müssen das sehen, weil sich das Programm möglicherweise ändert. Wir müssen einige Vorschläge machen. Vielleicht sollte dann E-8 umgedreht werden? Verliert seine Bedeutung. Uns wurde bereits gesagt, dass technisch - unpraktisch, politisch - verloren. L-1 hatte eine solche Kombination. Wir müssen darüber nachdenken, wie wir aus dieser Situation herauskommen können.
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Weiterhin ist eine große Foto- und Zeichnungssammlung abgelegt. Wieder einige bekannte Bilder – aber in bester Qualität.
https://www.roscosmos.ru/29563/#foto3 (https://www.roscosmos.ru/29563/#foto3)
(https://www.roscosmos.ru/media/gallery/big/29563/4924584327.jpg)
Bildquelle: Roskosmos
Da kann man gut die Federwaage an der Aufhängung bei Mondschweresimulationsfahrt sehen.
(https://www.roscosmos.ru/media/gallery/big/29563/5161461751.jpg)
Bildquelle: Roskosmos
Lunochod in Flugstellung bei Finalmontagetest – Vorbereitung zur Integrationsübung auf der Rakete.
(https://www.roscosmos.ru/media/gallery/big/29563/6003357994.jpg)
Bildquelle: Roscosmos
Integrationsübung auf der Rakete und Montageübung der Nutzlastverkleidung. Da der überwiegende Teil der Thermoisolation am Gesamtsystem Luna-17 fehlt, gehe ich davon aus, dass hier nur geübt wurde.
https://www.roscosmos.ru/29563/#foto2 (https://www.roscosmos.ru/29563/#foto2)
Filme werden auch gesammelt dargestellt.
https://www.roscosmos.ru/29563/#video (https://www.roscosmos.ru/29563/#video)
Dabei handelt es sich aber um Einzelabschnitte aus dem Gesamtfilm „Kosmisches Objekt E-8“, der am Anfang des Threads auch eingebunden ist.
dksk
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In der Fotogalerie auf der Internetseite Roskosmos im Zusammenhang mit Jubiläum Lunokhod-1 würde ich gerne noch Fotos Sergei Pawlowitsch Koroljow und Alexander Leonowitsch Kemurdschian sehen.
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Die Veröffentlichungen sind schon lange aus der Giftkammer geholt, man sieht das an den Stempelungen. Aber jetzt erst nach Jahren öffentlich. Aber viele Details bleiben im Dunkel, ich hatte mehr erhofft. OK, die Bilder sind teilweise neu. Die PDFs werte ich gerade aus. Naja...
Die Fotos der Sonden können auch vom esten Exemplar sein.
Interessant die Nutzlastverkleidung neben der E-8. Eine für die 8K78M!
Von den E8-5 Sonden sind demnach 10 gebaut worden, bis №510. Letztere wurde also später zur E8-5M.
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In Zusammenhang mit der 50-er Jubiläumsfeier Lunokhod-1 würde ich noch einen Mann erinnern, der erstmals Trajektorien für Raumfahrtflüge von der Erde zum Mond berechnet. Er heißt Wsewolod Alexandrowitsch Jegorow. Seine Pionier Arbeiten in dem Bereich der Flugbahnendynamik zum Mond wurden weltweit akzeptiert. Im Wiki gibt es über Prof. Jegorow nur bescheidene Information.
https://de.wikipedia.org/wiki/Wsewolod_Alexandrowitsch_Jegorow (https://de.wikipedia.org/wiki/Wsewolod_Alexandrowitsch_Jegorow)
Noch Information in Russisch
https://www.keldysh.ru/memory/egorov/beletsky.pdf (https://www.keldysh.ru/memory/egorov/beletsky.pdf)
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Zu dem Thema gibt es einige Dokumente vom Keldysh Institut. Viel Mathematik und russischer Text. Ich denke beim folgenden Dokument sprechen die Darstellungen thematisch für sich.
Der Herr Jegorow hat ein ganz schön neckisches Lächeln – auf Seite 3.
https://www.keldysh.ru/papers/2008/source/article/Tomsk_08.pdf (https://www.keldysh.ru/papers/2008/source/article/Tomsk_08.pdf)
dksk
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Interessant finde ich auch auf dem letzten Video die Aufnahmen vom Fehlstart der Proton am 19.02.1969.
