Двигатель для межзвёздных перелётов

[alex_semenov]

Даже вот в этой работе Interstellar Propulsion Using Laser-Driven Inertial Confinement Fusion Physics термин "MW/kg" встречается 7 раз, а "specific power" 18 раз. И именно в том смысле, в каком этими терминами тут я пользуюсь.

Поправка. Если в статье провести поиск не "MW/kg" а "W/kg", то такое сочетание букв там встречается 16 раз!
Собственно, статья и начинается:

To transport a spacecraft to distances far beyond the solar heliosphere and around the planets of other stars will require advanced space propulsion systems that go beyond the existing technological state of the art. The release of fusion energy from the interaction of two low mass atomic nuclei that are able to overcome the Coulomb barrier offers the potential for ∼1011J/g specific energy release and implies that robotic missions to the nearby stars to distances of ∼5–10 ly may be possible in trip durations of the order of ∼50–100 years, travelling at cruise speeds of the order of ∼0.05–0.15 c. Such missions would be characterised with ∼kN-MN thrust levels, ∼GW-TW jet powers, ∼kW/kg-MW/kg specific powers.

Для транспортировки космического корабля на расстояния далеко за пределы солнечной гелиосферы и вокруг планет других звезд потребуются передовые космические двигательные установки, выходящие за рамки существующего технологического уровня. Высвобождение термоядерной энергии в результате взаимодействия двух атомных ядер малой массы, способных преодолеть кулоновский барьер, дает потенциал удельного энерговыделения ~10¹¹ Дж/г и предполагает, что роботизированные миссии к ближайшим звездам на расстояния ~5–10 св. лет может быть возможным при продолжительности путешествия порядка 50–100 лет и крейсерской скорости порядка 0,05–0,15 c. Такие миссии будут характеризоваться уровнями тяги ∼кН-МН, реактивной мощностью ∼ГВт-ТВ, удельной мощностью ∼кВт/кг-МВт/кг.

Иван, статья о любимой вашей концепции "Interstellar Propulsion Using Laser-Driven Confinement Fusion". И там во всю фигурирует фактор УДЕЛЬНОЙ МОЩНОСТИ.
Факт - налицо!
 

[alex_semenov]

Не нравится граната, возьмем ружо. Транспортное средство для доставки ПН массой несколько грамм на расстояние около километра. Какая у ружа удельная мошность?

Вы на 1 км хотите доставить ружьё или пулю? Согласитесь, несколько разные СИСТЕМЫ ТЯГИ! 

Для любого транспорта в вязкой среде параметр удельной мощности БОЛЬЕЕ ЧЕМ ВАЖНЫЙ параметр.



Верно?
Почему для межпланетного и межзвездного транспорта это не должно быть важным? Я же ДОКАЗАЛ (математически) что для звездолёта удельная мощность - АРХИВАЖНО! Не имея достаточной удельной мощности w  для транспортного средства, вы просто не сможете оказаться на нём на дистанции L через время T !!!!

w =  [Ватт/кг ] >= k[метр²/время³]

Этот принцип будет работать для ЛЮБОГО транспортного средства. В частности для ракеты (со своим коэффициентом пропроциональности).
Да, его можно "обхитрить" оставив "двигатель" дома. Как вы хитрите с ружьём и пулей, как это делает лазерный парус (где можно получить удельную мощность транспортируемой системы хоть 3 000 000 000 ватт/кг).
Но когда у вас бортовой источник энергии, то есть вы везёте с собой (разгоняете и тормозите) двигатель, то принцип  неумолимо-жесток. Вы должны помимо всего прочего (достаточную калорийность топлива, скорость истечения ракетной массы...) иметь и минимальную удельную мощность (чего технически часто добиться просто нельзя!)
Отмахиваясь от удельной мощности (или энерговооружённости) ракеты вы поступаете просто глупо.

[alex_semenov]

Это что же, граждане получается!? Мы удельную мощность уменьшаем, а результат много лучше! Где справедливость!?

Иван. Вы этим своим чудачеством (отказом признавать важность удельной мощности) демонстрируете что ФРИКИ бывают очень разные. Даже бывают в рамках известной физики!
Как вы объясняете, что в статье выше про двигатели на лазерном термоядерном синтезе 16 раз встречается термин "W/kg" и 18 "specific powers"?

[alex_semenov]

Возьмем три ракеты Falcun-1, Falcun-9, Falcun-Heavy.

