Двигатель для межзвёздных перелётов

[exeld]

Шифровку расшифруете?
заразился от крэйзи терраформера.извиняюсь.
если правильно что на мощности 200ватт/кг можно за сто девяносто лет разогнаться до 1000км/с(1500 лет до центавры,округляю)то нужно думать как сократить время разгона.
никакой реактор не выдержит 190 лет,как ни ремонтируй.
повышать удельную мощность ДУ даже не пробую.она и так киловатт на килограмм.
чудо реактор,который Алекс_ав с Семеновым считали.две тысячи градусов в рабочей зоне,тысяча двести на радиаторах.
использование переменного импульса помогло бы сократить разгон,но это за гранью арифметики.не шмогу посчитать.
делаю что могу-сокращаю потребную ∆v.при той же удельной мощности это позволяет квадратично снизить время разгона.не ошибаюсь?
от Солнца обертом можно взять 300км/с,если набрать в периастре 30км/с.
термоглиссер не работает-делаем что умеем.сжигаем водород с кислородом.
с каждой водородной ступени можно выжать 6 км/с.ничего не перепутал?
пять ступеней-30км/с.соотношение стартовой и конечной масс в районе тысячи.вроде верно?что похожее американцы в лунной программе сделали.тычячи тонн стартовали,единицы вернулись.пусть разгонная бочка хоть гигатонной будет.
на Солнце используя Юпитер можно упасть.
если ничего не напутал,то изделию останется набрать 700км/с из тысячи.0.7.
время работы реактора сокращается вдвое,до сотни лет.
нигде не ошибся?

[alex_semenov]

вопрос есть по удельной мощности.
в теме про звездолет на ионниках было высказывание Гуру,что 200вт/кг вполне достижими и при этом превышать их смысла нет особого.изза резкого роста расхода урана.
Это для звездолёта на ионниках с реактором деления напоминаю.
200вт/кг это полторы тысячи лет до центавры.ДУ пашет всю дорогу-разгоняет и тормозит.
(округляю)средняя скорость одна трехсотая,1000км/с.
максимальная 2000км/с.
а смысл?не проще разгоняться до средней и отбой?да на пару сотен лет дольше летим.
НО:
375 лет разгона вместо 750ти.потребная ∆v снижается вдвое,соответственно вдвое снижается потребный УИ.тем же реактором выжимаем из ионников вдвое большую тягу,ускоряемся тоже вдвое быстрее.190 лет разгона вместо 750ти.
уже пореальнее.а ведь можно ещё и переменным УИ поиграться,говорят помогает..
если нигде не ошибся, то подбирая крохи можно и до сотни лет разгон сократить.
в такое ещё поверю.
я нигде не ошибся?

Не знаю. Надо пересчитывать. Но я вообще то не вижу пользы ЕЩЁ растягивать время экспедиции.
200 ватт/кг - это для звездолета ну очень мало.
Это ПРЕДЕЛЬНЫЙ пессимизм.
Вот вся панорама как есть.



Лететь 1000 или 10 000 лет к ближайшей звезде... "Вояджеры", запусти мы их в нужном направлении летели бы 50 000 лет.
Просто такой срок полета, как мне кажется,  слишком длинный.
Тут уже обсуждалась на отдельном треде тема корабля-мафусоила, который тысячи лет работает как часы... Тот же Штерн книгу о таком написал. Но мне кажется тут есть попытка перенести технические проблемы с одного края (чудовищная удельная мощность для относительно быстрого звездолета) на другой (чудовищная, немыслимая надежность работы систем и подсистем сложнейшей машины в течении тысяч лет полета). Мне кажется это что-то типа свалить с больной головы на здоровую. Концептуально не очень красивый ход. И значит в неверном направлении вообще. Хотя, как попытка нащупать границу возможного (отважится на невозможное) - вполне обсуждаем.
Я же считаю, что истина где-то в середине.
Не очень быстро (чтобы  вписаться в реальность с двигателем) и не очень медленно (что бы не умереть по пути).
Это 0.05с. Полет долгий. Столетия. Но это можно выдержать. Хотя и для такого броска нужна некая уникальная (несуществующая пока) двигательная система.

