Межпланетный Транспорт: двигатели и стратегии

[alex_semenov]

Там же еще поправки на ионизацию... ограничения силы тока... еще мб что. Вот с этими поправками увязать не очень просто.

Не заморачивайтесь дурным. Все эти нюансы - уточнение КПД ионника. А он не может быть хуже 0.75 и лучше 0.99. Постройте линейную апроксимацию (50 км/с - 0.75, 200 км/с - 0.98) и будет вам счястье очень близкое к реальности. Не ошибетесь.

Интересная тема!
Вопрос завсегдатаям:  кроме парусника какие еще типы и принципы двигателей рассматриваются тут с использованием забортного топлива окружающего корабль?  баково-топливные с собой движки не интересны.

А вам, собственно, зачем, товарищ?

У меня сложилось впечатление, голубчик, что вы не различаете РАБОЧУЮ МАССУ и ЭНЕРГОНОСИТЕЛЬ...



Различаете?
Но на всякий случай давайте отделим зерна от плевел...
В привычных нам ракетах они (топливо от рабочей массы) не различимы. Топливо и окислитель в ЖРД одновременно являются и топливом, как энергоносителем ("фуел" по аГлицки) и отбрасываемой рабочей массой, "пропелент" по-бусурмански. Хитрые стервецы! Они это еще в паровых машинах Уатта различать начали. Фуел это у них уголь был, дрова там. А пропелент - это значит пар в котле. Именно рабочее тело.
Так вот. Исходя из этого ваш вопрос надо уточнять. Вы о чем? О "забортном", то есть находящемся ВНЕ корабля пропеленте говорите, рабочей массе? Или вас интересует подаваемая извне энергия?
Ведь существует как минимум четыре варианта.

1. И рабочее тело и энергия - запасаются на борту. (ЖРД, ЯРД и проч. и проч...)

2. Рабочее тело берется за бортом, а энергоноситель везут с собой (можно было бы привести в пример  все ВРД, но это не совсем корректно так как окислитель у нас на Земле берется тоже извне, то есть один из компонентов химического энергоносителя - тоже извне. Но если, скажем это крылатая ракета Путина "Буревестник" - то это чистый случай ВРД где только рабочее тело, реактивная масса извне)

3. Рабочее тело берется с собой, а энергия поставляется извне. Редкий вариант, но мыслимый. Например Лэндист как-то рассматривал межзвездный ионный зонд, энергия на борт которого поставляется по лазерному лучу, а рабочая масса - запасена на борту. Определенный резон в этом можно увидеть.

4. Последний вариант. И рабочая (реактивная) масса и энергия черпается извне. Самый яркий пример - знаменитый "двигатель Бассарда (Буссара)", который никто не знает как сделать. Черпает межзвездный водород, сжигает его в гелий и тот отбрасывает как ракетную массу. Сюда же надо отнести и световые, ионные парусники, корабли на луче материи. В общем всю экзотику. У "парусников" и носитель импульса и источник энергии - вне корабля. Но как это все расположено и взаимодействует - очень может быть по-разному.

Так вас что из этого списка интересует? И вас вообще что манит? Межпланетный космос? Или уже межзвездный?

Или вы мадам Аманды Хэндрикс начитались? Еще одна сказочница. Почише братьев Стругацких. Она на "ведро" поставила. Двигатель на виртуальных частицах, типа... Про этом заметьте. В ее книге "За пределами Земли: В поисках нового дома в Солнечной системе - Чарльз Уолфорт, Аманда Хендрикс"...



... Аманда описывает именно вариант 2. Умозрительное  "ведро" (на виртуальных частицах вакуума, якобы) у нее  создает только ТЯГУ... То есть виртуальные частицы энергию не поставляют. Они - носители импульса. Энергию в сказке Аманды берут из реактора. Обычного ядерного реактора.  Но (как полагают авторы, и полагают абсолютно ложно) за счет того что у них нет на борту запаса ракетной массы,  подобный "революционный" аппарат будет двигаться головокружительно быстро (хотя и с ускорением ионника, миллиметры в секунду в квадрате).
Я не понимаю, откуда Аманда (ее соавтор, судя по всему в этих вопросах совсе дуб-дерево. Гуманитарий до мозга носков) решила, что если она избавится от запаса рабочей массы на борту, то это будет революция?
Отнюдь!
Карман запас не еб.... не тянет!  Ну взяли вы в три раза большую массу чем сами весите. Ну и что? Да, в начале вы разгоняетесь в три раза медленней. Но в среднем это всего в полтора раза медленней. И ради этого нужны виртуальные частицы?
Другая фича - эффективность использования энергии.
Виртуальные частицы, реальнй забортный газ, законы ркаетной динамики работают одинаково.
Мнонвенный кпд ракетного двиЖителя из англоязычной вики:



Не путать с интегральным (там отдельная тема). И еще (следите?) не путать с эффективность, кпд самого двиГателя, которую я выше в комментарии оценивал для ионников! Общий кпд ПРИВОДА - произведение кпд двиЖителя и кпд двиГателя. (не запутались?)
На графике видно что мгновенный (внешний) КПД движетеля, эффективность ракетной струи как движетеля, равен 1 если скорость истечения из него равна скорости полета аппарата. Такого быть не может. Но чем ближе - тем лучше. 0.85, 0.97...
Поэтому на коммерческих джетах стоят ВРД с огромной степенью двухконтурности.