Нахрена мне ваши дурацкие примеры, если я чисто абстрактно-математически показал что имея определённую удельную мощность самая лучшая абстрактная ракета (для которой можно выбрать любую скорость истечения) не может оказаться на дистанции L раньше чем некое Tминимум?
Этот мой результат тут подтвердили минимум три человека (проверив и по-своему сделав все математические выкладки)?
Так, например, на дистанции 60 св. лет НИКАКАЯ (одноступенчатая) РАКЕТА  не может оказаться раньше чем через 10 380 лет, если ее энерговооружённость всего 100 ватт/кг! Варируйте скорость истечение и параметры дистанции как хотите, вы всё равно получите двухмерное "корыто" с минимумом на дне.
Я вам это "корыто" оптимизации сто раз показал (вы действительно настолько не понимаете что я вам показываю?):



Да, можно ещё налепить супеней. Но это не изменит ситуацию радикально. А вот доставляемую массу сведёт к "гора родила мышь" (проклятье формулы Циолковского что так что этак не отменяется).

[alex_semenov]

Получается, что выход из гравитационного колодца и междузвзёздный полёт - существенно разные по вкладу действующих сил задачи. У-ди-ви-тель-но!

Да нет. Просто Иван "включает дурака". Я не могу поверить что человек с образованием МВТУ Баумана может так сильно тупить на задаче по-сути из учебника Пёрышкина.
Ну ясно же что если вы разгоняете ракету до орбитальной скорсоти 8 км/с за примерно 10 минут, то есть каждому килограмму сообщаете энергию 8000²/2 =32000000 Дж/кг, то ваше транспортное средство не может иметь энерговооружённость ниже 32000000/10/60 =53333,3 ватт/кг.
Реально оно должно иметь БОЛЬШУЮ энерговооружённость (ибо процесс неидеален и есть паразитные затраты). И так и есть. Ракета реально имеет энерговооружённость не 50 кВт/кг (сухой массы), а  ~500 кВт/кг (возьмите любую ракету-носитель и посчитайте, получите близкую цифру). Ибо КПД процесса выведение на орбиту как раз порядка 10% и есть. Даже ступенчатость здесь не сильно играет роль.

[alex_semenov]

А какой дурак для таких дистанций будет делать одноступенчатую ракету?

Вот вам ОПТИМАЛЬНЫЙ Зонд Елистратова  с 8 ступенями к Штерновской Либра 47 (60 св. лет) с удельной мощностью 100 ватт/кг (я взял 120 ватт/кг так как тут мощность только к массе ступени без учёта полезной нагрузки, которая - другие ступени и значит чесно взять большую удельную мощность):



Ну да, выигрыш есть вместо 10 тысяч лет, минимальное время полёта,  8 тысяч лет - минимально возможное время полёта. Но какой ценой? К цели прилетает 1/1000 стартовой массы.
То есть ступенчатость много погоды не сделает. Ну чуть улучшит ситуацию (чудовищной ценой). И всё.

Ибо КПД процесса выведение на орбиту как раз порядка 10% и есть.

А почему в справочниках и даже в мануалах по ракетам никогда не указывает их КПД?

Потому что справочники пишутся для дураков-исполнителей которые должны стрелять по наиболее вероятному противнику и знать только то, что им положено знать.
Нефик тем отвлекаться на ПОСТОРОННИЕ вопросы.
Но и в теоретической космонавтике есть диссиденты, задающие "неправильные" вопросы и быстро получающие верные ответы на них.
 

Зы.
Для честности. Я уменьшил долю полезной нагрузки с 0.4 до 0.2. Вот оптимум:



Такое изменение означает, что из начальных 400 000 кг (или тонн) до цели долетает 2 (из которых полезная нагрузка 1) кг (или тонна).
Но всё равно ракета долетает до цели за без малого  7 000 лет.
НЕ РАНЬШЕ!

[alex_semenov]

Это с фотоэлементами?
Не полетит.

Да какая разница с чем?
Тут это не играет никакой роли. Важно что мы снимаем с двигателя ПОЛЕЗНУЮ мощность W как тяга F умноженная на скорость истечения u делённая на 2. Тяга при учёте всех остальных долей даёт ускорение и по-сути параметры траектории. Мы запускаем в Excel-е механизм оптимизации (минимизации времени полёта) и получаем что получаем! Получаем опять же минимум, то самое "корыто" в N-мерной плоскости (здесь уже измерений 3).
Ну это же - азы!

И с какого бодуна у него такая скорость истечения?

