Привет и вопрос(ы)

Теги:космос
 

SPK

новичок
Всем привет! Читаю все разделы вашего форума уже почти два года, причем каждый день, но учитывая ваш высочайший уровень знаний, эрудицию и ( увы, несвойственную мне ) деликатность местных жителей ( чего стоит хотя бы ваша выдержка при общении с героиней французского боевика ), просто всегда боялся встревать. Я с детства болен космонавтикой и авиацией, но, больше на ламерском уровне, и сложных формул, в отличие от вас, увы, просто не понимаю ( гуманитарий, не технарь, что поделать  ). Поэтому прошу не обижаться и ответить мне, если возможно, на несколько конкретных вопросов, ответов на которые, увы, нигде не нахожу…
Первое : соотношение массы корабля к массе его топлива и моторов при следующей программе : старте с околоземной орбите к Марсу, выходу на его орбиту, старту оттуда к Земле и выходу на околоземную орбиту. Хотя бы порядок : один к пяти, к семи, к десяти? ( Я понимаю, что часть модулей с топливом, вернее, - уже без него , можно будет потом оставить там, но хотелось бы знать именно изначальное соотношение, при старте с нашей орбиты ). И желательно, - в вариантах с ЖРД, ЯРД и ионниками.
Второе : Время полета с орбиты Земли на орбиту Марса и время обратного перелета при всех трех тягах?
Третье : соотношение массы ракеты с Марса к массе выводимого ею груза на марсианскую орбиту. На Земле, если не ошибаюсь, - примерно 20 – 25 :1. Сколько на Марсе?
Четвертое : разряженность атмосферы Марса позволяет более низкую «безопасную» орбиту. Что там может являться аналогом наших 500-600 км? И какова высота «ареостационарной» орбиты ( и соотношение массы буксира с низкой орбиты на стационар к собственно спутнику ) ?
Пока вроде все. С нижайшим поклоном и до встречи!
 

R_D
RD

опытный

Вот хорошая иллюстрация соотношения полезной нагрузки и топлива при старте с низкой орбиты Земли.

 

R_D
RD

опытный

Более подробно можно узнать об этих планах на http://members.aol.com/dsfportree/explore.htm
 
RU CaRRibeaN #12.01.2001 11:55
+
-
edit
 

CaRRibeaN

координатор

SPK>>Первое : соотношение массы корабля к массе его топлива и моторов при следующей программе

Немножко неправильная формулировка, массы ПН( полезной нагрузки ) к отбрасываемой массе... Но к сожалению точный расклад дать сложно поскольку есть такая весч, как удельный импульс (Iу).
Ну т.е. можно представить две ситуации - посностью на ЖРД или взлеты на ЖРД, разгоны на иониках (любом другом песпективном двигателе)...
Итак - ЖРД
Взлет с Земли - 2000 тонн( РН Энергия), выводит на LEO 120 тонн, разгоняется к Марсу
~38 тонн (на водороде)... Прилетает те же 38,
садиться... мнэ тут проблемы - посадка может быть пасивной - только с аэроторможением (это сложно технически), и активная - это попроще, но тогда масса приземлившаяся будет ~18 тонны. При пассивной посадке - 26 тонн. По характеристическим скоростям вывода - порядка 5.8 км/сек к.п.д. гидразин-амиловой ракеты будет порядка 4 процентов - т.е. с 15 тонной ракеты мы выведем 600 кг. Для кислород/метан масса будет раза в 2 поболее... К Земле прилетит для около 80 кг... это по самым оптимистичным расчетам.
Для ионников размассовка будет немного получше - к Земле вернется около 300 кг...


Второе : Время полета с орбиты Земли на орбиту Марса и время обратного перелета при всех трех тягах? -

это вопрос к баллистикам, если про полет туда я хорошо знаю (131-260 дней), то обратный - не знаю. Максимум - примерно 500 дней должно быть.

Третье : соотношение массы ракеты с Марса к массе выводимого ею груза на марсианскую орбиту. На Земле, если не ошибаюсь, - примерно 20 – 25 :1. Сколько на Марсе?

О, если б так, реальный кпд колеблиться между 1 и 4 процентами. Союз - 2.3 %, Энергия - 4.5%, Протон - 2.7%

На Марсе - должно быть примерно в 2 раза больше... на самом деле еще круче - там оч. малы аэродинамические и высотные потери, меньшая ступенчатость РН (1, максимум 2 ступени), как следствие кпд повыше.

Четвертое : разряженность атмосферы Марса позволяет более низкую «безопасную» орбиту. Что там может являться аналогом наших 500-600 км?

Аналогом "Наших" 500-600 км на марсе служит 180-250 км. 200 км - примерно 100.

На остальные вопросты пусть остальные отвечают. :)
Shadows of Invasion.  
RU CaRRibeaN #12.01.2001 15:39
+
-
edit
 

CaRRibeaN

координатор

Поступили уточненные данные по взлетным "расвесовкам" с Марса
Итак
Iу %пустая/взлетная масса кпд
2500 14.5 ~5%
3000 34 ~12%
3500 48 ~14%
4000 60 ~18%
4400 70 ~21%

кпд высчитан на основе прикидки по земным РН... Можно сказать что в инженерный запас я попал :)

Кстати по ионникам/VASMIR/ЯРД - единственное что они делают - это ускоряют полет, причем значительно, а вот массовые характеристики почти не улучшают... Единственно где - при разгонах/торможениях на орбитах Земли/Марса.
Shadows of Invasion.  