Они топливо (бабки) экономят так. И в принципе если бы мы использовали забортное рабочее тело в космосе, то мы могли бы приблизится к этому пределу. Ну чисто теоретическая возможность (сэнс) для этого есть...
И тогда забортную рабочую массу, возможно, имело бы смысл собирать и отбрасывать (с чуть большей скоростью чем скорость полета).
Выигрыш был бы  в том, что в случае запаса рабочей массы на борту, при оптимальном R (4-3) при правильно выбранной (оптимально) скорости истечения, но ФИКСИРОВАННОЙ скорости истечения (важный нюанс) этот КПД может быть 0.64-0.71 (в зависимости от профиля полета, вы только разгоняетесь или разгоняетесь и тормозите). А у космического турбовентилятора (условно) можно было бы получить для добываемой на борту энергии 0.95 например. Ну условно.
Не бог весть какой выигрыш (ну 30 %, ну 25...) но все равно...
Одно окончательно портите эту картину вот что.
Ракета тоже может в принципе иметь 0.95 энергетическую эффективность. И за счет того же принципа. Скорость истечения равна мгновенной скорости ракеты. То есть она должна иметь двигатель переменного удельного импульса. Опять таки, 100% не получится, но 99, 95 - вполне можно ПОМЫСЛИТЬ и для такой умозрительной системы. Правда R (запас рабочей массы на борту) с ростом энегетического КПД тоже очень быстро растет. 0.98  уже R=10.
Наврал. Вот как на самом деле (вся картина маслом здесь R = Z+1):



Но масса не энергоноситель. Она вообще как вода (по сути). Требует только бака и при R 3-4 (оптимум для постоянной тяги) это вообще не проблема.
В общем.
Пляски вокруг забортной рабочей массы в принципе особого смысла не имеют. Аманда Хэндрикс (замечательная, миловидная женщина, планетолог) гонит беса. Не случайте ее в этой части ее сказки про Титан.
Ну а если вы хотите реализовать вариант 3 или даже 4...
Это батенька совсем проблема. Поставлять энергию извне - это морока из морок. Я тут пол жизни (да всю жизнь на этом форуме) занимаюсь этим. Лазерные парусники, корабли на луче материи...  И намаялся - сил нет!!! Энергия, зараза, она очень неуправляемая и направить ее через хотя бы световой год - это ну чудовищно сложно.
Только не рассказывайте мне про лазерные парусники для Солнечной системы. Мол, вам световые годы не нужны, достаточно астрономических единиц. Я уже предвижу (пардон) эту еще одну массовую глупость у неофитов в голвах (реклама!). Бессмысленно лазерные парусники использовать для межпланетных перелётов. Почему? Потому же, что и планеталет "Хиус" у Стругацких бессмысленно использовать для полета на Венеру или, скажем, "Тахмасиб" на Юпитер в "Путь на Амальтею".



Чудовищный и бессмысленный перерасход энергии. Дорогой и высококачественной.
В движение корабля у вас превратиться 0.000... дым энергии луча (лазерного!!!). Остальное, 0.999... уйдет просто на обогрев вселенной. В энтропию.
Это если вы лазерный луч используете как носитель импульса.

p= W/c (импульс = энергия луча /скорость света)

Ну а если, скажем, имеете в виду  так называемый "Laser Launch"...



... то тут как раз случай 3. Энергия снаружи, рабочее тело на борту (хотя пока движетесь в атмосфере можно и снаружи брать).
Но, как по мне, все эти выкрутасы  - бессмысленные игрища.
Я помню еще в моем детстве Сергей Капица в передаче "Очевидное-невероятное" (год этак 1979-й...) игрался с "лазерной ракетой" в стеклянной трубе она у него "летала" (двигалась по наклонной плоскости вверх). До сих пор (у американцев) летает. [urlhttps://www.youtube.com/watch?v=LAdj6vpYppA]Не в трубе  уже, но не высоко...[/url]
Мне кажется, это люди так оправдывают свою любовь к мощным лазерам.

Не более! Идея ВЫГЛЯДИТ революционной (неординарной...) Но неординарность идеи не признак ее гениальности. Увы!

[Андрей Астрофизический]

уточнение КПД ионника. А он не может быть хуже 0.75 и лучше 0.99

Это очень большой разброс. Для межпланетного полета такие погрешности неприемлемы

[Инопланетянин]

Ну а если вы хотите реализовать вариант 3 или даже 4...
Это батенька совсем проблема. Поставлять энергию извне - это морока из морок. Я тут пол жизни (да всю жизнь на этом форуме) занимаюсь этим. Лазерные парусники, корабли на луче материи...  И намаялся - сил нет!!! Энергия, зараза, она очень неуправляемая и направить ее через хотя бы световой год - это ну чудовищно сложно.