С такого, что это ОПТИМУМ. Понимаете?
Энеогетический оптимум. Он же дает и оптимум (минимум) времени в пути!
Если вы это не поняли на одноступенатой ракете, то как же вам это объяснить на случае многоступенчатой?
Вам же даже это (энергетическая эффективность разгона ракеты до скорости v при разной скоростью истечения u. Есть явыный оптмум дающий оптимальное Z и оптимальное u)...



... как барану новые ворота. Так, Иван? А ведь с этого всё и начинается. Но вас этому не научили. А раз так, значит этого и нет.
 

[alex_semenov]

В общем, высокий УИ в какой то мере энергетически не выгодная штука! Особенно когда есть ограничения по мощности движка и энергозапасам. Выгоднее кидаться массой.

Вот даже наш Бармалейкин всё понял верно!



Идеальная ситуация была бы, если бы ракета отбрасывала ракетную массу со скростью РОВНО равную её текущей мгновенной скорсти. Имела бы переменную скорость истечения и она всегда бы равнялась текущей скорости ракеты относительно старта (мы же меряем ее энергию и скорость относительно точки старта).
Тогда бы газы "остановились за соплом ракеты" (в системе отсчёта статра) и вся ПОЛЕЗНАЯ энергия ракетной струи пошла бы на разгон ракеты и мы имели бы КПД ракетного двиЖителя ~ 1 (почему нельзя получить 1 - сейчас не суть важно).
Но если у нас ФИКСИРОВАННАЯ скорость истечения (но мы можем ее произвольно выбирать заранее и зафиксировать) то будет ситуация как на картинке выше.
Сначала газы будут двигаться быстрей чем ракета, потом будет мгновение когда ракета движется со скоростью газов, потом газы будут двигаться "за ракетой" и тоже это потеря полезной энергии струи. И для любой скорости v (что и демонстрируют графики выше) можно подобрать такую скорость истечение u, при которой КПД разгона ракеты будет максимальным. И он составит 0,64671... в общем очень нехило, аж почти 65% (и больше для ракеты с фиксированной скоростью истечния- никак!)
Если же вы выбрали непотимальную скорость истечения (а значит и массовое число) и при этом у вас ограничение по удельной мощности то вы гарантированно разгонитесь до меньшей скорости и значит в пути окажетесь ДОЛЬШЕ.
Ну как это можно не понять?

Почему в учебниках по ракетостроению этого не пишут? Я не знаю! Для меня это - загадка! Потому что не надо это было.
Но я знаю что эту формулу вывел Зенгер в одной из своих работ в 50х (есть где-то у меня сохранённая из Хлынина его работа и там эта же формула оптимума).
Это - классическая мехнаника. Зенгер выводил то же и для релятивизма (что куда сложней и почётней). Но там он упёрся в скорость света (она - оптимальная для ракеты летящей со сжатием времени и пространства с постоянным ускорением). Все дураки уцепились за это и стали у нас носиться с фотонной ракетой.

[alex_semenov]

А вышеуказанную скорость истечения из ядерного реактора никаким образом не вытянуть.

Блин... "Папа, де море?!" (с)
Сущность математики -  в ее свободе. Математика говорит что есть энергетический оптимум для абстрактной ракеты. Точно есть. А то что вы не можете его достигнуть для реальной практической - это уже другое. Кстати добиться 2000 км/с для ионной ракеты - два пальца об асфальт.
Другое дело что для такой ракеты нельзя добиться удельной мощности (по сути ТЯГИ) сильно больше 100 ватт/кг всей конструкции (без топлива).

А что в этой ситуации идеального?
Идеальная ситуация, это когда максимум массы выкидывается с максимумом скорости.

У меня НЕТ СЛОВ!!! 

[alex_semenov]

Если оснастить солнечными панелями и светить на нее лазерами, расставленными на пути разгона, то можно снабжать энергией извне, и не тащить ее с собой в большом количестве!
  Это продолжение идеи "паруса" с фотоэлементами. Кораблик на солнечных батареях корочь. Который потенциально может иметь очень высокую мощность на килограмм массы. Если его еще и подсвечивать дополнительно.