SPK

новичок
R_D, за ссылку спасибо, а вот рисунок почему-то не прошел в форум, да и исходный его адрес не открывается.
CaRRibeaN, я благодарен за отзыв, но, увы, вопросов появилось только больше. Видимо я перестраховался в изначальном сообщении и ты не совсем меня понял. Попробую объяснить, но чуть позже. Вначале же, - о возникших из твоих ответов вопросов. С одной стороны ты говоришь, что ионники влияют только на скорость, а разница в массе незначительна, с другой же выясняется, что прилетит 80 кг на ЖРД или 300 кг на ионе, - то есть разница в 4 ( !) раза…
Второе, - в этой таблице что значит – масса пустая ? Что ракета в 14.5 тонн выведет только 5% от самой себя, а вот ракета в 70 тонн выведет на марсианскую орбиту уже 21% от самой себя ? Или я вообще ничего не понял ?
Теперь по поводу перелета. Ты мне ответил по существующим схемам при старте с Земли, прямой посадкой итд. Я же пока хотел бы вообще опустить эти моменты и понять несколько другое, совершенно абстрактное, но конкретное. Вот у нас уже есть на орбите Земли некое тело массой 100% ( чтобы упростить ). Допустим, что это тело неделимо и выводит на траекторию полета к Марсу само себя ( а не разгонный блок, выводящий туда ПН ). Если я правильно понял твои изначальные выкладки, то совершив этот маневр, тело потеряет ( сожженным топливом ) около 60% и при подлете к Марсу будет иметь массу уже 40%. Но этому телу никуда не надо садиться, просто затормозить ( гравитационным ли маневром, прохождением через верхние слои атмосферы, или же просто тормозным тупым импульсом ) и выйти на орбиту Марса. Сколько оно потеряет на этом дополнительных процентов? 10%? 20%?
Теперь ( в отрыве от предыдущего ) представим обратный вариант. Тело массой 100% на орбите Марса. Сколько оно потеряет своих процентов при старте к Земле? И сколько при торможении около Земли и выходе на околоземную орбиту?
Пока все, и не обижайся, я своими вопросами преследую конкретную мысль, но расскажу о ней только по окончании «сбора данных» ))

 
RU CaRRibeaN #12.01.2001 22:57
+
-
edit
 

CaRRibeaN

координатор

С одной стороны ты говоришь, что ионники влияют только на скорость, а разница в массе незначительна, с другой же выясняется, что прилетит 80 кг на ЖРД или 300 кг на ионе, - то есть разница в 4 ( !) раза.

Тут фишка в чем - разгон с орбиты на иониках во много раз выгоднее ЖРДшного, в десятки раз в пределе (!). Однако основные потери - все же на гравитационных стартах (т.е. взлетах с поверхности), и по этому мне все равно сколько прилетит - 0.1% или 0.3% :)


Второе, - в этой таблице что значит – масса пустая ? Что ракета в 14.5 тонн выведет только 5% от самой себя, а вот ракета в 70 тонн выведет на марсианскую орбиту уже 21% от самой себя ?

Масса пустая - это масс незаправленной ракеты, т.е. без "расходных" тел... Собственно для одноступенчатой РН это масс которую надо вывести на орбиту... А кпд - это масса ПН. Ну т.е. кроме ПН еще есть баки, СУ, двигатели, обтекатель и т.д.

"%пустая/взлетная масса" означает сколько в процентах будет весить выведенный объект от стартовавшего. Тонны тут ни причем :) .

Если я правильно понял твои изначальные выкладки, то совершив этот маневр, тело потеряет ( сожженным топливом ) около 60% и при подлете к Марсу будет иметь массу уже
40%.


Да, приблизительно так. Но это для ЖРД, для ионников масса на трассе будет сотовлять до 95% массы на орбите Земли... Надо помнить про удельный импульс - все упирается в него и характеристическую скорость

Но этому телу никуда не надо садиться, просто затормозить ( гравитационным ли маневром, прохождением через верхние слои атмосферы, или же просто тормозным тупым импульсом ) и выйти на орбиту Марса. Сколько оно потеряет на этом дополнительных процентов? 10%? 20%?

Да ни сколько! Это если аэроторможением. Но тормозить надо долго - годы (вспоминая MGS)
Если говорить про тормозной импульс - то тут потери опять же зависят от удельного импульса... Вообщем все упирается в время - если на ЖРД, то потери массы составят ~35%
Если на ионниках - опять же 95.

Тело массой 100% на орбите Марса. Сколько оно потеряет своих процентов при старте к Земле? И сколько при торможении около Земли и выходе на околоземную орбиту?

При старте к Земле на удельном импульсе 3000 (это несиметричный диметилгидразин/тетрооксид азота :):) ) потери будут ~20% На торможении - опять же вопросы по типу/времени...

По поводу перелетов - нету тут нормальных баллистиков, но вообще перелеты Земля-Марс
требуют обычно около 250 м/с характеристической скорости, обратно - должно быть чуть поменее, т.е. это укладывается в 5% массы.

Вот - остальное пусть другие отвечают... Я здесь конечно главный за межпланетные полеты , но надо и честь знать




Shadows of Invasion.  
AD Реклама Google — средство выживания форумов :)
RU CaRRibeaN #13.01.2001 22:55
+
-
edit
 

CaRRibeaN

координатор

Вот еще ссылочка http://www.martiantime.narod.ru/Papers/10108.htm
Спасибо V.B.
В статье даже еще меньше нужно характеристической скорости - я как обычно такие характеристики всегда подгоняю в нужную сторону :)
Эх сколько лаб "генеренных" было сдано :)


[This message has been edited by CaRRibeaN (edited 14-01-2001).]
Shadows of Invasion.  

в начало страницы | новое
 
Поиск
Настройки
Твиттер сайта
Статистика
Рейтинг@Mail.ru