Эко у вас - хотя бы световой год! Думая о вашей гравицапе, я всё же считаю разумным испарять лазером рабочую массу пепелаца. Пусть будет ускорение в несколько тысяч ж, но только бы не светить на световой год. Или даже десятков тысяч. Это легче, чем работать с планковскими величинами. К тому же вместо планетоида в местном поясе Койпера можно будет запускать строить рой светлячков запитывающих лазеры от звезды.
При таком подходе и фокусировка получится вменяемой и время излучения тоже разумное. Единственно, от пепелаца потребуется настоящая прочность, ну и о пилотируемой экспедиции придётся забыть. Но вы же и так себе представляете будущую цивилизацию только из роботов.

[alex_semenov]

уточнение КПД ионника. А он не может быть хуже 0.75 и лучше 0.99

Это очень большой разброс. Для межпланетного полета такие погрешности неприемлемы

Я же предложил построить "тренд".
0.75 - 50 м/с
0.98 - 200  м/с
Какая большая разница? Разница - 25%, не более.
Вы траектории исследуете или детальную концепцию корабля? Для вас ключевая идея - ОЦЕНИТЬ энерговооруженность. Разброс в 25%  в КПД, это разброс в 25% по энерговооруженности. Вы ловите такие мизера? Тут с разами определиться бы!
Так ваш предыдущий расчет дает 120 ватт/кг. Это в ДВА РАЗА больше чем мы имеем сейчас (50-70 Ватт/кг) в самых радужных проектах!
КПД электроракеты - ерунда в сравнении с траблами в других местах системы. Те же радиаторы (их масса, температура) или температура на лопатках турбины, в реакторе, она должна быть... посчитайте по Карно из температуры радиаторов и идеального кпд контура 25%, значит реального примерно 20%:



Вот что ни говори, но инженер должен быть.. художником прежде всего... Фантазером...



Смело оценивать на глаз "доверительные" интервалы, допуски и посадки (так сказать)...

Эко у вас - хотя бы световой год! Думая о вашей гравицапе, я всё же считаю разумным испарять лазером рабочую массу пепелаца. Пусть будет ускорение в несколько тысяч ж, но только бы не светить на световой год. Или даже десятков тысяч. Это легче, чем работать с планковскими величинами. К тому же вместо планетоида в местном поясе Койпера можно будет запускать строить рой светлячков запитывающих лазеры от звезды.

На текущий момент моя гравицапа ("гравицапа Семёнова", звучит весело!) - это проект для ОЧЕНЬ БОГАТЫХ. Сверхцивилизаций.
Для более бедных (нас) надо развивать заброшенную, но очень ценную, идею (я считаю ее для звездолетов сейчас базовой) луча материи.



Тема этих "сисек" не раскрыта!

Я понимаю что бандерлоги будут теперь десятилетиями топтаться вокруг хайпа Хокинга-Мильнера. Но мы то должны быть впереди!
Луч материи! Вот чем надо заниматься.
Лазерный разгон... это очень специфическая идея для очень богатых. Не в этой жизни. В этой жизни (если вы о звездолетах) это тупик. Как "шаттл" или даже ЖРД против взрыволета. Опять же что роднит образ? ЖРД не тупик вообще. Просто у него есть ниша и тупик пытаться использовать ЖРД за пределами своей ниши. Так и с лазерным парусом. Не надо его пытаться использовать там, где нет смысла его использовать. А смысл у лазерного паруса - очень узкий. Нам недоступный.

[Изобретатель]

alex_semenov Я бы не стал столь категорично относиться к концепции Стругацких.Ведь по сути их Хиус никак не фотонный планетолёт.Это ТЯ импульсный двигатель "замаскированный под фотонный".Это следует хотя бы из ускорения полёта Хиуса и Тахмасиба .Фантастичен только нейтридный отражатель.Кстати такой РД вполне подходит и для полёта к Венере,нужно только регулировать УИ добавкой рабочего тела и регулировкой мощности микровзрывов.Вы же в принципе говорили о том,что для каждого полёта (да и на самом деле это так) нужен свой определённый УИ.

[Проходящий Кот]

Хиус и Тохмасиб вообще производят впечатление , что это Орион.
Это к вопросу о секретности.

[crazy_terraformer]

Луч материи! Вот чем надо заниматься.
Лазерный разгон... это очень специфическая идея для очень богатых.

Якобы луч материи для не очень богатых!

[alex_semenov]

Якобы луч материи для не очень богатых!

Не будем в этой теме об этом.