Да Лендис анализировал такую идею и получалось что она не сильно уж лучше лазерного паруса при скорости 0.1с. Да, для меньших скоростей может быть. Я когда-то (в 2003?) видел в сети фан-проект какого-то англоговорящего где подобным образом отправлялась гигантская колония к другой звезде. Подробные расчёты. Там была антенна-ректена, принимавшая радиолуч с Земли из Солнечной системы ну и ионниками разгон. Большой плюс был что проблема торможения как бы снималась.
Сейчас этой ссылки в сети нет (если куда переехала)? Но помню там был ну очень большой звездолёт, кажется на миллион поселенцев... И всё получалось неплохо, так как всё равно тут возникает проблема дифракционного предела и нужны просто циклопические антенны (под 1000 км в диаметре) на передачу и приём энергии.
Если мы уже на это пошли, то лучше уж делать просто лазерный парус и не любить себе мозги.

[alex_semenov]

Но мне энергетический оптимум не нужен.

Значит вы дрянной инженер. Инженерное искусство это почти всегда поиск оптимума. Меньше платить, больше получить.

А почему вы не захотели рассматривать семейства Фалконов с точки зрения их удельной мощности?

Потому что я уже заранее знаю что я получу. Ничего нового. То что я и говорил.
Все стартующие с Земли на орбиту ракеты оказываются в достаточно узком коридоре оптимизации связанном с гравпотерями ускорением, пиком скоростного напора.... Плюс скорость истечения у них у всех фиксирована энергетикой топлива (и слава богу это хоть и не оптимум, но близко к оптимуму и терпимо). К тому же ситуация усугубляется ступенчатостью (что мы разгоняем? Что тут полезная работа?). Много тени на плетени.

[alex_semenov]

 

[alex_semenov]

Ну мы ее уже сильно упростили.

Это не вы ее упростили.
Впервые такой вариант предложил и рассчитал Shepherd в 1952 году.

И этот вариант предполагал 1000-летний полёт к А. Центавре некого ионного звездолёта с очень большой ЭНЕРГОВООРУЖЁННОСТЬЮ, которую было неясно как получить (кстати Шепард как и я прекрасно понимал что энерговооружённость - ключевой параметр для оценки сроков полёта).
См мой перевод статьи.:

Это соответствует среднему приращению по 60 миль в секунду (100 км/с) за каждый год разгона/торможения или примерно одной трехтысячной от ускорения силы тяжести на поверхности Земли. Полезная  мощность на выходе силовой установки пропорциональна этому ускорению, а также скорости истечения (3780 миль в секунду!). Тогда в  данном примере  мощность на выходе должна быть 10 мегаватт (префикс «мега» означает один миллион) на тонну ракеты (удельная мощность выхлопа); другими словами, если бы ракета весила 10 000 тонн, выходная мощность составляла бы 100 000 мегаватт.
Это очень большая потребность в мощности и, конечно же, она не может быть удовлетворена известными нам  инженерными решениями. Сейчас трудно представить себе двигательную установку, работающую с таким высоком уровне мощности  да еще и непрерывно в течение 50 лет. Однако следует ожидать, что техника межпланетных полетов достигнет очень высокого уровня развития прежде, чем человек будет готов приступить к полетам в глубокий, межзвездный космос, а аппараты с малой тягой  и высокой скоростью истечения, вполне возможно, постепенно развиваясь  несколько сотен лет, в итоге достигнут нужного уровня прежде, чем их призовут исполнить эту сложную роль при полете к звездам.

Тут я сам додумался. И только сегодня))) А с теми работами я не знаком. Не попадались.

А про "Дедал" слышали? 1973 год. Такая же схема.

1973-й года для "Дедала" - это только начало. А окончательный отчёт 1978-й. Кстати, за это время (между 1973 и 1978) оптимизм по поводу инерциального термоядерного синтеза очень сильно поубавился. Поэтому британцы со своим отчётом как бы опоздали.

[alex_semenov]

И этот вариант предполагал 1000-летний полёт к А. Центавре н

Не увидел про 1000 лет..
Вариант Шепарда:
"If we were forced to rely upon “milligee” accelerations (or less) then the transit times to the nearest times to the nearest stars would again be brought back to periods measurable in centuries, despite the high ultimate velocities. For example, if we consider a vehicle proceeding half way to α-Centauri with a continuous acceleration of 0,001 с/year (approximately 1 milligee) and then a equal retardation over the remainder of the voyage, we find that it would take 130 years and reach a maximum velocity of only 0.065 с (19,500 km/sec)." - 130 лет с торможением к цели.

