Колонизация Титана

[alex_semenov]

Получается, что минимальная удельная мощность (в расчёте на сухую), необходимая для того чтобы за два года можно было перейти с круговой околосолнечной орбиты радиусом 1 а.е. на круговую околосолнечную с радиусом равным радиусу большой полуоси Сатурна равна приблизительно 75 Вт/кг.

Гм... интересно девки пляшут...
Спасибо Алекс!
Но два года - это достаточно долго (туда два, назад два...). У меня грубо близкая величина получается даже для космолета Маска (с пролетом у Юпитера).
Интересно было бы узнать какая минимальная удельная мощность нужна электролету чтобы добраться до Сатурна за 1 год? Не важно насколько достижима или нет такая удельная мощность. Просто какая будет нужна для 1 года?
И еще. Хотя это не вопрос о Титане, но раз уже есть решение такой задачи. А какая минимальная удельная мощность нужна электролету для того чтобы добраться с Земли до Марса за 100 дней? Этот вопрос меня интересует в связи с уверениями Дмитрия Конанихина о том что самый быстрый путь на Марс - через ядерный буксир. Если для Марса получится нереальная цифра (скажем, 2000 Вт/кг*), то тогда чуть иная постановка: за сколько доберется электролет с Земли до Марса с удельной мощностью 75 Вт/кг (в расчете на сухую массу, разумеется)?

*Странно...

(кликните для показа/скрытия)

Сейчас поднял книжку Гильзина с  "рекордным шариком" в 4000 вт/кг... Не важны детали. Важно что это самое высокое значение энерговооруженности электролета, найденное мною в литературе. Мы обсуждали его здесь -  Годится ли ионный двигатель для звездолетов?



Я был уверен что у Гильзина сказано конкретно про время, за которое он доберется с Земли до Марса... (мне "запомнилась" даже цифра что-то в 90 дней) но там сказано только, что время у него было самое рекордное из всех предложенных тогда проектов. Конкретная величина не указана!

[Андрей Астрофизический]

С возвращением!

с  "рекордным шариком" в 4000 вт/кг

(мне "запомнилась" даже цифра что-то в 90 дней) но там сказано только, что время у него было самое рекордное из всех предложенных тогда проектов. Конкретная величина не указана!

Я так то не имею понятия, сколько там выйдет. Но чисто интуитивно на уровне кухонно-бытовых представлений, помноженный на опыт прогона всяких кораблей с ионниками в своей модели методом тыка. Думаю, что для такого энерговооруженного корабля, 90 дней это безобразно много. Он успеет гораздо быстрее.

[Mercury127]

https://nplus1.ru/news/2020/06/09/titan-migration

Скорость удаления Титана от Сатурна оказалась в 100 раз выше ожидаемой.

[SpaceEngineer]

Вид зависимости времени перехода от удельного импульса показана на первом рисунке (см. приложенные файлы). Оптимум - около 60 км/с (при этом переход будет осуществляться за 1.97 лет). Нужно отметить, что между УИ = 30 км/с и УИ равном 140 км/с зависимость времени перелёта от УИ - достаточно слабая. При УИ = 30 км/с перелёт занял бы 2.32 года, при 140 км/с - 2,35 лет (только где-то на 15% медленнее, чем при оптимальном).

А если УИ менять по ходу полёта? Меньше скорость - меньше УИ, но больше тяга. VASIMR может дать от 30 до 300 км/с.

И еще. Хотя это не вопрос о Титане, но раз уже есть решение такой задачи. А какая минимальная удельная мощность нужна электролету для того чтобы добраться с Земли до Марса за 100 дней?

200 МВт VASIMR - за 39 дней. Там как раз используют возможность изменять УИ.
http://www.adastrarocket.com/Andrew-SPESIF-2011.pdf

[AlexAV]

А какая минимальная удельная мощность нужна электролету для того чтобы добраться с Земли до Марса за 100 дней?