Раз тему про Титан (сам виноват, дурак...) поставили на штрафстоянку, давайте тут обсудим "животрепещущее".
Я тут прикинул и обнаружил что "Чебурашка" ( то есть  самая тяжелая и первая версия ITS 2016 г.) Маска может В ПРИНЦИПЕ добраться до Сатурна за 2.25 года...
Напомню, что первая версия аппарата предполагала композитный корпус (кстати, очень ценно в случае ГКЛ-бомбардировки) и сухую массу в 150 тонн.
В "стандартной" загрузке в нем предполагались апартаменты для 100 пассажиров на Марс.
Нормальная загрузка предполагалась 300 тонн (3 тонны на пассажира). Но вообще говоря, рассмативалась версия перегруза корабля при старте к Марсу 450 тонн (4.5 тонны на пассажира). Именно с таким перегрузом он и должен был летать к Марсу (снабжая колонию грузами и новыми колонистами).
Масса топлива планировалась  в норме в 1950 тонн. При заливке одной челночной ходки "танкера" в 380 тонн, получается 5.66 ходок на орбиту что бы опять заправить "чебурашку" "под пробку" на орбите, ясно что ходок заправщика надо сделать 6, и тогда можно дополнительно с ними догрузить корабль на орбите  еще 150 тоннами марсианских грузов. То есть  300 тонн груза он выводит на орбиту сам при старте, а 150 тонн ему еще "допихивают" заправщики.
Но мы не будем жадничат.
При стандатной загрузке 300 тонн и заправке 1950 тонн данный аппарат, разгоняемый 6-ю вакуумными "Рапторами" с удельным импульсом в вакууме 382 с (скорость истечения 3 744 м/с) может разогнаться до 6 566  м/с. Для экспедиции на Марс этого более чем достаточно.
Напомню, что по Гоману, для перелета на Марс за 259 дней достаточно дать импульс с низкой околоземной орбиты в 3 660 м/с
Если вы хотите махнуть на Марс за 100 дней, то астроплану Маска (при 300 тоннах на борту) достаточно импульса с той же орбиты 5400 м/с (согласно моим оценкам). Топлива на корректировку куста и  посадку (после аэротормоения в стратосфере Марса) остается вполне достаточно.
То есть первоначльная версия ITS  2016-го года была ну очень крута!



Это я к чему?
В аппарат были заложены резервы. И возникает соблазн прикинуть как далеко и как быстро этот зверь мог бы добраться? За сколько он мог бы добраться до Сатурна? И мог бы вообще?
Прежде всего. На прямую - нет.  Прямой перелет к Сатурну по Гоману потребует дать с низкой орбиты Земли импульс в 7 280 м/с. То есть это явно больше чем может разогнаться астроплан Маска в "стандартной комплектации".
Однако.
У аппарата есть резервы.
В частности. Вот теперь надо показывать мою заготовку (картинку где я собрал свои рассуждения)



Во-первый я его "прокачал". См. схему внизу слева. Я уменьшил грузовую загрузку со стандартных 300 тонн до 100 тонн. Экипаж, летящй к Сатурну, разумеется будет не 100 человек, а дай бог 10... Значит можно сильно перепланировать все внутри и в частности поставить дополнительный бак на 200 тонн топлива. Вместо сэкономленного груза. Тогда масса топлива возрастает до 2150 тонн и  массовое число R (число Циолковского) с 5.78 до 9.6. Тогда характеристическая скорость, до которой можно разогнать "Чебурашку" составит 8 467 м/с (я не понял, он что, мог бы в принципе сам на орбиту выйти? Хотя нет. Насколько я могу судить при выходе на орбиту за счет сопротивления воздуха и подъема на высоту ХС составялется более 9 км/с).
Но теперь, так заправленный  он может с низкой орбиты стартовать к Сатурну.
Но одна проблема. Полет будет длится более 6 лет.
Можно ли быстрей?
Да.
И все на моей картинке выше - об этом (тут драма и коллизия).
Мы конечно же стартуем не к Сатурну а к Юпитеру. При этом не по Гоману. По Гоману к Юпитеру нужно с низкой орбиты дать 6 300 м/с (у нас есть!) но лететь тогда мы к нему будем аж 997 дней (2.7 года). Нас это не устраивает.
Но мы можем долететь до Юпитера за полтора года. Для этого нам нужна скорость удаления 10 км/с, за что при старте с низкой орбиты мы "заплатим" импульсом в 7 100 м/с.
У нас остается еще топливо на 1 300 м/с! И вот тут начинаюется слалом.
У Юпитера мы не будем останавливаться (тормозить о его атмосферу). Мы будем у него разгонятся. И вот смотрите (схема в центре). Чтобы добраться от Юпитера к Сатурну за 0.75 года, (то есть в сумме за 2.25 лет) считай по прямой, нужно удаляться от него на скорости 42 300 м/с (это если мы еще имеем и угол к касательной 20 градусов, я взял его на глаз, то есть не по касательной к орбитальной скорости Юпитера, а на 20 градусов в сторону). Но подлетаем мы к Юпитеру со скоростью всего 12 340 м/с. Нам нужно не просто изменить траекторию полета к Сатурну, нужно еще и добавить себе аж 29 960 м/с скорости.
Есть два приема.
И мы будем использовать оба.
Первый - гравитационный маневр.
Я не считал его точно. Но (см. картинка справа внизу) мы можем прикинуть его от орбитальной скорости Юпитера (13 км/с) и предположить что при том угле входа и выхода мы приобретем 1 скорость Юпитера 13 000 м/с.
Чтобы попасть в срок к Сатурну нам не хватает  еще 16 960 м/с.
Для этого у нас есть второй прием.
Маневр Оберта.
Что бы получить эти недостающие нам почти 17 км/с нам нужно при прохождении над облаками Юпитера в самой нижней точке включить тягу. На сколько м/с?
Расчет маневра Оберта дает 2 344 м/с.
А у нас есть только на  1 300 м/с
Нам не хватило меньше 1 км/с (988 и даже если бы мы загрузились топливом под завязку, взяли вместо 200 доп. тон 350 тонн нам все равно не хватило бы 760 м/с!!!) что бы оказаться у Сатурна через 2.25 лет с момента старта (821 день).
Но взять этот километр можно  более тщательно посчитав гравитационный маневра.
То есть, добраться до Сатурна на "чебураушке" Маска чуть чуть больше чем за 2 года можно?

