Межпланетный Транспорт: двигатели и стратегии

[Кремальера]

Почему бы его не амнистировать?

Естественно.Не стреляйте в пианиста-он играет как умеет.

[Diivanych]

Почему бы его не амнистировать?

Но можно и подождать
https://www.youtube.com/watch?v=FCAbhLzL6-4

А кто не согласен… Добро пожаловать!

http://forums.airbase.ru/2020/06/t111085--proekt-russ-alka.8691.html

[Rattus]

(кликните для показа/скрытия)

Свободу Анджеле Дэвис, Юрию Деточкину и Александру Семёнову

Предлагаю досрочно освободить за хорошее поведение

Почему бы его не амнистировать?

Поддерживаю.

Попробую внести петицию в модераторском разделе. Разрешат - скостим. Собственно сделал бы это сам ещё вчера, но за самоуправство получить ещё и самому желания нет.

[RAMON]

Я конечно понимаю - дисциплина, порядок и всё такое должно быть. Но всё эти годы я так ждал кода же участники перейдут от обсуждения далеких и не актуальных звездолётам к близким и реальным Титанам и Марсам, и вот когда это случилось  (Великий тренд о небелунгах с продолжением) главного режиссера и постановщика посадили за какое то мелкое изнасилование. Выпустите его пожалуйста, очень кина хочется.

[дерево]

Какой двигатель и на насколько дальних орбитах будет иметь меньше массу и проще в изготовлении: ядерный или солнечный ^{[Popular Mechanics 1957 №03] [Solar Rocket System Concept Analysis (1979)]} тепловой реактивный? Оба предполагают контактную передачу тепла от нагревателя к рабочему газу, имея примерно одинаковую температуру (ограничение материалами явно ниже, возможных ~5000 К в сконцентрированном солнечном свете), и соответственно скорость истечения. У солнечного даже может быть больше за счёт прямого догревания газа светом в сопле при достаточно точном концентрировании.
На с.48 приводится значение ~0,15 кг/м² для надувного зеркала из полувековой давности материалов. То есть ~5 кВт/кг (зеркало под углом к лучам) для земной орбиты, что при скорость истечения ~10 км/с и массе зеркал ~10% от всей массы с учётом топлива даст ускорение ~0,05 м/с², растущее по мере расхода топлива. Путь разгона до ~20 км/с получается порядка ~10 млн км, много меньше межпланетных расстояний.
Но по мере удаления от Солнца ускорение падает в квадрате, а преодолеваемое расстояние увеличивается примерно в первой степени, значит на больших расстояниях от Солнца путь разгона начнёт превышать половину преодолеваемого расстояния и тогда уже понадобится корабельный источник тепла. Максимальное расстояние R от Солнца пригодности солнечного теплового реактивного двигателя можно оценить, задавшись ограничением пути разгона/торможения до 10% от расстояния до Солнца.

(кликните для показа/скрытия)

Путь разгона при постоянной мощности \(\frac{u}{{{a_{begin}}}}\left( {u + {{\rm{e}}^{ - \frac{{{V_{end}}}}{u}}} - {{\rm{e}}^{ - 2\frac{{{V_{end}}}}{u}}}} \right)\)
\[\begin{array}{l}
0,1R >  \approx \frac{u}{{{a_{begin}}}}\left( {u + {{\rm{e}}^{ - \frac{{{V_{end}}}}{u}}} - {{\rm{e}}^{ - 2\frac{{{V_{end}}}}{u}}}} \right)\\
{a_{begin}} = \frac{F}{{{e^{\frac{{{V_{end}}}}{u}}} \cdot {m_{end}}}}\\
F = \frac{{{P_0}\frac{{R_0^2}}{{{R^2}}}}}{u}\\
0,1R >  \approx \frac{u}{{\frac{{\frac{{{P_0}\frac{{R_0^2}}{{{R^2}}}}}{u}}}{{{e^{\frac{{{V_{end}}}}{u}}} \cdot {m_{end}}}}}}\left( {u + {{\rm{e}}^{ - \frac{{{V_{end}}}}{u}}} - {{\rm{e}}^{ - 2\frac{{{V_{end}}}}{u}}}} \right)\\
0,1R >  \approx \frac{{{m_{end}} \cdot {u^2} \cdot {R^2}\left( {u \cdot {e^{\frac{{{V_{end}}}}{u}}} + 1 - {{\rm{e}}^{ - \frac{{{V_{end}}}}{u}}}} \right)}}{{{P_0} \cdot R_0^2}}
\end{array}\]