Перевод:
«Если бы мы были вынуждены полагаться на ускорения в миллиги (или меньше), то время прохождения до ближайших звезд снова было бы возвращено к периодам, измеряемым столетиями, несмотря на высокие конечные скорости. Например, если бы мы Рассмотрим транспортное средство, идущее на полпути к α-Центавра с непрерывным ускорением 0,001 с/год (приблизительно 1 миллиги), а затем с таким же замедлением на оставшейся части пути. Мы находим, что это займет 130 лет и достигнет максимальной скорости всего 0,065 с (19 500 км/сек)». - 130 лет со торможением к целям.

Это какой-то упрощённый расчёт. Тут предполагается постоянное ускорение, что не похоже на ракету. Я дал ссылку на перевод статьи (правда это перепечатка в популярном журнале и она может быть не полной). У вас есть оригинал 1952-го в JBIS?
Там, в известной мне версии есть такое: "Фактически, мы видим  что полет к ближайшим звездам в принципе становится осуществимой задачей при условии, что мы готовы согласится на время перелета более 100 лет, а возможно, и даже 1000 лет."  А далее, один из разделов так и назван: "1000-летний вояж".

Кстати, за это время (между 1973 и 1978) оптимизм по поводу инерциального термоядерного синтеза очень сильно поубавился.

Откуда это взято? Прямо и сильно наоборот (я считаю по числу публикаций)..

Число публикаций конечно же росло! Но первоначальные ожидания быстро спадали.

Вперед на штурм!
Успешное начало экспериментов по лазерному подходу проблеме термоядерного синтеза внушило приверженцам новoгo направления неудержимый оптимизм.
Совпадение результатов опытов с предсказаниями теоретических расчетов позволяло с уверенностью приступить к проектированию новых установок. И хотя, как
следовало из расчетов, установка должна быть очень большой, сложной и дорогой, ожидаемые результаты позволяли настаивать на ее сооружении. Ведь с помощью лазера с выходной энергией в несколько сот килоджоулей можно практически вплотную подойти к решению термоядерной проблемы!
Умудренные опытом представители классического направления магнитноrо удержания смотрели на оптимизм энтузиастов лазерного направления довольно скептически. И. Н. Головин  один из отцов токамака  сформулировал этот скептически опыт в виде своеобразной Teoремы: «Термоядерная крепость окружена со всех сторон одинаково высокой стеной. Если представителям нового направления кажется, что с их стороны стена пониже, или, что в ней есть брешь, то это свидетельствует только о молодости данного направления».

r. с. ВОРОНОВ  ШТУРМ ТЕРМОЯДЕРНОЙ  КРЕПОСТИ 1985 г.



Первый огромный энтузиазм к концу 70 быстро спал (у Воронова всё хорошо описано но там нет упоминания о хольрауме, который американцы ввели в опыты уже к концу 70х). Новый, как в начале 70х казалось, прорывной подход к термоядерной проблеме, уже в 80х стал ЕЩЕ ОДНИМ и таким же сложным как прямой через магнитное удержание. Оба подхода стали в один ряд по сложности. Но "Дедал" в 1973 возник именно на пике энтузиазма (не оправданного) после статьи Наколлса в ноябре 1972-го года. Тогда казалочь, что это - царская дорого к термоядерной проблеме. И на этом и был построен "Дедал".

[alex_semenov]

«Если бы мы были вынуждены полагаться на ускорения в миллиги (или меньше), то время прохождения до ближайших звезд снова было бы возвращено к периодам, измеряемым столетиями, несмотря на высокие конечные скорости. Например, если бы мы Рассмотрим транспортное средство, идущее на полпути к α-Центавра с непрерывным ускорением 0,001 с/год (приблизительно 1 миллиги), а затем с таким же замедлением на оставшейся части пути. Мы находим, что это займет 130 лет и достигнет максимальной скорости всего 0,065 с (19 500 км/сек)». - 130 лет со торможением к целям.

Миллиги это 1/1000 от 9,8 м/с², то есть 0,0098 м/с². Тут нет скорости истечения (если всё же речь идёт о ракете). Но если пиковая скорость 19 500 км/с, то я предлагаю взять вашу, Иван, "любимую" скорость истечения в 10 000 км/с (это почти половина от пиковой скорости и даже моя страсть к энергетической оптимизации ракеты тут будет вполне удовлетворена это не оптимум но где-то рядом). Тогда высчитать удельную мощность w такой ракеты несложно. Мощность W:

