SpaceX

[anovikov]

Выделение энергии при возвращении с Луны на единицу веса в 2 раза больше. Очевидно что наращивать не придётся , если сейчас запас 100 раз. А вообще ТЗП Драгона заранее проектировалась на возвращение с Марса.

[Serrgee]

Выделение энергии при возвращении с Луны на единицу веса в 2 раза больше. Очевидно что наращивать не придётся , если сейчас запас 100 раз. А вообще ТЗП Драгона заранее проектировалась на возвращение с Марса.

Не факт. материал который держит температуры схода с низкой орбиты , не будет так же легко держать температуры возвращения с Луны. Там зависимость должна быть не такая простая. С ростом температуры возможно в разы большее потеря абляционного материала. Но это уже надо к спецам вопрос задавать...

Добавлю - вы уверенны что сейчас запас в сто раз ? именно запас надежности по спецефикациям а не общие рассуждения об 1% прогара.  Просто такое излишнее укрепление, если бы оно было, было бы инженерной ошибкой - лишняя масса которую можно использовать по другому.

[anovikov]

там просто массы этой в целом ничтожно мало, она погоды не делает. вероятно, просто кирпичи материала более тонкие неудобно было изготавливать или клеить, ну и щедрой рукой клеили.

температура будет меняться очень мало, покрытие же излучает как абсолютно черное тело, температура меняется как корень 4 степени.

[Serrgee]

там просто массы этой в целом ничтожно мало, она погоды не делает. вероятно, просто кирпичи материала более тонкие неудобно было изготавливать или клеить, ну и щедрой рукой клеили.

температура будет меняться очень мало, покрытие же излучает как абсолютно черное тело, температура меняется как корень 4 степени.

температура будет меняться очень мало

Не верно. Если бы это было так, использовали бы ТЗП Шаттла по всей поверхности. Это было бы и легче и дешевле, чем восстанавливать старую технологию программы Апполон, а ее ведь именно восстанавливали полностью, по документам. И испытывали что бы убедиться что повторить удалось.
Вообще небыло бы нужды в абляционном покрытии после изобретения плиток Шаттла и Бурана если бы все было как вы пишите.

[testest]

Эта тема обсуждалась в теме нового российского корабля.

С возвращением с низкой орбиты сравнивать нельзя - с таким вхождением в атмосферу справляется и ТЗП челноков,   температуры при вхождении на скоростях от лунной орбиты более 10.000 градусов. У того же Ориона плитка как на шаттлах только на боковой поверхности. Внизу старое тзп по технологии еще программы Апполон, и они считают что оно легче и дешевле пика икс. Там же в теме сравнивали с нашим новым для Федерации, и по прикидке оно так же получается легче пика икс, с учетом системы крепления материала.

вот тут и далее посмотрите:
Ответ #1559
https://astronomy.ru/forum/index.php/topic,51661.1540.html

Поэтому сделать для возвращения от Луны они могут, сам материал позволяет, но его толщину придеться наращивать - соответсвенно общая масса вырастет.

Нет, нынешнего ТЗП будет достаточно для возвращения со второй космической скоростью, и Маск неоднократно об этом говорил. На "Орионе", заметьте, планировалось использовать PICA. К теплозащитным характеристика PICA у разработчиков Ориона вопросов не было, просто оно казалось им дорогим. PICA-X - это покрытие, усовершенствованное уже в SpaceX в сторону упрощения производства. Если верить википедии, стоимость PICA-X удалось снизить в десять раз по сравнению с PICA. Еще Маск говорил, что на Dragon 2 будет новая усовершенствованная версия PICA-X.

[Demidrol]

Прожгли.

https://www.youtube.com/watch?v=Wt6orQDqf4A&feature=youtu.be

Оба суппорт судна тоже вышли в море.
По погоде 70% на пуск в четверг.