110 Вт/кг (при УИ 25 км/с). При этом время достижения Марса будет 100 сут. Однако, тут нужно отметить, что относительно небольшим увеличением времени перелёта требование к мощности можно резко сократить. Скажем при мощности 65 Вт/кг (и УИ 21 км/с) время будет 118 суток. Т.е. требование по мощности сократилось в 1.7 раз, в время перелёта выросло всего в 1.18 раз (т.е. на 18 суток). При мощности 35 Вт/кг (и УИ 18 км/с) - 142 сут. При мощности 18 Вт/кг (и УИ 15 км/с) - 174 сут.

Представляется, что разумный компромисс тут между временем, мощностью и расходом рабочего тела - это что-то около 50 Вт/кг, УИ - 40 км/с (это существенно выше оптимума, но такой выбор позволяет существенно сократить расход рабочего тела). Тогда время перелёта получится 143 сут, отношение необходимой массы рабочего тела к сухой массе конструкции - 0.77. Это больше 100 суток, но какой-то принципиальной разницы между 100 сут и  143 сут не видно, а технических проблем при таком выборе будет существенно меньше.

[AlexAV]

Интересно было бы узнать какая минимальная удельная мощность нужна электролету чтобы добраться до Сатурна за 1 год?

570 Вт/кг (при УИ 120 км/с). Не то что совсем недостижимая цифра... за неё побороться в принципе можно. Однако если космическую ядерную энергетическую установку с удельной мощностью 7-8 кг/кВт (120 - 140 Вт/кг), что соответственно даст около 60 - 70 Вт/кг энерговооруженности космического корабля (условно половина сухой массы - энергетическая установка с двигателями, половина - всё остальное) - можно начинать строить чуть ли не завтра (тут я конечно несколько утрирую, естественно, и тут требуется довольно большая НИОКР, но такие параметры практически точно достижимы и при наличие потребности и достаточного финансирование такое лет за 10 - 15 можно довести до вполне реального изделия, приблизительно такие параметры, кстати, заложены в ТЭМ), то энерговооруженность корабля на уровне 570 Вт/кг (что потребует удельную мощность собственно энергетической установки на уровне ~1000 Вт/кг) - требует куда больших усилий и успех тут уже не выглядит столь гарантированным.

Если сделать космическую реакторную установку с удельной мощностью ~1000 Вт/кг - удалось бы (что позволяет создать космический корабль с удельной энерговооружённостью на уровне 500 - 600 Вт/кг) , то такое устройство сделало бы доступным по сути всё основную часть солнечной системы. С таким устройством можно достичь легко и без всяких ухищрений (вроде ISRU, сложных гравитационным манёвров и т.д.) любых тел с орбитами лежащими внутри орбиты Нептуна включительно. При энерговооружённости в 600 Вт/кг даже до Нептуна можно добраться всего за 2.3 года. По сути его можно было бы назвать философским камнем межпланетной космонавтики.

[николай теллалов]

Однако, тут нужно отметить, что относительно небольшим увеличением времени перелёта требование к мощности можно резко сократить. Скажем при мощности 65 Вт/кг (и УИ 21 км/с) время будет 118 суток. Т.е. требование по мощности сократилось в 1.7 раз, в время перелёта выросло всего в 1.18 раз (т.е. на 18 суток)

+

570 Вт/кг (при УИ 120 км/с). Не то что совсем недостижимая цифра... за неё побороться в принципе можно. Однако если космическую ядерную энергетическую установку с удельной мощностью 7-8 кг/кВт (120 - 140 Вт/кг), что соответственно даст около 60 - 70 Вт/кг энерговооруженности космического корабля (условно половина сухой массы - энергетическая установка с двигателями, половина - всё остальное) - можно начинать строить чуть ли не завтра
... ... ... При энерговооружённости в 600 Вт/кг даже до Нептуна можно добраться всего за 2.3 года. По сути его можно было бы назвать философским камнем межпланетной космонавтики.

+

[AndrejM]

Судя по всему все сводится к вопросу: какой самый мощный реактор можно поднять и поставить на аппарат?
Где-то рядом это уже обсуждали.

[николай теллалов]

какой самый мощный реактор можно поднять и поставить на аппарат?

если корабль получаем как тандем стыкующихся модулей на орбите, то смотрим на макс грузоподъемность наличных или обещающих скоро появиться тяжелых РН

[Mercury127]

Судя по всему все сводится к вопросу: какой самый мощный реактор можно поднять и поставить на аппарат?
Где-то рядом это уже обсуждали.