\[R <  \approx \frac{{0,1{P_0} \cdot R_0^2}}{{{m_{end}} \cdot {u^2} \cdot \left( {u \cdot {e^{\frac{{{V_{end}}}}{u}}} + 1 - {{\rm{e}}^{ - \frac{{{V_{end}}}}{u}}}} \right)}} \approx \frac{{0,1 \cdot 1321 \cdot {{149,6}^2} \cdot {{10}^{18}}}}{{{m_{end}} \cdot {{10000}^2} \cdot \left( {10000 \cdot {e^{\frac{{{V_{end}}}}{{10000}}}} + 1 - {{\rm{e}}^{ - \frac{{{V_{end}}}}{{10000}}}}} \right)}} \approx \frac{{3 \cdot {{10}^{16}}}}{{{m_{end}} \cdot \left( {10000 \cdot {e^{\frac{{{V_{end}}}}{{10000}}}} + 1 - {{\rm{e}}^{ - \frac{{{V_{end}}}}{{10000}}}}} \right)}}\]и задавшись разными значениями отношения конечной массой корабля к полезной площади зеркала m_end в кг/м² можно построить графики:

На них видно, что достаточно лёгкое зеркало позволят разогнаться около орбиты Земли более 30 км/с вместе с рабочим газом для торможения (тяжёлый корабль синяя линия) и около орбиты Нептуна затормозить на расстояниях меньше межпланетных на 20 км/с использовав всё топливо (лёгкий корабль жёлтая линия).

[николай теллалов]

Какой двигатель и на насколько дальних орбитах будет иметь меньше массу и проще в изготовлении: ядерный или солнечный тепловой реактивный?

я за второй

особенно если будет в наличии "подсветка" лазерами с устройств внутри орбиты Меркурия
тогда может получиться комбинация парусника с солнечно-тепло-реактивным кораблем (для экономии рабочего тела)

[Сергей Н]

особенно если будет в наличии "подсветка" лазерами с устройств внутри орбиты Меркурия

А не будет ничего, если будем и дальше опираться на данные почти вековой давности игнорируя реальность.
Вот и Семёнов туда же. Вместо того, что бы воспользоваться баном с пользой, для расширения познаний в области энергетики и космических технологий, он ломанулся писать на другой форум. И не удивительно, что о стальной ракете (спасибо что не чугун) аж 2000 тонн ПН на НОО.
Трудно что ли зайти на scholar.google.com, воспользоваться скайхаб для доступа к платным статьям?
Куча реально перспективных разработок по запросам fission-fragment reactor, HTR, VHTR, MHD.

[николай теллалов]

А не будет ничего, если будем и дальше опираться на данные почти вековой давности игнорируя реальность.

загадочное изъявление
поясните в чем именно состоит "игронирование реальности"

[sharp]

Нет нет. Энергетический реактор гораздо менее напряженный.
Ну прикинте. Пусть у вас ракета (условно) 100 кг.  Вы намерены разгонять ее с ускорением 0.5g (то есть поднять с поверхности Земли вы не сможете при такой тяге). Вам нужна тяга  490 Н. При истечении 9 000 м/с, мощность струи 490*9000/2=2 205 000 Ватт. Разделите на массу ракеты (ракеты, даже не реактора!), получаем 22 050 Вт/кг.
Напомню что у современных проектов ионных атомных буксиров энерговооруженность 50-70 Вт/кг. Чувствуете разницу?

Проблема энерговооруженности ЯЭУ для ионника - в том, что охлаждать его приходится замкнутым контуром охлаждения. Поэтому вы и не можете вырабатывать больше тепла, чем сумеете отвести через радиаторы (за вычетом полезной энергии, которая покидает корабль с рабочим телом).

Но в ЯРД ситуация принципиально иная: вы фактически охлаждаете проточно в незамкнутом контуре! Рабочее тело является одновременно охладителем. И, забрав один раз тепло от реактора, оно физически покидает корабль.
В этом плане ЯРД имеет заметную схожесть с ЖРД. В химической реакции достигается колоссальная плотность энергии! Куда она вся девается? По большей части улетает с продуктами сгорания!
Вот в ЯРД то же самое, только энергия от атомной реакции, а тепло передается инертному веществу - водороду.
Тут еще вистов добавляет тот факт, что водород на входе в ЯРД криогенный, то есть очень низкой температуры.

А чем Маск отличается от остальных? У остальных оч... нервы железные?

От остальных кого? У нас много частных контор ведут ядерные испытания?

А мне в детстве говорили что нельзя. Поэтому я и обалдел, увидив концепт IST.