W =Fu/2 = amu/2; w = W/m = au/2 = 0,0098*10 000 000/2 = 49000 Ватт/кг. Ну округлённо 50 кВт/кг. Мы тут не учли переменность массы (в начале ускорение меньше) поэтому для реальной одноступенчатой (пока рассматриваем ее) ракеты потребуется большая энерговооружённость чтобы вложиться в срок.
Если мы соблюдём условие Шепарда что полноценная ракета с переменной массой  летит с постоянно включенным двигателем (нет инерциального участка, что не есть оптимальная траектория для ракеты), то мы получим из моей задачи оптимизации (при u=10 000 км/с и энерговооруженности 50 кВт/кг).. 257 года. Хотя если оптимизировать траекторию как это делаете вы (а теперь и я), то при 50 кВт/кг и всё так же зафиксированной скорости истечения в 10 000 км/с ракета будет у цели через  226 лет. И это не самый оптимум для данной удельной мощности. Если бы мы могли позволить себе произвольно выбирать скорость истечения ракеты, то при 50 квт/кг,  оптимум был бы ... 11 500 км/с  и ракета была бы у цели через.. да по сути, грубо, через те же 226 лет, то есть мы "топчемся на дне корыта оптимизации" и выигрыш почти никакой. Ваша ракета недалека от теоретического оптимума. Она почти в нём. Так что 226  в пути...

Что бы прилететь к А.Центавре на 4.3 св. года за 130 лет (136 лет), как насчитал себе Шепард (мы не знаем его условия полностью), при скорости истечения 10 000 км/с, по оптимальной траектории ваша ракета должна иметь энерговооружённость 300 000 ватт/кг И НЕ МЕНЬШЕ (получится больше? ради бога, я буду за вас только рад). Хотя если бы при такой энерговооружённости вы произвольно могли выбрать скорость истечения, то лучшая скрость истичения на такой дистации в 4,3 св.г. будет 21 000 км/с и время перелёта сократится до 124 лет. Как мы видим, выигрыш от оптимизации не бог весть какой. Но остаётся главное условие: энерговооружённость звездолёта должна быть по-сути как у ракеты-носителя, стартующего с Земли на орбиту 300 квт/кг. И вот этот БАРЬЕР взять - недетская инженерная задача. Упаковать ракету в такую энерговооружённость.

Шепард собирался делать ионную ракету-автофаг. То есть сжигать по пути ненужные двигатели (поэтому и получил ускорение постоянным?) Но всё равно даже в его случае удельная мощность для 130 летнего перелёта будет 50 квт/кг. Это минимум на 3 порядка больше чем то, что мы могли себе позволить в недавно отменённом Роскосмосом буксире "Зевс" (30-50 ватт/кг). Поэтому он и писал: "Это очень большая потребность в мощности и, конечно же, она не может быть удовлетворена известными нам  инженерными решениями. Сейчас трудно представить себе двигательную установку, работающую с таким высоком уровне мощности  да еще и непрерывно в течение ..."

[alex_semenov]

Какие то еще сотни дет доя развития ионников им надо! Вот смысл вообще забивать голову такими глупостями? Подобные идеи можно генерировать и в пьяном застолье, не будучи академиками))))

Я пару страниц назад у Вас спрашивал: способен ли современный ионник ускорять на 0,01g самого себя? "Голого", т.е. без ПН и запаса РТ, на стенде.
И тишина...
Зато оптимизма *набрать побольше-слетать подальше* хоть отбавляй.

Моё сообщение выше по-сути удовлетворяет ваше любопытство больше чем полностью. 0.01g, это 0,098 м/с²

Теперь вам надо знать скорость истечения из ионника u. Для межпланетных ионников это обычно 50-70 км/с. Тогда удельная мощность:

a*u/2 =0,098*70 000/2 =6860 ватт/кг, то есть ~7 квт/кг. Таких ионников пока нет. Хотя еще в 60х были проекты, которые ПРИБЛИЖАЛИСЬ  к такой энерговооружённости. Сейчас оптимизма меньше (считается что выше 100 ватт/кг никогда энерговооружённости ионника не будет). Но сейчас везде - декаданс и упадок, так что...

Ну вот усопший транспортно-энергетический модуль ....



При массе 21 тонну, u=70 км/с и электрической мощности на двигателях почти ~1 МВт он должен был выдавать тягу не более F=2W/u = 2**940000/70000 =26,8Н
А написано всего 18...
А!!! Балда! У самого же ионника КПД какой? Процентов 75... То есть 20,7 ну почти 18.
Замечу, что у межзвездных ионников (с куда большей скоростью истечения до 10 000 км/с) КПД будет не сильно отличаться от 1. Но тут (на предельно пониженных скоростях истечения плазмы) он действительно невысок...
В общем считаем чистое ускорение из великого Пёрышкина: a=F/m=18Н/21 000 кг = 0,000857 м/с². Округлённо 0,0001g, одна десятитысячная g.
Не Зевс а Геракл!
 