Кстати, для сравнения.



Вояджер 2 при маневре у Юпитера приобрел чуть больше 5 км/с. Но все талмуды говорят что у Юпитера можно гравитационным маневром получить аж  42 км/с. Правда при этом угол между входом и выходом составит 60 градусов. Это особое "расположение звезд" (буквально положение планет) наверное надо иметь... Редкий случай и нас он вряд ли устроит.

[cybertron]

Старшипов у нас предполагается будет много. Так почему бы не взять два старшипа? Первый с космонавтами и грузами. А второй -  используется как разгонная ступень.

Понятно что нужно как-то присобачить его к первому - может можно их пристыковать к друг другу стыковочным узлом. Предварительно укрепив его. Или специально для экспедиции на Юпитер-Сатурн изготовить некую насадку для крепления двух старшипов. И второй спокойно выжигает почти все свое топливо - оставив только часть чтобы снова затормозиться и вернуться на Земную орбиту - где его могут снова дозаправить для возвращения на Землю.

[AlexAV]

То есть, добраться до Сатурна на "чебураушке" Маска чуть чуть больше чем за 2 года можно?

Тут сразу видны три проблемы.

1) Не учтено то, что орбиты Земли, Юпитера и Сатурна лежат в разных плоскостях. Т.е. нужно добавить дополнительные затраты ХС на коррекцию наклонения орбит. Это не очень большие расходы, около 1 км/c. Но с учётом, что у нас весь запас ХС 8.3 км/c дополнительный расход даже 1 км/c очень сильно ухудшает картину. Т.е. этот фактор нужно обязательно учитывать и он будет весьма чувствителен.

2) У Сатурна надо как-то тормозить, а после этого выходить на орбиту Титана. Даже если тормозить аэродинамически в атмосфере Сатурна - после торможения корабль окажется на высокоэллиптической орбите вокруг Сатурна с плоскостью не совпадающей с плоскостью орбиты Титана (опять же не забываем, что мы живём в трёхмерном пространстве! и плоскость орбиты Титана довольно сильно отличается от плоскости орбиты Сатурна). Для перехода с этой орбиты на орбиту Титана потребуются довольно значительные затраты ХС имеющие порядок орбитальной скорости Титана (орбитальная скорость Титана около 5.5 км/c). Опять же учёт этого фактора очень сильно ухудшает картину. 

3) Манёвр Оберта около Юпитера требует проходить через его радиационные пояса. Соответсвенно нужна очень солидна радиационная защита. Даже если реализовать её как временную капсулу-убежище - всё равно ~50 тонн ПН уйдёт просто на то, чтобы экипаж не убило радиацией при пролёте мимо Юпитера. Итого на всё прочее остаётся не более 50 тонн. А это катастрофически мало для многолетней экспедиции (даже масса станции Мира отнюдь не предназначенной для полностью автономного многолетнего полёта составляла около 120 тонн, масс МКС - 420 тонн). Рассчитывать такую экспедицию реализовать на аппарате с ПН (не включая противорадиационную защиту) менее 120 тонн - это совершенно несерьёзно. С капсулой-убежищем для прохождения радиационных поясов планет-гигантов, соответственно, тонн 170 минимум. И тут запас ХС (и так недостаточный) сразу же сильно сокращается.

4) Описанный манёвр возможен только при строго определённом расположение Сатурна и Юпитера друг относительно друга. А оно бывает редко. Окно для перелёта с гравитационным манёвром вокруг Юпитера будет открываться где-то раз в 20 лет. Т.е. флаговтык так ещё сделать может быть и можно, но из-за большого интервала между окнами ни о какой постоянной базе, требующей регулярного сообщения с Землей, при таком способе перелёта не может быть и речи.

В общем если подойти более здраво к оценке минимальной разумной ПН и учесть все расходы ХС (не только на первый импульс у Земли и манёвр Оберта у Юпитера, но и на коррекцию наклонения (орбиты Земли, Юпитера и Сатурна - находятся в разных плоскостях, не сильно, но в разных) и на манёвры в системе Сатурна - то как-то не очень получается. А уж обеспечение не флаговтыка, а постоянной базы в силу пункта (4) - вообще ни как. 

[Ulkolainen]

Нам не хватило меньше 1 км/с что бы оказаться у Сатурна через 2.25 лет с момента старта (821 день).
Но взять этот километр можно  более тщательно посчитав гравитационный маневра.