[gary256]

Да никакой проблемы нет, для облёта Луны - F-H хватает с 2-кратным запасом, для выхода на низкую орбиту - нужен разгонный блок, у super draco слишком низкий у.и.
Если приладить что-то наподобие верхней ступени от Ariane V G, с двигателем Aestus - как раз самое то, долетит до низкой окололунной орбиты и обратно вполне. Аналогично можно ей доставить посадочный модуль упрощённый наподобие советского ЛК.

А можно обойтись без отдельного посадочного модуля?
У аполоновского лунного модуля взлетная ступень весила 4.6 тонн, половина етого веса топливо.
Дракон весит 4 тонны и берет 6 тонн груза (6 тонн включая топливо?).
Правда удельный импульс SuperDraco 235s? А у Аполона 311.
С учетом того что тонну надо на космонавтов, кислород то получается но очень с натяжкой?

Вот если более ефективные движки поставить то можно летать?
FH + бустер (к которому надо будет опять стыковаться для отлета на землю) + дракон + бочка с керосином на луне

[Serrgee]

Нет, нынешнего ТЗП будет достаточно для возвращения со второй космической скоростью, и Маск неоднократно об этом говорил. На "Орионе", заметьте, планировалось использовать PICA. К теплозащитным характеристика PICA у разработчиков Ориона вопросов не было, просто оно казалось им дорогим. PICA-X - это покрытие, усовершенствованное уже в SpaceX в сторону упрощения производства. Если верить википедии, стоимость PICA-X удалось снизить в десять раз по сравнению с PICA. Еще Маск говорил, что на Dragon 2 будет новая усовершенствованная версия PICA-X.

Скажите, вы по ссылке заглянули, или сразу ответ написали ? 
Там как раз и пишут что рассматривали для Ориона. но отказались по двум факторм - цена и больший вес . Еще раз повторюсь - я очень сомневаюсь что покрытия которое используется сейчас будет достаточно, по одной причине - если его достаточно для возвращения с лунной орбиты, значит сейчас оно избыточно, а это вообще то инженерная ошибка, лишняя масса которая могла бы быть использована на ПН, для НОО. Поэтому думаю массу ТЗП придеться наращивать, причем не только лобового щита, но и дорабатывать для боковых поверхностей.

п.с. Дайте пожалуйста ссылку где непосредственно Маск говорит что той защиты что стоит на Драгоне сейчас будет достаточно для возвращения с Луны.

п.п.с. Добавлю - подозреваю что тут путаница , путают возможность использования этого материала с имеющейся защитой из него.

[testest]

Скажите, вы по ссылке заглянули, или сразу ответ написали ? 

По ссылке разбирается статья, автором которой являюсь я Насчет грузового Дракона не знаю, а насчет пилотируемого Вragon 2 еще на презентации в мае 2014 года (можно найти на Youtube) Маск сказал прямо и потом повторял (можно найти у него в твиттере) - он будет способен возвращаться со второй космической скоростью. Здесь нет ошибки, т. к.  SpaceX изначально делает ту технику, которая должна пригодиться им в собственных планах, а не только для выполнения контрактов с НАСА.

[Маска]

Вот моделирование возникающих тепловых потоков при входе со второй космической.
http://www.tsagi.ru/pressroom/events/seminars/videoseminar-aeromekh/27.05.2014/
Видно,что во фронте температура достигает 10000 градусов.Но температура самых теплонапряженных участков в районе 3000 градусов.Это объяснсется тем,что температура поверхности ВА не может превышать температуры абляции, а для многоразового ТЗП - равновесной температуры в данной точке.При входе со второй космической она оказывается в районе 3000 градусов.
Вот видео ,где Ames Research Center тестирует свой материал PICA-X.

Так что нет у Dragon никаких проблем с возвращением со 2 КС.А уж чей материал,и на каком основании его считают "своим",-это не мне решать. http://www.parabolicarc.com/2012/05/21/dragon-heat-shield-developed-at-nasa-ames/ 
http://nasasearch.nasa.gov/search?utf8=%E2%9C%93&affiliate=nasa&query=PICA-X

[anovikov]

Ну "чей" это по-моему ясно: материал изобрели не они, а конкретную технологию его производства - они.