[exeld]

Александр Анатольевичь,основная мысль была о том что в случае пары реактор-ионник всю дорогу разгоняться-тормозить не стоит.достаточно добрать до средней путевой и перейти в инерционный.тем более снижение потребной ∆v в этом случае снижает и оптимальный УИ.то есть снижение дельты вдвое-вдвое снижает потребный УИ и позволяет повысить тягу вдвое.время разгона в итоге сокращается квадратично,в четыре раза.
разгон не половина,а одна восьмая времени полёта.время полета увеличивается на одну шестнадцатую.несущественно.
а бомжелёт я для души рисую

[alex_semenov]

Александр Анатольевичь,основная мысль была о том что в случае пары реактор-ионник всю дорогу разгоняться-тормозить не стоит.достаточно добрать до средней путевой и перейти в инерционный.тем более снижение потребной ∆v в этом случае снижает и оптимальный УИ.

Я не понял, чего вы хотите выиграть этим приёмом?
Ну просто посмотрите. Это же физика 8-й класс.



Конечно тут не ракета. Тут "простейший" равномерный разгон. Но сути это не меняет.
Вы хотите преодолеть дистанцию L за время T.
То есть, площадь фигуры под любой из траекторий (a, b, с, d, е ...) должна быть ОДИНАКОВА. Это и есть преодолеваемый путь L, который константа.
И вот теперь смотрите.
Лучшая С ЭНЕРГЕТИЧЕСКОЙ точки зрения - траектория a.  Простой прямоугольник. Вы мгновенно разгоняетесь до Va, летите по инерции и у цели мгновенно тормозите. Да, мгновенное торможение требует от вас БЕСКОНЕЧНОЙ удельной мощности. Но в принципе под "мгновенно" можно понять очень быстро.
Например. Если вы собрались лететь 100 лет а разгон-торможение совершить за 30 дней, то это можно считать почти мгновенным разгоном-торможением. Но при дистанции 4.5 св. лет. Вы должны для этого разогнаться до 0.45с за 30 дней.
Удельная кинетическая энергия в конце разгона (начале торможения) 9,1E+13 Дж/кг.
30 дней разгона/торможения - это 2592000 с. Делим Дж/кг на эти секунды, получаем Ватты/кг.
Это ~ 35 000 000 Ватт/кг
Очень грубо, конечно. Но просто. Более корректно выстроенные рассуждения (ракета там или еще что-то) дает чуть другую цифру, но не суть же!
Порядок будет этот.
Такова цена ЭКОНОМИИ ЭНЕРГИИ.
Да, траектория a - наиболее энергетически выгодная. Но требует чудовищной мощности при разгоне торможении.
Если вы хотите получить мощность НИЖЕ, рассчитанной выше ("мгновенной"), то вы должны удлинять t₁ и t₂ - доли времени на разгон и торможение. То есть УМЕНЬШАТЬ наклон катетов трапеции.
Но так как площадь прямоугольника a и трапеций b,с должны сохраняться (это же  дистанция L, которую мы преодолеваем за время Т) то мы должны повышать пиковую скорость до V_b, V_c...
Это в итоге повысит и итоговые энергозатраты для перелета за время Т на дистанции L. Разумеется. Но это - расплата за снижение необходимой для разгона и торможения мощности W (и удельной мощности транспортного средства).
Иначе - никак.
Мы завязаны в эту логику - жестко.
При этом процесс снижения удельной мощности (мы не знаем тип привода, ракет тут пока нет, заметили?), снижения ускорения разгона-торможения (увеличение наклона боковых сторон трапеций) нельзя производить бесконечно. Есть траектория перелёта, когда  ускорение на дистанцию L за время Т МИНИМАЛЬНОЕ.  Это треугольник d. Полет с постоянн включенным двигателем. Нет инерциального участка вообще.
Не важен тип привода. Да, у ракеты все будет выглядеть чуть иначе, но это не меняет этой простой логики.
В этом простейшем случае d пиковая скорость V_d в два раза больше чем в случае a, а значит энергозатраты в 4 раза выше.
Все верно.
Но это расплата за МИНИМИЗАЦИЮ ДО ПРЕДЕЛА удельной мощности перелета. Притом расплата окончательная. Дальнейший торг, как говориться не уместен. Это - предел. Да, можно продолжать валять дурака, снижая ускорение (траектория e) но тогда вам придется покупать снижение ускорения разгона за счет увеличения ускорения торможения.
Что предлагаете вы?
Я не совсем понял. Но мне ясно что вы не можете предложить ничего иного как одну из "трапециидальных" траекторий дабы сэкономить энергию.
То есть некоторое время лететь по инерции.
И тем самым сэкономить энергию.
Согласен. Хорошо бы!
Но как вы это можете сделать НЕ ПОВЫСИВ удельную мощность привода?
НИКАК.
Я считая полет с постоянно включенным двигателем считаю МИНИМАЛЬНУЮ НЕОБХОДИМУЮ для перелета дистанции L за время T удельную мощность w. Меньше сделать нельзя. Любые игрища с введением в траекторию и инерциального участка полета заставит нас либо увеличивать удельную мощность, либо удлинять время перелета.
Никак тут иначе не получается.
Для ракеты, разумеется, все будет сложней (красивей). Треугольник (при постоянно включенном перелете) будет неравнобедренный (разгон длится в два раза дольше чем торможение) и катеты будут выгнуты (левый вниз, правый - вверх). Получится такая красивая "дюна". Но сути это не изменит. От слова "СОВСЕМ".
Количественно все будет еще жостче чем в простейшем расчете выше.
Предел удельной мощности станет еще выше так как ракета (с постоянной скоростью истечения) это уже двиЖитель со своей эффективность. То есть расплатой второму началу термодинамики (расплата в двиГателе - еще один отдельный налог тому же ведомстсу!)
То есть вот этот график:



вердикт окончательный. Обжалованию не подлежит. Да все эти траектории тратят в 4 раза больше энергии на перелет чем ракета с неограниченной удельной мощностью. Но где вы такую найдете?

[exeld]

никак не получается с китайца послать хотя бы фотку с рисунка.
извиняюсь за назойливость.
нарисуйте треугольник.для простоты счёта-основание 16,высота 8.
трапецию-основание 16,высота 4,вышка 12.  16-16×1/8×2.
сравните площадь.
помните я говорил о квадратичном уменьшении времени разгона при уменьшении ∆v?
за счёт повышения тяги при снижении потребногоУИ.
выигрывать здесь нечего,но потери то?

[alex_semenov]

никак не получается с китайца послать хотя бы фотку с рисунка.
извиняюсь за назойливость.
нарисуйте треугольник.для простоты счёта-основание 16,высота 8.
трапецию-основание 16,высота 4,вышка 12.  16-16×1/8×2.
сравните площадь.

Я не понял что такое "вышка 12". Вы имеете ввиду что длина верхней грани 12?
Что такое "16-16×1/8×2"? Вы высчитываете эту верхнюю грань (время инерционного полета)?
Допустим.
Сравнил. Не сходятся.
Площадь треугольника 12*8/2=64
Площадь трапеции 4*(12+16)/2=56
Площадь трапеции меньше. Но обратите внимание. Грани трапеции уже имеют больший угол наклона чем у сравниваемого равнобедренного техругольника. То есть даже при меньшем пути (56 вместо 64) вам все равно уже нужно большее ускорение и торможение.
Это геометрия. Тут нечего выкручивать.
Как толко вы срезали у трехулольника вершину превратив его в трапецию, вы должны прибавить убранную сверху площадь по бокам.
Как же иначе? Вы в игру "Пифагор" когда-нибудь в детстве играли?
Задача оттуда!

помните я говорил о квадратичном уменьшении времени разгона при уменьшении ∆v?
за счёт повышения тяги при снижении потребногоУИ.
выигрывать здесь нечего,но потери то?