Damals sollte E8 No. 201 gestartet werden, der Vorläufer von Lunochod 1.
https://www.roscosmos.ru/29563/ (https://www.roscosmos.ru/29563/)
Hier Details zu dem Fehlstart:
https://www.raumfahrtkalender.de/raumfahrtchronik/1969/februar/1969-f04 (https://www.raumfahrtkalender.de/raumfahrtchronik/1969/februar/1969-f04)
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Es gibt weitere Dokumente anlässlich des Lunochod-Jubiläums.
(https://www.roscosmos.ru/media/gallery/big/29563/5161461751.jpg)
Bildquelle: Roskosmos
Lunochod in Flugstellung bei Finalmontagetest – Vorbereitung zur Integrationsübung auf der Rakete.
dksk
Besagtes Foto zeigt sicher nicht die Sonde Luna-17 mit Lunochod, sondern den Vorgänger. Start im Februar 1969, leider gescheitert.
Wir sehen hier (Frühherbst 1968) die Sonde E-8 №201, daneben liegt , auch noch nicht gestartet, die Oberstufeneinheit des 8. Molnija-1+. Auch er wird seine Aufgabe im Orbit nicht erfüllen, nur stranden und dann Kosmos-260 und nicht Molnija-1 benannt. Raketen-Oberstufenblock Я71687.
Nachtrag/Berichtigung:
Eine Korrespondenz mit Hobbyfreund "Progress100" ergibt folgende Richtigstellung:
Der besagte Kosmos-260 war vom speziellen Typ Molnija-1Ju (russ. Молния-1Ю) erfüllte spezielle Aufgaben für das Mondprogramm. Wie sein Vorgänger Kosmos-174. Daher diese Tarnnamen und nicht Monija-1. Also erfolgreiche Mission.
Danke, Progress100!
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Auf dem Foto oben ist die Oberfläche der Abdeckhaube des Gehäuses Lunokhod-1 mit Stoff verkleidet. Ich habe immer gedacht dass diese nur weiß lackiert wurde.
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Das ist noch ein Foto aus dem Herstellerwerk in Moskau. Die Flugkonfiguration ist das noch nicht. Da sind noch 4...5 Monate hin.
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Im Filmabschnitt über das Thermoregulierungssystem kann man die Rundumisolationsmatten gut erkennen.
Erst von unten beim Heben des Fahrzeugs, danach seitlich - bis auf die Räder, Antennen, Heizeinheit, Penetro- und Odometer sowie die Kameraobjektive ist quasi Alles isoliert. Bei 2.56 min. schöne Gesamtansicht und beim Absenken sieht man die Solarzellenerweitungsflächen auch gut abgedeckt.
Video startet etwas verzögert, da ich eine Zeitmarke gesetzt habe.
=169
dksk
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Eventuell könntest Du Tafeln ergänzen zu Ruhmestafeln.
Ansonsten - es können garnicht genug Verse in der Welt sein :)
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Ein schönes Video von Dmitry Sidorov aus Sankt-Peterburg, das er Veteranen, Beteiligten an der Entwicklung Lunokhod-1 zum 50-er Jubiläum vom Anfang der Arbeit Lunokhod-1 auf dem Mond als Geschenk gemacht.
https://m.youtube.com/watch?feature=youtu.be&v=m3csVINnGz8 (https://m.youtube.com/watch?feature=youtu.be&v=m3csVINnGz8)
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Auf der ROSKOSMOS-Seite „Рассекреченные материалы“ (freigegebene Materialien) zum 50. Jahrestag der „Luna 16“-Mission (siehe: www.roscosmos.ru/29219/ (http://www.roscosmos.ru/29219/) gibt es ein interessantes Dokument zur geplanten Fortsetzung des unbemannten Monderkundungsprogramms. Der „Vorschlag für die Verwendung von Objekten des Typs E8 zur Erforschung des Mondes und des mondnahen Raums in den Jahren 1977-1980“ vom 14.11.1975. Die Januar-Ausgabe der „Russ. Kosmos“ (Nr. 23) (siehe: www.roscosmos.ru/29885/ (http://www.roscosmos.ru/29885/)) enthält auch einen Beitrag dazu.