Тут важно понимать, о чём именно вам говорили "нельзя", а так же почему. А именно - нельзя (или во всяком случае, крайне затруднительно) отправить к Марсу миссию по "аполлоновскому" сценарию. То есть, когда летит к целевой планете ОДИН корабль, пусть даже составленный из разделяемых модулей. И при этом осуществляет последующий возврат экипажа на Землю.

Почему нельзя - тоже понятно, нужна очень существенная масса топлива для того, чтобы стартовать с Марса, даже если взлетает только взлетная ступень. Какое решение этой проблемы самое "простое" и прямолинейное? Допустим, если нет никакой возможности для ISRU? Разумеется - доставить топливо с Земли!

Таким образом, исходное "нельзя" модифицируется в более оптимистичное "если очень хочется, то можно, но потребуется многовато пусков".

А как решает проблему Маск? Да, он предлагает ISRU, но для этого потребуется отправлять дополнительные корабли с оборудованием, которые не возвращаются. При этом, каждый рейс к Марсу сам по себе многопуск. Ну и в чем особая красота решения? От кучи пусков-то никак не избавились.

Потом, представьте себе, что ISRU по каким-то причинам "не взлетит". Сколько Старшипов придется переть, чтобы заправить единственный возращающийся? 6 штук, что означает более 40 пусков!

Ну и в чём это какая-то особенно красивая концепция, если подумать? Чем хуже НАСАвский малоизвестный концепт со взлетной ступенью и орбитером? https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20150016019.pdf

[Андрей Астрофизический]

Ну и в чём это какая-то особенно красивая концепция, если подумать?

Тем, что если довести до ума все надлежащие технологии - многоразовость РН, быстрота межполетной подготовки, и производство пары на Марсе - то концепция реальная.
А доводке до ума этих трех столпов, никакие принципиальные физические запреты не мешают, хоть и сложен каждый из трех.

[sharp]

Тем, что если довести до ума все надлежащие технологии - многоразовость РН, быстрота межполетной подготовки, и производство пары на Марсе - то концепция реальная.
А доводке до ума этих трех столпов, никакие принципиальные физические запреты не мешают, хоть и сложен каждый из трех.

Я и не подвергал сомнению теоретическую реальность. Вопрос мой был - в чем ее особенная красота, по сравнению с другими реальными концепциями.

[Проходящий Кот]

особенно если будет в наличии "подсветка" лазерами с устройств внутри орбиты Меркурия

А не будет ничего, если будем и дальше опираться на данные почти вековой давности игнорируя реальность.
Вот и Семёнов туда же. Вместо того, что бы воспользоваться баном с пользой, для расширения познаний в области энергетики и космических технологий, он ломанулся писать на другой форум. И не удивительно, что о стальной ракете (спасибо что не чугун) аж 2000 тонн ПН на
 НОО.
Трудно что ли зайти на scholar.google.com, воспользоваться скайхаб для доступа к платным статьям?
Куча реально перспективных разработок по запросам fission-fragment reactor, HTR, VHTR, MHD.

А какая реальность стоит за этими гениальными прожектами?
Что такого в них нового?

[Susamidim]

Я и не подвергал сомнению теоретическую реальность. Вопрос мой был - в чем ее особенная красота, по сравнению с другими реальными концепциями.

В презентациях. Раньше презентации не такие красивые были.

[sharp]

Но есть одна засада, которую надо учитывать. Вот вам картинка по интегральной эффективности ракеты как движителя (которая разгоняется в одну сторону)
z - отношение массы топлива к массе пустой ракеты. То есть z+1 = R - число Циолковского. При оптимальной z~ 4 эффективность ~65% Но теперь попробуйте подставить в формулу эффективности ракеты z =200 Я получил 14% (кстати, ожидал худшего!) Это только двиЖителя.  Если подставить 2000 получим 2%
То есть вы не просто расходуете много массы на один и тот же разгон.
Вы расходуете и много энергии на ту же самую работу.

Александр, с этим я даже не спорю Несколько лет назад немного поигрался с моделированием космических перелетов, и получил те же самые (или очень схожие) соотношения.

Но тут есть, как говорится, еще один нюанс.
А именно - то, что разные удельные импульсы требует кардинально различных технологий. И следует учитывать не только энергетическую эффективность, но и доступность и применимость тех или иных технологий. Проще говоря, иногда выбор может стоять - либо не летим вообще, либо летим на том, что есть, даже если это жуть как неэффективно
Несложно заметить, что по вашей формуле все современные средства выведения идут существенно мимо энергетического оптимума. А если говорить о дальнем космосе - так и вовсе чудовищно мимо. Ну и что теперь, не пулять ничего в космос?