Нет, все упирается в радиаторы.

[николай теллалов]

все упирается в радиаторы

и им ничто не мешает быть модульными

[Mercury127]

Какими бы они ни были модульными, их размер, а следовательно, и масса, не могут быть меньше некоторой величины, определяемой КПД тепловой машины, с реактором в качестве нагревателя и околосолнечным пространством в качестве холодильника.

[николай теллалов]

их размер, а следовательно, и масса, не могут быть меньше некоторой величины, определяемой КПД тепловой машины

не понял суть возражения

из малых модулей нельзя собрать большой радиатор?

[Mercury127]

Его надо же не только собрать, но и улететь вместе с ним. Чем больше мощность реактора - тем больше нужен радиатор, тем он тяжелее, тем больше нужно рабочего тела, тем больше нужна тяга, тем больше нужна мощность реактора...

[николай теллалов]

разве трудно остановиться на неком соотношении, исходя из задач миссии?

[Кремальера]

о чисто интуитивно на уровне кухонно-бытовых представлений, помноженный на опыт прогона всяких кораблей с ионниками в своей модели методом тыка. Думаю, что для такого энерговооруженного корабля, 90 дней это безобразно много. Он успеет гораздо быстрее.

90-110 дней должен по плану лететь стандартный Starship c сотней марсианских колонистов.Столько же летел Curiosity.Но есть быстрые траектории спасения,они требуют несколько большую дельту.,но позволяют добраться до Марса за 70дней.Понятно что речь идет о синоде.

[Андрей Астрофизический]

Starship & Curiosity, если я не ошибаюсь, не планирует использовать / не использовал на межпланетной траектории ионные двигатели.

[Кремальера]

не планирует использовать / не использовал на межпланетной траектории ионные двигатели.

Дык.., их пока никто не планирует использовать,по крайней мере для пилотируемых полетов.И реакторы тоже.Ну кроме ув.Александра Анатольевича. Мы живем в несколько иной реальности,отличающейся от той что пытались наэкстраполировать в 90-х,начале 2000-х.Сейчас ситуация с гораздо большей скоростью изменений.Касательно СС..Спейсы имеют почти 600 КА,на современной шине,и отнюдь не кубосатиков.,которые наскирдовали всего лишь за год.Темп производства -шесть изделий в день.И сделали они это за шапку сухарей,на подкопченном втормете. Это значит что за похожий срок(не считая дороги) можно поиметь разведчиков-орбитеров у всех(!!) значимых тел системы.Добавить к ним лэндеров и всё-вопрос жизни в СС закрыт в первом приближении.Останутся вопросы,значит туда полетит пилотируемая,на Марс,на Энцелад,Титан.В следующем году полетит Уэбб,скоро декадальный финал Astro2020 который прояснит ситуацию с LUVOIR.Мне видится что по странному(или нет) стечению обстоятельств хомо повезет,как утопленнику,и острова Баунти внезапно окажутся у Проксимы.А это значит что через пятилетку(ну или после первой высадки на Марс)Шотвелл отсыпят формочек для куличиков и отсадят в дальний угол песочницы-ваять звездолет.

[AlexAV]

110 Вт/кг (при УИ 25 км/с). При этом время достижения Марса будет 100 сут. Однако, тут нужно отметить, что относительно небольшим увеличением времени перелёта требование к мощности можно резко сократить. Скажем при мощности 65 Вт/кг (и УИ 21 км/с) время будет 118 суток. Т.е. требование по мощности сократилось в 1.7 раз, в время перелёта выросло всего в 1.18 раз (т.е. на 18 суток). При мощности 35 Вт/кг (и УИ 18 км/с) - 142 сут. При мощности 18 Вт/кг (и УИ 15 км/с) - 174 сут.

Ещё одно замечание. Эти цифры при торможение двигателями. Если тормозить аэродинамически (т.е. ионные двигатели работают только на разгон), то чтобы достичь Марса за 99 дней достаточно энерговооруженности 50 Вт/кг (при УИ 25 км/с). При энерговооружённости 75 Вт/кг и использование аэродинамического торможения хватит 89 дней. Вообще использование аэродинамического торможения может сильно снизить требование к энерговооружённости. Однако это сильно усложняет миссию в техническом плане.