Danach hat Sergej Sergejewitsch Krjukow, der Hauptkonstrukteur der NPO (bis 1974 OKB) Lawotschkin o.g. Programm vorgeschlagen. Damit sollten – nach Luna 24 - weitere wissenschaftliche und technische Erkenntnisse, nun von der Mondrückseite, gesammelt werden. Dies hätte auch raumfahrtechnische Erst-/Prestigeleistungen verbunden. Die Nutzung des erprobten und inzwischen zuverlässigen Sondentyps E8 versprach überschaubare Kosten.
In der zweiten Hälfte des Jahres 1977 sollten modernisierten E8-5M-Sonden landen und Proben zur Erde zurückbringen. Für die erforderliche Kommunikation wären Mondorbiter vom Typ ISL (auf Basis des Typs E8-LS) zuständig gewesen. Weitere Aufgaben dieser Sonden sollten die Fotoerkundung und Gravitationsuntersuchungen sein.
In der nächste Etappe sollte "Lunochod 3" (E8 Nr. 205, auch als Typ E8-EL bezeichnet) auf der Mondrückseite landen. Anspruchsvoll wäre auch hier die Steuerung „Über-den-Horizont“ gewesen.
1979 sollte eine orbitale Mondstation vom Typ E8-LSK eine vollständige Kartierung des Nachtsterns mit der Übertragung hochauflösender Fotografien einzelner Regionen zur Erde durchführen. Die E8-LSK hätte eine große Wiedereintrittseinheit gehabt!
Für dieser Zielstellung wären - unter Berücksichtigung der erforderlichen Dopplung (Reserveeinheiten) - acht modifizierte Sonden des Typs E8 notwendig.
- 2 ISL-Relaissonden, inkl. Nutzung der vorhandenen Mondorbitalsonde E8-LS Nr. 221
- 2 E8-5M-Sonden, inkl. Nutzung von Reservebaugruppen der E8-5M Nr. 413 (Luna-24)
- 2 E8-Sonden mit Lunochod; inkl. Nutzung des vorhandenen E8 Nr. 205
- 2 E8-LSK-Sonden
Für die Erprobung auf der Erde wurden je Sondentyp 5 Testeinheiten benötigt; und für die Mondflüge dann 8 Proton K-Trägerraketen und die gleiche Anzahl von DM-Oberstufen.
Das Programm wurde als in hohem Maße realisierbar eingeschätzt. Das sowjetische Mondprogramm hatte aber aufgrund des verlorenen Wettlaufs zum Mond seine „Motivation“ verloren. Darüber hinaus konzentrierten sich die Spezialisten der NPO Lawotschkin auf ein prestigeträchtigeres und komplexeres Ziel - die Gewinnung von Bodenproben von der Marsoberfläche.
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Für Interessenten ein Artikel "Estimation of the
Strength of the Lunar Soil by the Depth of the Lunar Rover Wheel Tracks".
https://rdcu.be/cv7lf (https://rdcu.be/cv7lf)
In dem Artikel wird die Tragfähigkeit der Bodenoberfläche des Mondes auf Grund der Vermessung der Tiefe der Radspuren der sowjetischen Mondrover Lunokhod-1,2 und Daten der Vermessung der Radspuren der chinesischen Mondrover Yutu und Yutu-2 ermittelt und analysiert. Diese Forschungsanalyse zeigt, dass zwischen Orten der Arbeit der Mondrover (inkl. Mondrückseite) keine beachtliche Unterschiede der Bodenfestigkeit der oberen Schicht (bis 100 mm) festgestellt wurde.
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Sehr schone Aufnahmen aus dem Lavochkin Museum mit der seinerzeit geplanten Luna-25 Hardware – Lander und Fahrzeug – Lunochod 3.
Wovon bisher einzelne Bilder verfügbar waren, ist hier in einem kurzen Film von mehreren Seiten aus zusammengestellt.
Die Hardware ist in „quasi Landekonfiguration“ zu sehen. Die Zusatztanks mit Antennen etc. sind seitlich noch angebracht und nur 1 Fahrrampenseite ist ausgeklappt.
Viele Details erkennbar – auch aufgrund der sehr guten Bildqualität.
dksk
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Die Speichenräder des Rovers erinnern mich gerade an die Räder von Kinderwagen
aus den 60er Jahren. War stabil und wiegt nicht viel.
Warum auch immer etwas neu erfinden, wenn es doch seine Aufgaben erfüllt. ;)