Последнюю (седьмую?)  дозаправку делать на эллиптической. Должно хватить.

То есть, добраться до Сатурна на "чебураушке" Маска чуть чуть больше чем за 2 года можно?

С сухими баками на скорости 40 290 м/с. Дальше опять уходим в тему аэробрекинга?

[Ulkolainen]

как-то не очень получается. А уж обеспечение не флаговтыка, а постоянной базы в силу пункта (4) - вообще ни как.

Весь "обоз" можно в беспилотном режиме тащить по Гоману, его сроки не поджимают.

[AlexAV]

Весь "обоз" можно в беспилотном режиме тащить по Гоману, его сроки не поджимают.

А ротацию персонала как производить? Время нахождения одного человека в экспедиции более 20 лет (время между окнами + время на перелёт) - это уже совершенно за гранью разумного.

[Ulkolainen]

Так почему бы не взять два старшипа? Первый с космонавтами и грузами. А второй -  используется как разгонная ступень.

Это лишнее. Дорабатывать можно всяко-разно, вплоть до полной неузнаваемости исходника, но Семёнов попробовал оценить уже имеющийся в прожектах СтарШип как концепцию и задался вопросом "Неужели мы уже одной ногой Там?!"

А ротацию персонала как производить?

1. Никак. У всех желающих билеты в один конец.
2. Нарабатывать окислитель на месте (метана много) и ждать следующего рейса  межпланетного транспорта, который привезет пустую первую ступень в кач-ве ПН. 

[Изобретатель]

Алекс АВ абсолютно прав в своей парадигме.Но почему ,Именно старшип?ССТО имеет  ХС около 9 км/сек.Заправка его  на орбите синхронной лунной, но в плоскости эклиптики на ОЗС позволяет решить все проблемы с ХС.Орбитальная заправка (если мы всё-таки будем осваивать Марс) ХС ССТО около 9000 м/сек(н2 /о2).Маневр Оберта с 5-6 км/сек ,вполне реальная ХС для полёта к Титану..Можно  даже использовать (не всегда) двойной старт одна РН летит на Марс разгоняя вторую на Титан.Остаётся энергия на Маневр Оберта у Титана.Плюс аэробрекинг.Так что химия вполне рулит.Ну не точно ,что-бы особо но вполне.Как я уже многократно говорил,нужна инфраструктура,тем.более для освоения.

[alex_semenov]

Так почему бы не взять два старшипа? Первый с космонавтами и грузами. А второй -  используется как разгонная ступень.

Логарифм. Мы мыслим линейно. Но тут - логарифм.



Смотрите. Коричневым - РАЗНЫЕ варианты загрузки космоплана (перегруз, норма, недогруз). А синим - уже добавление вместо выброшенной загрузки дополнительного топлива. И мы видим, что прирост характеристической скорости в основном за счет облегчения корабля, а не за счет дополнительного топлива. И как крайность показана пунктиром - предположение (разумеется гипотетическое) что мы недогруженный корабль (100 т груза всего) каким-то образом заправим ДВОЙНОЙ заправкой топлива. Видите? Выигрыш не стоит сверх усилий.
То есть "сжигать два космолета" чтобы разогнать один - это естественная мысль, но глупая. Маск спрятал этот глупый факт в 6 (ШЕСТЬ!) ходок заправщиков.

Кстати, знаете какая у меня была мысль сразу?
Вы думаете только вы тупите на логарифме? Я - тоже.
Появилась идея: а что если вместо 6-и ходок многоразовых танкеров запустить одного "Морского дракона"? Я просто не посмотрел сколько же жрет ITS
"Морской дракон" - "большая тупая ракета". Поэтому (что тупая) она хоть и большая, но выводит всего 550 тонн. А танкер Маска по-идее должен выводить 380 т... Почти как "Дракон" (у Маска ракета "умная").
Чувствуете разницу технологий?
"Дракон" - большая ракета только по старым меркам "капсул" 60-х-2000-х.  Но если делать "морского дракона" (используя преимущества старта из воды) для "Старшипа", то он должен выводить на орбиту 1000, а лучше 2000 тонн.
Тогда одним пуском суперракеты-кита (из воды) можно было бы заправить наш "небольшой" кораблик на орбите... Но это нужен совсем иной проект "большой морской (но видимо уже не тупой) ракеты".

Вообще в проекте Маска есть некий "наперсточный" трюк. И он в этих 6-и заправщиках, который по-идее может быть один. Вроде как все получается "компактно". Но, не смотря на всяк дураков-журналистов, Маск формулу Циолковского не отменил и даже не перехитрил. Он нас перехитрил. Или самого себя, заменив 6 пусков 6-ю ходками одного корабля-заправщика.
Да, сейчас это кажется хитрым ходом. Но представьте что вы высадились на Луну не после первого же пуска Apollo-11, а после шестого... То есть 16-го...
Каждый пуск - это мероприятие-событие. Это чудовищные затраты, это производственный процесс, в ходе которого, собственно, стоимость самого корабля - ну половина. А скорей всего еще меньше.
Собственно, сам Маск ведь говорит что многоразовостью он экономит 30% и ему мало кто верит.
То есть 1/3 - в лучшем случае стоимость корабля. Остальное - суета по организации процесса пуска. И как не верти, а заслать такую вот бандуру (на самой верхней картинке) с "блэкджеком и шлюхами" к Марсу на химическом топливе - это чудовищное по затратам мероприятие.