А вы уверены что вы что-то на таком обмене В ИТОГЕ выиграете?
Я уверен что нет.
До сих пор мы говорили об абсрактном равноменром разгоне-торможении. Но задача решена и для ракеты (с переменным ускорением ибо масса меняется в процесс разгона). И тут "все ходы уже записаны". Нечего оптимизировать.
Мы с AlexAV (а он приложил к этому руку в самый ключевой момент рассуждений, надо признать) уже все оптимизировали.
Вот смотрите. Этот график впервые был получен им.



Это перелет к А-Центавре ракеты с постоянно включенным двигателем. И видите? Тут РАЗНЫЕ скорости истечения для фиксированной удельной мощности в ракетной струе (то есть тяга умноженная на скорость истечения, деленная на сухую массу ракеты).
И явно прослеживается для каждой кривой (фиксированной удельной мощности) экстремум.
То есть при выбранной полезной удельной мощности струи для любой ракеты существует ОПТИМАЛЬНАЯ скорость истечения при которой эффективность ракеты максимальна на всей траектории перелета (и не важно есть в ней инерционный участок или нет. В данном случае его нет. В любом случае врмя полета будет минимально, так как достигнутая ракетой пиковая скорость будет максимальна).
Так вот.
Вот эта кривая (простите что ею вам опять тычу в лицо)



Как раз уже построена для ЭКСТЕРМУМОВ которые вы видите на графике выше. Понимаете?
То есть это график для ракет с  дважды оптимизированной удельной мощностью.
Во-первых она оптимизирована, минимизирована по тракетории. Она все время разгоняется и тормозится. Исключен инерциальный участок что бы ускорение было максимально маленьким. Больше оптимизировать, снизить удельную мощность/ускорение нельзя.
Но и струя ракеты каждый раз (для каждой дистанции, каждого значения абсциссы) подбирается так, чтобы  ракетный привод с постоянной тягой был наиболее эффективен. Выбери скорость истечения выше или ниже этого оптимума - время перелета окажется дольше чем дает этот график. Или вам для перелета за то же время потребуется большая удельная мощность ибо ваша ракета неоптимальна.
То есть не выкрутите вы тут нишиша уже. Ибо все уже выкручено до предела.

Хотя нет.
Вру.
Можете. Если будете менять удельный импульс (и тягу) по мере разгона. Тогда можно что-то выкрутить еще.
Совсем капли уже но можно.
На графиках выше считается что у ракеты скорость истечения хоть и выбирается произвольно (какая нам нужна) но однажды заданная в конструкции не меняется в процессе разгона.
Инженерно это логично. Но чисто теоретически не обязательно.
По-настоящему оптимизированная ракета (для максимизации эффективности двиЖителя который теоретически может приблизится сколь угодно близко к 1) должна менять свой удельный импульс в ходе разгона. Эта скорость должна равняться мгновенной скорости ракеты. И вот ее эффективность от Z (от u не может быть так как u все время меняется):



Видите? Ракета, которая отбрасывает так рабочую массу, может быть куда эффективней ракеты с постоянным истечением.
Но вам в начале надо отбрасывать много массы с малой скоростью, а в конце мало с большой.
Инженерно это почти не осуществимо.
Но самое плохое что в конце u=v.  Хотя бы потому, что если вы хотите разогнаться до v, вам надо уметь получать и скорость истечения u =v. А это не есть гуд. Одно из достоинств ракеты что она позволяет разгоняться при разумном Z (или R обозначают по разному) до скорости большей чем u. Так все химические ракеты отбрасывают ракетную массу чем в половину  медленней, чем ракета в итоге летит. При постоянном истечении в самом оптимальном случае вам нужно u=0.62v. Но вообще говоря, горб эффективности достаточно полог, поэтому всегда можно себе позволить (разумно) и истечение в два и даже в три раза меньше конечной скорости.
Вот графики для медитации. Это односторонний разгон ракеты (при разгоне торможении будет чуть не так, но не сильно) с постоянно включенным двигателем. Тут физика элементарно-школьная. Формулы все из учебника Перышкина по-сути.