[Serrgee]

Тогда прошу уточнить.

Суть абляционного покрытия в том , что по мере его работы часть его "прогорает" и уноситься с поверхности. Так отводиться тепло. Правильно ?

То есть чем большие тепловые режимы, тем больше надо данного покрытия по массе и наоборот - чем меньше, тем и массу покрытия надо делать меньше. Так ?

Тогда одно из двух , или той толщины что есть сейчас не должно хватить на более жесткие режимы, или наоборот, сейчас покрытие избыточно, его можно делать тоньше, и соответственно снизить массу аппарата, причем если утверждение в 1% прогара верно , то массу ТЗП можно снизить чуть ли не в разы без потери надежности. Тогда почему это не сделано ?

[anovikov]

Потому что экономия будет совершенно ничтожной. Это просто не стоит возни по переделке и пересертификации, дополнительным испытаниям. Теплозащита перестала быть камнем преткновения при проектировании космических аппаратов, у Вас просто по инерции из книжек и статей 60-х сохранилось мнение что это очень "дорогая" по массе задача и вокруг неё вертится всё.

Поскольку вход в атмосферу при возвращении с Луны происходит обычно с отскоком в 2 этапа, то на каждом выделяется примерно одинаковая кинетическая энергия за одинаковое время - так что температура скорее всего, вообще не будет отличаться, просто глубина прогара покрытия в 2 раза увеличится.

[Pova]

Вот ещё инфа для размышления

One improvement that PICA-X represents is greater ease of manufacturing. Like many things at SpaceX, PICA-X is made in-house and at a fraction of the cost of NASA’s PICA. Produced in large pieces and then cut into tiles about the size of a cafeteria tray they are placed, in a similar fashion to the MLS shield, on to a carbon-composite mold. The tiles are about 3 in (8 cm) thick, and weigh about 2 lbs (1 kg).

That’s right, the heat shield on the Dragon is only three inches thick which hardly sounds thick enough to keep a wheel of cheese from melting. The shield is robust enough that only about half an inch, less than 1 centimeter, burns off during reentry allowing a comfortable safety margin for both cargo and astronauts.

Another noted improvement of PICA-X is it’s potential for reusability, which is the key focus at SpaceX. In a April 2011 SpaceX update it is noted that the PICA-X heat shield has the potential to be used dozens of times for reentry to Earth’s atmosphere.

Итого: хватило бы и 1 см толщины теплозащиты, но используют 8. Массу можно прикинуть, посчитав число плиток, масса одной плитки около 1 кг. Избыточная толщина слоя теплозащиты, как я понимаю, была выбрана по причине прицела на многоразовость, чтобы гарантированно не иметь с этим проблем.

[anovikov]

Ну да, получается что вместе с клеем там меньше 200 кг массы. Вот откуда взялась цифра в 100 фунтов - это _необходимая_ масса покрытия (даёт толщину 2 см), а не фактически имеющаяся. То есть масса фактически выгорающего ТЗП - это примерно 0.3% массы корабля (вместе с возвращаемым грузом).

[Serrgee]

То есть расходуется около 12,5% . А остальное теплоизоляция и надежность. По поводу многоразовости абляционного покрытия очень сомнительно. Вряд ли кто то рискнет использовать его повторно.

[vagabond]

Почему у SpaceX есть все шансы приземлиться на Марсе
http://hi-news.ru/space/pochemu-u-spacex-est-vse-shansy-prizemlitsya-na-marse.html

[Serrgee]

Почему у SpaceX есть все шансы приземлиться на Марсе

404 такой страницы не существует

[vagabond]

Почему у SpaceX есть все шансы приземлиться на Марсе

404 такой страницы не существует

Исправил

[anovikov]

Я забыл по сколько американцы жрут cafeteria tray у них явно намного больше нашего )

Посмотря на фотку heatshield, насчитал всего 54 плиты на основной поверхности и примерно 20-22 на изгибе. То есть где-то 75 кг общая масса всего-навсего, 1% от возвращаемой, это при том что сгорает 1/8!