То есть, добраться до Сатурна на "чебураушке" Маска чуть чуть больше чем за 2 года можно?

Тут сразу видны три проблемы.
. . .
В общем если подойти более здраво к оценке минимальной разумной ПН и учесть все расходы ХС (не только на первый импульс у Земли и манёвр Оберта у Юпитера, но и на коррекцию наклонения (орбиты Земли, Юпитера и Сатурна - находятся в разных плоскостях, не сильно, но в разных) и на манёвры в системе Сатурна - то как-то не очень получается. А уж обеспечение не флаговтыка, а постоянной базы в силу пункта (4) - вообще ни как.

Разумеется вы правы.
Я вообще рассматривал данный "проект" исключительно как "флаговтык" или даже "спортивный результат". Ну как на полюс на собаках...

Примерно так

По большому счету,  мне просто захотелось применить полученный инструмент для оценки "границ возможного"
"А есть ли край там на краю земли и можно ли раздвинуть горизонты?" (с)

[alex_semenov]

1) Не учтено то, что орбиты Земли, Юпитера и Сатурна лежат в разных плоскостях. Т.е. нужно добавить дополнительные затраты ХС на коррекцию наклонения орбит. Это не очень большие расходы, около 1 км/c. Но с учётом, что у нас весь запас ХС 8.3 км/c дополнительный расход даже 1 км/c очень сильно ухудшает картину. Т.е. этот фактор нужно обязательно учитывать и он будет весьма чувствителен.

Я потерял этот нюанс. Действительно, мы тут все имеем впритык. Но что еще интересно, раз мы используем все возможнсти.

Можно было бы попробовать использовать гравитационный маневр у Марса. Да, это еще более сложный подбор даты пуска, но раз мы собираем "по крохам". Марс в пределе может дать 3.55 км/с. Может 1 км из него и получится "сдавит"ь? Для нас это важно.
Вопрос лишь с наклоном его эклиптики... Как он по отношению к Земле и Юпитеру?

Еще один "скрытый резерв"  при старте с низкой околоземной - проходом мимо  Луны. Луна  на гравманевре много не даст. В самом лучшем случае 1.68 км/с. То есть, при проходе  рассчитывать надо на сотни метров в секунд. 300 -400... Возможно проходя над самой Луной стоит дать импульс и выкрутить что-то из эффекта Оберта?
Главное неудобство - плоскость орбиты Луны сильно наклонена под 23 градуса к эклиптике нашей траектории. Но как мне кажется, можно найти момент, когда Юпитер Земля и Луна будут на одной линии.  Нет?
Конечно подобрать ситуацию когда Юпитер Земля и Луна на одной линии плюс Марс где надо (мы проходим мимо него) плюс Юпитер и Сатурн в нужном ракурсе - это сплошная АСТРОЛОГИЯ...   Я даже не знаю может ли такая ситуация сложиться? По идее да. Дольше всего ждать именно ракурса на самые внешние планеты (Сатурн и Юпитер). То есть раз в 30 лет такое окно возникает наверняка...
Если мы о "спорте".

Есть еще "резервы"?
Тут уже предлагали гравманевр у Земли. Но для этого надо запускать всю экспедицию  с Луны и (как вы уже сказали) надо компенсировать 23 градуса наклона... Стоит ли это того? Гм... Может 1-2 км/с и выиграем? Но в этом случае на Луне нужно иметь развернутую базу с производством топлива (метана и кислорода).

Идеи (многократно тут предлагаемые) подняться повыше (в какие-нибудь точках Лагранжа) и "прыгнуть" оттуда к Земле что бы разогнаться... не выглядит здравой. Может я не прав, но подниматься повыше - тратить то же топливо.

Можно помыслить гравманевр у Венеры. Но это (на глаз) потерянные пол года минимум. А мы как раз боремся за время.
Да, еще мысль. Если проход, скажем, у Марса не выплясывается чисто, то можно попробовать корректировку курса (как это было при двух гравманеврах у Венеры когда "Кассини" уходила к Сатурну).
Возможно как раз Марс удобно использовать для корректировки наклона эклиптики?
В принципе это - все.
Или нет?

[Андрей Астрофизический]

2) У Сатурна надо как-то тормозить, а после этого выходить на орбиту Титана. Даже если тормозить аэродинамически в атмосфере Сатурна - после торможения корабль окажется на высокоэллиптической орбите вокруг Сатурна с плоскостью не совпадающей с плоскостью орбиты Титана (опять же не забываем, что мы живём в трёхмерном пространстве! и плоскость орбиты Титана довольно сильно отличается от плоскости орбиты Сатурна). Для перехода с этой орбиты на орбиту Титана потребуются довольно значительные затраты ХС имеющие порядок орбитальной скорости Титана (орбитальная скорость Титана около 5.5 км/c). Опять же учёт этого фактора очень сильно ухудшает картину. 