Всё же этот аспект более критичен для межзвездных перелётов. Чтобы долететь до Проксимы хотя бы за 1000 лет (не говоря уж о меньшем), требуются настолько колоссальные энергии, что масса выгоревшего делящегося изотопа в реакторе будет вполне сопоставима с расходом рабочего тела. Вот тут да, приходится серьезно задумываться об энергетической оптимизации.

Мало кто обращает внимание, что ракета с очень большим массовым числом тратит почти всю свою энергию на нагрев вселенной. Полезная работа оказывается мизерной по сравнению с выделившейся энергией. Ладно вы "прожгли" зря стенки двигателя... А запасается эта энергия, между прочим в топливе не так уж и просто.

Ну а с ионником на межпланетных перелётах можно запросто угодить в же проблему с обратной стороны графика, если УИ окажется "великоват", по сравнению с требуемой характеристической скоростью.

[crazy_terraformer]

Потом, представьте себе, что ISRU по каким-то причинам "не взлетит". Сколько Старшипов придется переть, чтобы заправить единственный возращающийся? 6 штук, что означает более 40 пусков!

Переть придётся тогда только один метан с некоторым избытком на компенсацию утечек. Кислород же можно получать из атмосферного CO2.
Метан≈1/5 топлива , значит порядка 13 -14 пусков и два корабля?

[crazy_terraformer]

Ну и в чём это какая-то особенно красивая концепция, если подумать?

Тем, что если довести до ума все надлежащие технологии - многоразовость РН, быстрота межполетной подготовки, и производство пары на Марсе - то концепция реальная.
А доводке до ума этих трех столпов, никакие принципиальные физические запреты не мешают, хоть и сложен каждый из трех.

Межполётная подготовка на Марсе — это вопрос, фиг с ней с быстротой. Суточные перепады температур,электростатически заряженная тонкая пыль..
Кагбы наши космодесантники да на Марсе б не остались навсегда — типа невозвращенцы по причине несовершенства технологии.

[AndrejM]

Кагбы наши космодесантники да на Марсе б не остались навсегда

а разве не таков план?
колонизацию же замышляют, а не пикник на обочине

Без кораблика на заднем дворе ни кто не позволит. Да и не начнёт.

[AndrejM]

Ну и в чём это какая-то особенно красивая концепция, если подумать?

Тем, что если довести до ума все надлежащие технологии - многоразовость РН, быстрота межполетной подготовки, и производство пары на Марсе - то концепция реальная.
А доводке до ума этих трех столпов, никакие принципиальные физические запреты не мешают, хоть и сложен каждый из трех.

Межполётная подготовка на Марсе — это вопрос, фиг с ней с быстротой. Суточные перепады температур,электростатически заряженная тонкая пыль..
Кагбы наши космодесантники да на Марсе б не остались навсегда — типа невозвращенцы по причине несовершенства технологии.

На самом деле главное маленький заводик с собой.
Без него все остальное просто непонадобиться.

[библиограф]

Переть придётся тогда только один метан с некоторым избытком на компенсацию утечек. Кислород же можно получать из атмосферного CO2

А что, метан тоже можно получать из СО2
https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A0%D0%B5%D0%B0%D0%BA%D1%86%D0%B8%D1%8F_%D0%A1%D0%B0%D0%B1%D0%B0%D1%82%D1%8C%D0%B5

[crazy_terraformer]

Кагбы наши космодесантники да на Марсе б не остались навсегда

а разве не таков план?
колонизацию же замышляют, а не пикник на обочине

Без кораблика на заднем дворе ни кто не позволит. Да и не начнёт.

Этому кораблику на Марсе стоять года два, за это время мало ли чего приключится...

На самом деле главное маленький заводик с собой.
Без него все остальное просто непонадобиться.

Для синтезу спирта этилового....

Переть придётся тогда только один метан с некоторым избытком на компенсацию утечек. Кислород же можно получать из атмосферного CO2

А что, метан тоже можно получать из СО2
https://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A0%D0%B5%D0%B0%D0%BA%D1%86%D0%B8%D1%8F_%D0%A1%D0%B0%D0%B1%D0%B0%D1%82%D1%8C%D0%B5

Ну и шо? Только водород переть туда сжиженный то ещё удовольствие. Теплоизоляция будет тяжелее, чем для метана, плюс часть испаряющегося придётся стравливать за борт....
А из гидридов лучше либо метан, либо аммиак. Первый — больше УИ, второй — температура кипения выше.