Добавлю.
Говоря об эффективности я говорил об ЭНЕРГЕТИЧЕСКОЙ эффективности.
Хотя во всяких мурзилках, говоря об ракете, обычно говорят об минимизации стартовой массы.
Но энергетически оптимизированная ракета АВТОМАТИЧЕСКИ означает и  минимальную удельную мощность при прочих равных. Понимаете?
А удельная мощность - первый барьер на пути к звездам.
Энергетическая оптиминизация привода (двигателя и движителя) -  главное оружие борьбы за скорость, если вы хотите поместить источник энергии на борту звездолета (и хотя это дорогое удовольствие, выгоды от этого очевидны. Иметь при себе источник своей энергии/тяги очень удобно, это решает массу проблем при прибытии к цели).

[exeld]

да,не сходятся.про потери упоминал.насколько придётся увеличивать время инерционного полёта?
взамен:даже если тормозим реактивно-вдвое меньший потребный ресурс крайне напряжённых агрегатов.
в связке реактор-ионник,за счёт уменьшенной вдвое дельты,вдвое большее ускорение и вдвое меньшее,соответственно,время разгона.эм вэ и эм вэ в квадрате,вспомните проблему удельного импульса ионника .
значит вчетверо меньше время работы агрегатов.
вот и понял где ошибся.вышка не 12 а 8.
время в пути увеличивается на четверть,а не на восьмую.
но удлинение пути на четверть разве не стоит в четыре раза меньшего потребного ресурса сильно напряженных устройств?
думаю,выкрутился-нет?
/пошёл бить себя по затылку за двойку по арифметике/

[exeld]

не,после подзатыльников,понял что правильно считал.
вышка-12.

[petrovich1964]

удлинение пути

Времени? Сокращение?

[exeld]

время в пути.залипаю уже..

[Сергей Н]

Вот вся панорама как есть.

(кликните для показа/скрытия)

Давно хотел спросить про этот график. Это гипотетический звездолет масса которого на 100% состоит из рабочего тела?

[alex_semenov]

Вот вся панорама как есть.

(кликните для показа/скрытия)

Давно хотел спросить про этот график. Это гипотетический звездолет масса которого на 100% состоит из рабочего тела?

С чего вы это взяли? И как вы это себе вообще представляете?
 
Но спасибо за вопрос. Мне он так давно очевиден, что я забываю, мол, люди могут и не знать.
Важный нюанс. У оптимальной ПЕРЕЛЕТНОЙ ракеты (которая разгоняется в начале и тормозит в конце одним двигателем) энергетический минимум ВСЕГДА при массовом числе 4. То есть отношение массы топлива к массе пустой ракеты 3. На кг пустой ракеты (полезная нагрузка плюс конструкция) приходится 3 кг рабочей массы (и топлива) в баках.
Мнея удивило что не 4 (примерно четыре). Но так и есть.
Скорость - вектор. Поэтому перелет не равен разгону.
Вот разгон:



Если вы разгоняетесь в одну сторону до v (а НЕ перелетаете к цели, то есть не разгоняетесь с 0  до v/2 а потом тормозите до 0) то оптимальное массовое число смещает в сторону 5 и отношение массы топлива/масса пустой ракеты приближается к 4.
Большее или меньшее (что особо важно) массовое отношение ведет к снижению энергетической эффективности. Но так как края "горба" пологие, то в принципе тут можно варьировать отношение скоростей истечения и массовое число достаточно широко. Но если вы на 1 кг ракеты будете запасать 1 кг рабочей массы, то вы получите энергетически избыточную ракету. Вы сэкономите стартовую массу (у нас этому привыкли буквально молиться во всех мурзилках для юных космонавтов), то вы очень сильно греете вселенную избыточным выделением энергии. За одно и жгуте паразиткой свою конструкцию.