Не забываем, что сносно тормозить в атмосфере Сатурна, при таких скоростях прибытия, получилось в итоге при аэродинамическом качестве аппарата, равном приблизительно 1.5 ~ 2.5. Кривизна траектории, необходимая для огибания Сатурна с достаточно продолжительным торможением и удержанием нужной высоты, достигается именно аэродинамикой, а если так, то во второй половине аэродинамического полета, когда перегрузки и допуски становятся более щадящими, чем при входе. Можно точно так же вспомнить о трехмерности нашего мира, находясь в атмосфере Сатурна, и изменять плоскость орбиты с помощью той же аэродинамики, поворачивая не только "вниз к планете", но и вбок, к изменению плоскости орбиты на нужный угол.
Повернуть орбиту на 23 градуса вполне реально, в порядке аэробрекинга в атмосфере Сатурна, корабль поворачивает вокруг планеты на не меньший угол.

[Андрей Астрофизический]

В общем если подойти более здраво к оценке минимальной разумной ПН и учесть все расходы ХС (не только на первый импульс у Земли и манёвр Оберта у Юпитера, но и на коррекцию наклонения (орбиты Земли, Юпитера и Сатурна - находятся в разных плоскостях, не сильно, но в разных) и на манёвры в системе Сатурна - то как-то не очень получается. А уж обеспечение не флаговтыка, а постоянной базы в силу пункта (4) - вообще ни как.

Если состыковать друг с другом Основной Старшип, с ПН, капсулой защиты от радиации, и т.д. и т.п., и один из Старшипов-заправщиков. Которые все равно летают к нему 6 раз, которые все равно с ним стыкуются.
Заправить так же этого заправщика. То мы получаем на орбите уже двухступенчатую систему из Старшипа и заправщика. Что там насчет ХС?)

Дальше опять уходим в тему аэробрекинга?

Об Сатурн уже считали. При наличии автопилота, контролирующего траекторию, торможение с такой скорости возможно.

А ротацию персонала как производить? Время нахождения одного человека в экспедиции более 20 лет (время между окнами + время на перелёт) - это уже совершенно за гранью разумного.

Я таки полагаю. Семенов в своих мечтах грезит о примерно том положении, которое было на Земле в эпоху географических открытий. Привезти куда-то людей, высадить их там, и прибыть в те края в следующий раз через 20-30 лет - вполне в те времена, случалось. И не считалось чем-то крайне недопустимым.
Да, это было на Земле, а не на другой планете где надо добывать себе все начиная с кислорода для дыхания. Но, экспедиция такого масштаба в любом случае обязана уметь все рециклить и использовать повторно / добывать из подножных ресурсов. Раз она это умеет, то почему бы и нет. А грузы-припасы для колонии можно возить беспилотными грузовиками по Гоману. Пару-тройку таких можно отправить еще до основного пилотируемого запуска, тем самым сократив объемы груза, которые пилотируемому кораблю необходимо везти с собой. Так что, то что вы говорите, ПН мало для колонии - это не для колонии А только для перелета. Груз для колонии грузовики привезут по менее энергоемкой траектории.

И как крайность показана пунктиром - предположение (разумеется гипотетическое) что мы недогруженный корабль (100 т груза всего) каким-то образом заправим ДВОЙНОЙ заправкой топлива. Видите? Выигрыш не стоит сверх усилий.

Двух-много-ступенчатые ракеты считаются не так.
Подставьте в расчет параметры Сатурн-5, заправьте ее двойным количеством топлива, и она у вас скорее всего даже на НОО не выйдет.

[gan]

Форумчане, тема стала очень интересной, читать ее приятно... Лирические отступления ув. Алекса Семеного, заслуживает целого рассказа и было бы здорово его прочитать. Ну это такое...


Теперь о "такси" на Титан. Версия доставки на химической ракете считаю раскрыта полностью, со всеми ее недостатками. Как бы нам Маск, да ине только он, уже намекнул что не стоит...  И многие читающие уже понимают что нужно что-то тяжелое, мощное, радиоактивное...


Так как космос радиоактивен, то наверно брать его нужно его же методами... Наконец-то более или менее форумчане начали понимать что для защиты от космического излучения требуются тонны материала на корпусе, и таскать его на химии не вариант совсем. Нужно плотнее рассматривать , ядерные двигатели и установки. Сразу появляется вопрос, его уже поднимали, где это строить на Земле или в точке Лагранжа.


Второй вопрос, из чего строить стенки(бетон, полиэтилен(водородосодержащие), свинец, железо).

3. Двигатель и реактор. Тут много вариантов.


4 . Быт космонавтов. Пример подлодок кстати очень полезен, особенно по защите от радиации.


5. Цена... Ну тут скорее всего нужно напрягаться всей Землей и менять менталитет о целях. Капитализм тут скорее всего лишний, но могут быть и варианты. Можно пока опустить...