Наиболее удобная компоновка корабля для долгосрочного перелёта - модульная конструкция типа МКС, но она практически абсолютно непригодна для аэродинамического торможения с большими скоростями, для этого нужна компоновка похожая на самолёт (тот же Шаттл), что сразу создаёт кучу сложно решаемых проблем.

Самолётоподобную конструкцию нельзя собрать на орбите из модулей, её надо поднимать в готовом виде с Земли, а это сразу ограничивает максимальную массу корабля грузоподъёмностью РН (для модульной конструкции масса практически не ограничена и никак не привязана к грузоподъёмности РН).

Конструкция пригодная для аэродинамического торможения должна обладать большой прочностью и серьёзной теплозащитой. А значит планер такой конструкции с теплозащитой будет банально очень тяжёлым, а отношение полезной массы к массе планера низким. Тут разумно посмотреть примеры из области авиации (где проблемы связанные с прочностью конструкции весьма похожи на те с которыми придётся иметь дело при разработки аппарата для аэродинамического торможения), скажем допустимая перегрузка Boeing 777X - 1.3g, при больших он рисует банально развалиться в воздухе, и даже при такой скромном пределе допустимой нагрузки отношение максимальной массы к массе конструкции у него всего 2.1, а это самолёт которому теплозащита не нужна, а теплозащита - тоже имеет приличный вес, вообще для корабля рассчитанного на аэродинамическое торможение с серьёзными перегрузками (т.е. 2-4g и тем более больших), если учитывать имеющийся опыт авиационной техники, рассчитывать на отношение полной массе к массе конструкции лучше 2 - 3 -  выглядит довольно утопичным.

В конце-концов не очень понятно как обеспечивать энергообеспечение этой конструкции в длительном перелёте. Реактор? Так вне аэродинамического корпуса его размещать нельзя (т.е. вариант вынести его подальше на штангу и обойтись только сравнительно простой теневой защитой - не подходит). А если размещать внутри корпуса - нужна очень тяжёлая биологическая защита, которая явно не проходит по ограничениям по массе, которую можно запустить с Земли одним блоком. Солнечные батареи - так их нельзя размещать на поверхностях, которые при торможение будут подвергаться воздействию высоких температур. Да и сама площадь поверхности аппарата аэродинамической формы получится слишком малой. А развешивать их лопухами, как у МКС - нельзя, не переживут они в таком виде аэродинамическое торможение.   

В общем, представляется, что куда проще повысить удельную мощность реактора и тормозить двигателями, чем связываться с этим ворохом сложнорешаемых технических проблем, связанных с требованиями к аппарату, пригодному для аэродинамического торможения на гиперболических скоростях (тут одна необходимость вписываться в ограничение по массе, которая может быть выведена с Земли одним блоком и невозможность создания по настоящему больших модульных конструкций - уже основание достаточное для отказа от такого подхода). 

[AlexAV]

90-110 дней должен по плану лететь стандартный Starship c сотней марсианских колонистов.

С сотней колонистов - явно абсолютная чушь. При заявленных параметрах он с LEO на Марс за 90 - 110 дней может забросить не более 120 тонн ПН. 120 тонн ПН на двухлетнюю экспедицию - это на самом деле очень мало. На 4 - 6 человек максимум.

А вот с возвращением проблемы будут куда больше. При 120 тонн ПН и заявленных параметрах даже с ISRU при старте с 60 - 70 широты Марса он даже гомон не факт, что вытягивает, а о быстрых траекториях возвращения в этом случае даже речи идти не может (не забывайте, что при старте с 60-й широты можно выйти только на орбиту с наклонением 60 градусов к марсианскому экватору, а оттуда надо для отлёта к Земле переходить на околомарсианскую орбиту в плоскости орбиты Марса, после старта с Марса и манёвра изменения наклонения от 6585 м/с запаса ХС такой системы (с ПН 120 тонн) практически ничего не остаётся).