Про ступени. Тут выше везде одноступенчатая ракета. По-сути многоступенчатость стоит обсуждать если вы хотите улучшить отношение мертвой массы (баки, двигателе) к полезной нагрузке. То есть многоступенчатость - это некоторое усовершенствование одноступенчатой. Но принципиального прорыва многоступенчатость не может сделать. Да, когда у вас массовое число становится 12-20 (это уже граница разумного массового числа для ракет стартующих с земли, да и в космосе есть своя плата, сейчас тут не суть), вам нужно наверное думать о множестве ступеней (оптимально для химии 5-9 на одной ступени).
Но в выше приведенном графике массовое число очень даже правильное. На килограмм ракеты 3 кг топлива.
Штерн в "Ковчег 47 Либра" сморозил фигню.
Он заложил 1 к 1. На килограмм массы дал 1 кг рабочего тела. В итоге у него там детская ошибка (тройка с плюсом товарищу Штерну). 1 кг на 1 кг  урана-235 просто не хватает энергетически что бы разогнать продукты деления до 10 000 км/с (так действительно получается при таком массовом числе, тут посчитано все верно) при заданной энергетической эффективности бортового реактора 0.25



Но ошибка Штерна именно в выборе НЕОПТИМАЛЬНОГО массового числа для ковчега. Заряди он ковчег тремя кг рабочего тела (и топлива) на 1 кг массы пустого корабля, во-первых энергетики урана хватило бы с избытком и при 0.25 (можно было бы взять и некое дополнительное инертное рабочее тело для улучшения работы двигателя) так как скорость истечения заметно снизилась бы (не помню уже сколько, я считал, вроде 7 000 км/с, но возможно вру) и тяга стала бы побольше (хотя это мало сказалось бы на среднем ускорении, так как корабль в 2 раза тяжелее в начале), но самое главное потребовалась бы УДЕЛЬНАЯ мощность ниже для такого срока полета (или перелет произошел быстрее при выбранной мощности реактора). Не доработали его умники там в своей халабуде-сторожке на вершине горы в своём интеллектуальном заповеднике.

[exeld]

там отношение начальной массы к конечной 3.9.

[alex_semenov]

там отношение начальной массы к конечной 3.9.

Я и говорю. Это если вы разгоняетесь от 0 до v. В одну сторону ( без грав полей и сопротивления среды. Сферический конь в вакууме в обще, но при полете к звездам это так и есть по-сути).
Тогда 3.9 (примерно)
Но если вы разгоняетесь до v/2, а потом тормозите до 0, то оптимум смещается к 3. Строго 3.
То есть на разгон вы тратите 2 части массы, а на торможение 1. В сумме 3.
Кстати, Дайсон, считал оптимум через неравенство Каучи и тоже получил оптимум в районе 3 (масса топлива к массе ракеты)
Тут есть врезка с формулами. Полюбопытствуйте.

http://go2starss.narod.ru/pub/E020_FDMT.html

Кстати. Если вы считаете эффективность ракеты при старте с Земли то там все сильно усложняется. Там во-первых работа на подъем в гравитационном поле.
Это усложняет оценку. Там сопротивление воздуха. Все сильно зависит от тяги. В общем просто так общий анализ эффективности уже не сделать.
Ясно что, если ракета "зависла" (не поднимается висит над поверхностью) то полезная работа двигателя равна 0. Хотя топливо расходуется с бешенной скоростью
В общем, я прикидывал случаи эд хос. При выводе первого искусственного спутника эффективность всего привода составила всего 15%.
Но это СУММАРНАЯ эффективность ПРИВОДА (привод это двЖитель плюс двиГатель).
То есть произведение эффективности двиЖителя (ракеты) при выходе на орбиту плюс эффективность двиГателя (ЖРД). Я просто посчитал потенциальную и кинетическую энергию выведенных частей (спутника плюс вторая ступень, которую весь изумленный мир и наблюдал как яркую точку, приняв ее за спутник) и поделил на теплоту сгорания всего заправленного в ракету керосина. То есть эффективность двигателя вошла в общую оценку.
Выше мы не рассматриваем эффективность двиГателя. Это пока в стороне. Он тоже нужнается в своей оптимизации и это совсем другая история.
Мы здесь пока говорим о двЖителе - ракете. Абстрактной.
Но тех графиках что выше эта эффективность ~74-61 (для перелета, кажется, надо поднимать расчеты) %
Это если у вас постоянная фиксированная (произвольно выбираемая но фиксированная) скорость истечения.
Но можно иметь эффективность и выше, скажем 95%, если иметь переменную скорость истечения. При этом массовое число будет под 20 (на 1 кг ракеты надо иметь 20 кг ракетной массы). И это разгон в одну сторону. Простейший случай. Перелет я не анализировал.