[alex_semenov]

Это какой-то упрощённый расчёт.

Точный расчет дает схожие результаты. Никак не 1000 лет.

У вас есть оригинал 1952-го в JBIS?

Есть.
Проблема та же - статья отсканирована, но не вычитана.

Гм... Богатый вы буратинна! Хотел бы я посмотреть...
 

А далее, один из разделов так и назван: "1000-летний вояж".

Содержание оригинала:
Interstellar Flight_L.R. Shepherd
1.   Introduction   1
2.   Distance, Time and Energy   2
3.   Flight at Near-Optic Velocity   6
4.   The Effect of Interstellar Matter   11
5.   Conclusions   12
Appendix   13
1. Relativistic Equations of Rocket Motion   13
2. Transit Times   16
3. Distance as a Function of Acceleration   16
4. Example of Application of Above Equations   17
References   17

Раздела про тысячу лет нет.

Да, видимо статья в ПОПУЛЯРНОМ журнале 1953-го сильно отличается от оригинала 1952, хотя там написано что это  - перепечатка из JBIS.
Собственно вот ссылка на мой первоисточник. Полностью журнал, статья - в самом конце.

SCIENCE FICTION PLUS - April 1953.pdf

Я уже показал на примере семейства Фалконов, что чем меньше ватт/кг, тем лучше конечный результат.

Да нихрена вы не показали и на такой мутной теме как ракета-носитель вы и не могли показать (там тени на плетени- выше крыши).

И почему вы энерговооружённость меряете в "ватт/кг"? Энерговооружённость - это Дж/кг. С ней наоборот - чем больше, тем лучше.

Это вы меня спрашиваете?
Традиция такая! 
В вики загляните.
Энерговооружённость По английски Power-to-weight ratio.
Еще это же удельная мощность. Разница, что эту меряют в лошадиных силах на кг а не в Ваттах.
Кстати к русской "удельной мощности "в википедии неверно присоеденина английская Surface power density. То есть ватт/м2. Дебилы. На самом деле английский синоним это specific power, но в вики такой статьи нет (поисковик Гугл сразу на запрос "specific power" выдает "Power-to-weight ratio"). Зато тут (я вам уже указывал) этот термин, specific power, постоянно используется.Аж 18 раз. Вы упорно игнорируете этот факт. 
Вы действительно не понимаете разницу Дж/кг и Ватт/кг?
Старую обезьяну новым фокусам так и не научить? Прискорбно! 

Вот еще в помощь  https://energyeducation.ca/encyclopedia/Specific_power

[alex_semenov]

Тоже правильно.
Добавляем тонну топлива.

Удельная мощность ракеты считается к ПУСТОЙ ракете. Я вам уже раз 10 это сказал. Но вы упорно это игнорируете.
Удельная мощность или энерговооружённость транспортного средства это по-сути показатель СОВЕРШЕНТВА конструкции.
Конструкция это всё что входит в сухую массу ракеты.
Топливо - не конструкция. Топливо то, что обременяет конструкцию.
И во всех расчётах оптимизации ракеты я беру удельную мощность ракеты именно к СУХОЙ массе без массы топлива/ракетной массы. То есть, w=a*u/2 здесь a - ускорение пустой ракеты за миг до остановки двигателя (когда ракетная масса уже кончилась).Ну неужели это так сложно понять?
Иван?
Зачем вам СЛОВА, если я вам дал формулы?
Через формулы нельзя заблудиться же!

W= Fu/2 =mau/2; w=W/m =au/2

Для вас это непонятно? Ну что тут может быть непонятного?

[alex_semenov]

Но и на пустой ракете не улетишь.

Никто и не летает. Но всё считаем мы от пустой ракеты.

Берем Раптоп с метровым пустым баком и со стометровым пустым баком. У какого удельная мощность выше? А кто дальше полетит?

Вы всё-таки "включаете дурака". Ваше право!

[alex_semenov]

В формулу для скорости ракеты удельная мощность не входит.

Не входит.

v=u ln(M/M₀) 

Как и не входит ДИСТАНЦИЯ или ВРЕМЯ за которое ракета получит эту самую скорость.
Если же мы введём такие ограничения как дистанция L и время на преодоление дистанции T то у вас мгновенно появится удельная мощность w. И она появится ДЛЯ ЛЮБОЙ системы тяги (или как я это называю "привода"). Ракета - лишь частный случай.

w>=k*L²/T³, здесь k - безразмерный коэффициент связанный с конкретной системой привода.