[exeld]

там отношение начальной массы к конечной 3.9.
Я и говорю. Это если вы разгоняетесь от 0 до v. В одну сторону ( без грав полей и сопротивления среды. Сферический конь в вакууме в обще, но при полете к звездам это так и есть по-сути).
Тогда 3.9 (примерно)

да,понимаю.это я Сергею Н отвечал на его уточняющий вопрос)
но мы с вами просто о немного разных вещах говорим.
Вы о матнматически идеальной ракете,я о том что на идеальность можно немного забить и получить с этого вполне весомые плюшки.
вроде сокращения вчетверо времени работы реактора взамен на увеличение времени полёта на одну восьмую.
согласитесь-продлить жизнь звездолёту на12,5% немного проще,чем продлить жизнь реактора на 300%?

[Mercury127]

согласитесь-продлить жизнь звездолёту на12,5% немного проще,чем продлить жизнь реактора на 300%?

а это еще вопрос, удасться ли запустить реактор опять после многовекового простоя.

[exeld]

+ Вложения и другие параметры
подсказка: нажмите alt+s для отправки или alt+p для предварительного просмотра сообщения

 


Сообщения в этой теме
Автор: Mercury127
« : Сегодня в 19:29:10 »Цитировать (выделенное)
Цитата: exeld от Сегодня в 16:07:33
согласитесь-продлить жизнь звездолёту на12,5% немного проще,чем продлить жизнь реактора на 300%?
а это еще вопрос, удасться ли запустить реактор опять после многовекового простоя
ага)не получиться конечно запустить сильнонапряжённые системы после веков полёта
к чему и веду-нефиг в эту сказку верить,как и в пашущую полторы тысячи лет ДУ.
надеемся на петлю магнитную.в теме про неё было что за 72года с любой скорости можно затормозиться до полтиника.поверим что на треть правда-тормозим до 50км/с двести лет.также как на реактивном приводе в модели.
что это даёт?
на 200ватт на кг непрерывно разгоняяясь и тормозя до центавры мы делаем ∆v 4000км/с.
при средней путевой тысяча кмс.
забиваем на торможение и делим дельту на четыре.
время разгона на паре реактор-ионник падает квадратично.до сотни лет.
триста км/с из тысячи даёт пинок от Солнца.
ноль семь квадрат к времени разгона.полвека работы реактора.
вроде представимо.
бомжелёт полетел.нигде не ошибся?

[Сергей Н]

Важный нюанс. У оптимальной ПЕРЕЛЕТНОЙ ракеты (которая разгоняется в начале и тормозит в конце одним двигателем) энергетический минимум ВСЕГДА при массовом числе 4.

Это видимо основы, а я как-то не вникал. Не очевидно нифига, в отличии от особенностей УИ, которые тут давно разбирали. Спасибо. ))

Еще вопрос. Есть ли подобные графики для ракеты, которая вообще не меняет массу используя только межзвездную среду?
С такими же параметрами от 10 Вт/кг до 1000000.

[crazy_terraformer]

Как насчёт МГД-генерации электричества? Только нужно две магнитные петли — два соленоида. Рекуперируем энергию движения корабля в электрический ток.

[exeld]

Как насчёт МГД-генерации электричества? Только нужно две магнитные петли — два соленоида. Рекуперируем энергию движения корабля в электрический ток.

ага,а электричество на ионники для торможенияD
может быть полезно,конечно,на последних этапах полёта.
вырабатывать ресурс реакторов для работы в системе-рано.
стержни оставшиеся от разгона уже еле дышат.
а вот автоматике контроля требуется унергии уже побольше.
если какого нибудь потомка килоповера не сможем в экономичную и
долгоживущую буржуйку превратить-полезно будет.