Дистанция L и время T естесвенно КИНИМАТИЧЕСКИ связаны с ускорением a. Это очевидно всякому, кто учит физику в школе? Не имея некого минимально необходимого ускорения a (да оно наверняка будет переменным, но это сути не меняет) вы не вложитесь в нужный срок T преодолевая дистанцию L. Это легко понять из рассуждений о ракете с постоянно включенным двигателем.
А теперь смотрите. В случае ракеты вы имеете такую простую формулу ее ускорения (и тут удельная мощность w считается мгновенной к мгновенной массе m ракеты вместе с остатком топливом, если хотите):

a =2w/u

Видна главная засада. Чем выше у вас скорость истечения u, тем выше вам нужна удельная мощность или энерговооружённость что бы получить заданное ускорение (тут спрятан секундный расход топлива, то есть вам не важно его знать, если вы знаете энерговооружённость). И тут то и выясняеться что для ракеты со скоростью истечения ~3000 м/с, нужна столько же или меньше энерговооружённость что бы за 8-10 минут выйти на орбиту, чем ракете со скоростью истечения в 10 000 000 м/с, чтобы  разгонаться и затормозится (оптимально) на дистанцию L = 4,3 св. года за <100 лет.
Все эти пляски с оптимизиацией как по траектории (к чему имеете отношение вы) так и по скорости истечения (с чего начинал я, а теперь я оптимизирую и по тому и по другому) сводятся к тому что существует некий минимум, времени для любого w, ниже которого вы просто не можете опуститься.
Да, вы можете еще включить ступенчатость. Расплатиться экспоненциално массой за время... Но (как я понял) и для этой опции есть предел (и как его установить я пока не знаю но догадываюсь уже, нужно рассмотреть некий идеальный корабль-автофаг как предельный случай многоступенчатой ракеты).

Конечно, если вы можете позволить себе условно, удельную мощность в 3 000 000 000 ватт/кг (такую мощность можно помыслить для вполне реалистичного лазерного паруса, а в проекте Хокигра-Мильнера предполагается куда большая за что концепцию и критикуют), то вы можете не думать о такой характеристике как удельная мощность (у химических ракет она очень большая поэтому в учебниках ей никогда особо не уделяли внимание). Но пока вы располагаете источник энергии на борту транспортного средства, вы должны помнить,  что ядерный буксир "Нуклон" планировался на удельную мощность конструкции всего в 30 ватт/кг. 8 порядков разница. А лучшее что мы имеем для химической ракеты, это порядка 100 кВт/кг - 1 МВт/кг сухой массы ракеты (летательного аппарата). И это за счёт того что через энергосистему (ЖРД) проходит сотни и тысячи тонн хладоносителя (химического топлива) всего за считанные ~10 минут. За счёт того что импульс mu покупается не столько за счёт u, сколько за счёт m.
Мои "бесполезные",  игры с абстрактной оптимальной ракетой (где произвольно можно установить скорость истечения) показывают, что для межзвездных расстояний, если мы хотим быстро (менее 100 лет) долететь до цели нам нужны на порядки большие удельные мощности звездолётов, чем у ракет-носителей, выходящих на орбиту Земли. И принцип ракеты тут вступает в ПРОТИВОРЕЧИТ с этим требованием. Что бы лететь к звёздам, мы должны увеличивать скорость истечения, что ведёт к снижению удельной мощности (только бомболёт даёт надежду это не делать).



То есть по-сути это означает что ракета (вообще транспортное средство с источником энергии на борту)  не годится для быстрых (быстней 0.1с) полётов между звёздами. Ваша идея фикс, разогнать термоядерный звездолёт до 0.1с (а с торможением вам нужна дельта-вэ 0.2с) может быть, скорей всего, достигнута лишь для многоступенчатого взрыволёта типа "Орион". Но не для двигателей на управляемом термоядерном синтезе типа "Дедал".
"Дедал" - враки британских учёных. 
10 кВт/кг (см. картинку выше которую нарисовал не я) - это как раз здравая оптимистическая оценка того чего можно достичь. И значит А.Центавра будет достигнута звездолётом на управляемом термоядерном синтезе за ... (счас посчитаю)... 386 лет. Кстати, тоже не плохо. И кстати, заметьте, оптимальная скорость истечения 6 740 км/с.